Rapport d'enquête aéronautique A98H0003

Enregistreurs de bord

  1. Enregistreur de données de vol
    1. Anomalies de l'enregistreur de données de vol (FDR)
  2. Enregistreur de la parole dans le poste de pilotage
    1. Groupe d'écoute de l'enregistrement du CVR
  3. Synchronisation des heures – FDR, CVR, ATS, radar, FADEC
  4. Enregistreur de données de vol d'accès facile
  5. Étude des disjoncteurs
  6. Arrêt du FDR et du CVR
    1. Heure d'arrêt du FDR
    2. Heure d'arrêt du CVR
    3. Heures d'arrêt relatives du FDR et du CVR
    4. Causes possibles de l'arrêt prématuré des enregistreurs de bord
  7. Anomalies du FDR
    1. Déroutement en raison du mauvais temps, interruption de communication pendant 13 minutes, sélections de la page Air Page
  8. Animation du vol
  9. Liste des paramètres FDR
    1. Paramètres invalides et valides dans les trois dernières cases de données du FDR

Enregistreur de données de vol

L'enregistreur de données de vol (FDR) de l'avion a été repêché par des plongeurs le 6 septembre 1998 dans environ 50 m d'eau. Il a été apporté sous escorte au Laboratoire technique du Bureau de la sécurité des transports (BST) à Ottawa pour y être analysé. On l'a placé dans un contenant rempli d'eau distillée pour réduire le risque d'oxydation à la suite de son immersion dans l'eau salée.

(Voir la photo « Enregistreur de données de vol dans l'eau ».)

Le FDR était un enregistreur de L3 Communications (anciennement Loral/Fairchild), modèle F1000, numéro de série 00898, qui enregistrait des données sur environ 250 paramètres de vol dans sa mémoire à semi-conducteurs. Le F1000, qui comprime les données pour les garder en mémoire, contenait des données pour environ 70 heures continues de vol.

La radiobalise sous-marine de détresse (ULB) de l'enregistreur était intacte et toujours fixée au module antichoc qui contient la mémoire. Les supports de fixation de la radiobalise étaient lourdement endommagés, mais ils la retenaient encore à sa place.

(Voir la photo « Radiobalise sous-marine de détresse partiellement fixée à l'enregistreur ».)

L'enregistreur a été rincé à l'eau claire, puis démonté. On a gardé le module antichoc de la mémoire submergé le plus longtemps possible pour réduire les effets de l'oxydation. Le module antichoc interne a été sorti du boîtier extérieur et du boîtier intérieur; il était en bon état et il ne présentait pratiquement aucun signe de dommages causés par l'impact.

(Voir la photo « Autre vue du module antichoc de la mémoire et de la radiobalise ».)

Sur ce type d'enregistreur, les mémoires à semi-conducteurs sont enrobées de mousse. Le module mémoire était demeuré relativement sec et à l'abri des dommages.

(Voir la photo « Module de mémoire interne à semi-conducteurs enrobé de mousse ».)

Par mesure de précaution, on a raccordé un nouveau câble ruban au module mémoire, et le module a été placé dans un des bancs F1000 du BST pour extraction des données. Le module mémoire a été mis sous tension, et on a réussi à récupérer les données et à les copier sur les systèmes informatiques du BST.

Le système d'extraction, d'analyse et de présentation des données du BST a servi à récupérer tout le contenu de la mémoire, y compris les données du vol en question et de six vols antérieurs. L'enregistrement était de très bonne qualité; il n'y avait aucun problème de synchronisation ni de perte de données jusqu'à la fin de l'enregistrement. Les dernières secondes de l'enregistrement, y compris une partie de la dernière case de données (une fraction de seconde) ont été récupérées avec l'aide du fabricant de l'enregistreur. Toutes les données obtenues ont été converties en unités techniques grâce aux documents fournis par Swissair, SR Technics, Boeing et Teledyne (le fabricant du bloc d'acquisition des données de vol). La documentation originale relative aux paramètres indiquait deux données discrètes qui n'étaient pas enregistrées sur cet avion :

  • fumée toilettes (non enregistré par l'enregistreur);
  • fumée cabine (soute) (uniquement installé dans les avions cargo).

Tous les paramètres enregistrés ont été examinés pour le vol en question et les six vols précédents. Pour tout le vol, les données de l'enregistreur considérées pertinentes à l'accident sont présentées sous format graphique. (Voir l'annexe A – Profil de vol : événements choisis dans le rapport.) Elles couvrent l'heure et les huit minutes qui se sont écoulées depuis le décollage de JFK jusqu'au moment où l'enregistreur a cessé de fonctionner.

La référence temporelle des données de l'enregistreur est en temps universel coordonné (UTC), synchronisé à l'heure radar, sauf indication contraire. L'information relative au cap est illustrée en degrés par rapport au nord magnétique. L'altitude-pression enregistrée est présentée en pieds et elle fait référence à l'altitude par rapport au niveau de la mer, compte tenu d'une pression standard au niveau de la mer de 29,92 po Hg. L'altitude indiquée obtenue est présentée en pieds par rapport au niveau moyen de la mer (MSL), corrigée en fonction de la pression et sur la foi du calage altimétrique utilisé pour le segment de vol donné. Le paramètre de configuration des écrans d'affichage (DU) était étalonné dans une fourchette de 0 à 63 unités, comprenant 64 configurations possibles, comme l'indiquait une matrice de configuration des écrans d'affichage. Par exemple, une valeur enregistrée de 0 indique une configuration typique correspondant à tous les écrans d'affichage (1 à 6) réglés sur ON de la façon suivante : DU1 = écran de vol principal (PFD) gauche, DU2 = écran d'affichage de navigation (ND) gauche, DU3 = écran d'affichage des indications moteur et des alertes (EAD), DU4 = écran d'affichage de système (SD), DU5 = ND droit et DU6 = PFD droit.

Anomalies de l'enregistreur de données de vol (FDR)

Des anomalies progressives étaient manifestes pour certains paramètres pendant la dernière minute d'enregistrement, après la mise en palier de l'avion à environ 10 000 pieds. On a pu déterminer que certaines anomalies étaient des codes de défaillance, correspondant soit à Aucune donnée calculée (NCD) ou à Aucune mise à jour des données (NDU) (aucune mise à jour du système de transfert des données numériques [DITS]). Les paramètres qui avaient enregistré des codes de défaillance s'échelonnaient entre 0 et une valeur spécifiée correspondant au code de défaillance. Pour les données de 12 bits, les équivalents décimaux des codes binaires de défaillance enregistrés étaient 1536 pour NCD et 2304 pour NDU.

Dans le cas d'une défaillance NCD, l'ensemble remplaçable en première ligne (LRU) effectue la surveillance du signal et crée le code de défaillance. Le code de défaillance NDU est créé par le bloc d'acquisition des données de vol (FDAU) au moment où il détecte une perte d'entrée du bus.

Enregistreur de la parole dans le poste de pilotage

L'enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR) de l'avion a été repêché par des plongeurs le 11 septembre 1998 dans environ 50 m d'eau. Il a été apporté sous escorte au Laboratoire technique du BST à Ottawa pour y être analysé. On a placé l'enregistreur dans un contenant rempli d'eau distillée pour réduire le risque d'oxydation à la suite de son immersion dans l'eau salée.

(Voir la photo « CVR immergé dans l'eau ».)

Le CVR est un enregistreur de L3 Communications (anciennement Loral/Fairchild), modèle 93-A100-81, numéro de série 25413, fabriqué en septembre 1982. La bande magnétique en MylarMD de 1/4 po dispose d'une durée d'enregistrement de 30 minutes.

La radiobalise sous-marine de détresse (ULB) de l'enregistreur était intacte et toujours fixée au module antichoc qui contient la mémoire. Les supports de fixation de la radiobalise étaient lourdement endommagés, mais ils la retenaient encore à sa place.

(Voir la photo « Gros plan de l'ULB ».)

La bande était intacte et ne montrait aucun signe de dommage. La bande a été nettoyée et séchée avec de l'alcool, avant d'être placée sur une bobine pour être lue. Une copie de la bande de l'enregistrement entier de 32 minutes et 27 secondes a été effectuée. Plusieurs fichiers audio numériques à un et deux canaux ont été constitués à partir de l'enregistrement original à quatre canaux afin de fournir des combinaisons appropriées aux fins d'analyse.

(Voir la photo « Bande magnétique à boucle sans fin de 1/4 po immergée dans l'eau ».)

L'enregistreur contenait quatre pistes distinctes, qui avaient enregistré la sortie des panneaux de sélection-écoute des deux pilotes (un canal pour chaque pilote), du panneau de sélection-écoute de l'observateur (dans lequel l'interphone cabine et le système de sonorisation cabine (PA) avaient été sélectionnés) et du microphone d'ambiance du poste de pilotage (CAM). Le BST a constitué un groupe d'écoute du CVR pour transcrire l'enregistrement. Grâce à la reconnaissance vocale, aux modes de respiration avec masque à oxygène et à l'activité de l'équipage, la plupart des communications en phonie ont pu être attribuées aux membres de l'équipage qui en étaient l'auteur.

La qualité de l'enregistrement était passable. Certains passages dignes d'intérêt étaient masqués par les communications VHF d'autres avions, émanant d'un haut-parleur situé au plafond dans le poste de pilotage, surtout au début de l'enregistrement, lorsque la radio VHF 1 ou VHF 2 était sélectionnée par le commandant de bord sur son panneau radio. Vers la fin de l'enregistrement, les radios VHF masquaient moins l'enregistrement. Avant d'utiliser les masques à oxygène, les pilotes n'utilisaient pas de micro-rail d'interphone pour communiquer entre eux, et il était nécessaire de se fier au canal du microphone d'ambiance du poste de pilotage (CAM) pour distinguer les communications internes. Certaines communications n'étaient pas bien distinctes sur le canal CAM en raison du bruit de fond normal et du masquage des communications radio externes émanant du haut-parleur de plafond du poste de pilotage. Les micros des masques à oxygène étaient « actifs » (toujours en train d'enregistrer) sur l'enregistreur, mais l'équipage devait actionner un commutateur à bascule dans un sens pour pouvoir communiquer à l'interne et dans l'autre pour communiquer à l'extérieur par la radio VHF.

Les conversations enregistrées dans le poste de pilotage et la cabine étaient pour la plupart en alémanique avec un peu de français et d'anglais. Les mots transcrits qui n'étaient pas en anglais étaient expliqués en anglais, tels qu'ils avaient été traduits par le groupe d'écoute. Quelques-unes des traductions de l'alémanique étaient influencées par le contexte dans lequel le ou les mots étaient prononcés. L'enregistrement et la transcription de l'enregistreur sont protégés par la Loi sur le Bureau canadien d'enquête sur les accidents de transport et de la sécurité des transports.

Toutes les pistes de l'enregistreur ont été transcrites. Seuls quelques mots et phrases inintelligibles n'ont pu être déchiffrés ou transcrits. Certaines communications du trafic radio étrangères au vol n'ont pas été transcrites; toutefois, tous les appels radio en direction et en provenance du vol SR 111 ont été transcrits. Le trafic de la radio VHF 2 ne passait que sur le canal du commandant de bord (P1) et le canal du microphone d'ambiance du poste de pilotage (CAM) (fréquence d'autorisation océanique), et les communications se faisaient toutes en direction ou en provenance d'autres avions. La radio VHF 1 était utilisée comme la principale radio pour les ATS.

Groupe d'écoute de l'enregistrement du CVR

Les enregistrements phoniques du poste de pilotage étant protégés, seules quelques personnes ont eu accès à l'enregistrement pour en effectuer une transcription fidèle et élaborer un résumé factuel des événements. On a demandé aux représentants accrédités des É.-U. et de la Suisse aux fins de l'enquête de nommer deux membres devant siéger au Groupe d'écoute de l'enregistrement du CVR. Les membres ont été acceptés par le BST sur la foi de leur expérience dans un ou plusieurs des secteurs suivants :

  1. fabrication des systèmes de bord ou construction de l'avion MD-11;
  2. exploitation de l'avion MD-11;
  3. expérience des CVR;
  4. reconnaissance de la voix des membres de l'équipage de conduite;
  5. bonne connaissance de l'anglais et de l'alémanique.

Synchronisation des heures – FDR, CVR, ATS, radar, FADEC

Pendant l'examen initial de l'enregistreur de données de vol (FDR), avant le repêchage de l'enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR), on a converti la référence temporelle arbitraire du FDR en UTC en appariant l'altitude-pression des données radar de Halifax—qui contenaient les marques d'horodatage UTC—à l'altitude-pression enregistrée sur le FDR. Les données de manipulation VHF du FDR ont été ensuite comparées aux communications des ATS. L'information contenue sur les bandes du FDR et des ATS était conforme à la synchronisation des communications radio. Toutefois, les heures UTC spécifiques enregistrées sur la bande des ATS étaient différentes des heures UTC obtenues des données radar; l'heure ATS avançait d'environ 2,9 secondes par rapport à l'heure radar. L'information UTC donnée par le radar était considérée beaucoup plus précise que l'information enregistrée sur la bande des ATS, en raison de la mise à jour automatique de l'horodateur UTC des données radar. Par conséquent, on a utilisé l'UTC radar pour l'analyse des enregistreurs de bord.

Lorsque le CVR a été récupéré par la suite, la bande a été lue sur un magnétophone à bobine à la vitesse de lecture normale de 1 7/8 pouce par seconde et numérisée simultanément. À la lecture, on a trouvé que la vitesse de lecture de l'enregistrement du CVR n'était pas appropriée. En effet, elle était trop lente d'environ 1,6 % par rapport aux communications radio identiques sur la bande de l'ATS. Cette situation était probablement attribuable à une légère différence dans la vitesse de lecture lorsqu'on appliquait la puissance nominale de 400 Hz c.a. au matériel de lecture utilisé par le BST. Compte tenu de cette information, l'enregistrement du CVR a été numérisé de nouveau pour une lecture à vitesse correcte. Comme avec la bande des ATS, les données de manipulation VHF du FDR ont ensuite été utilisées pour synchroniser le FDR avec l'enregistrement du CVR.

(Voir le tableau « Synchronisation du FDR et du CVR ».)

Enregistreur de données de vol d'accès facile

L'enregistreur de données de vol d'accès facile (QAR) installé sur le vol SR 111 a enregistré six fois plus de paramètres de données que le FDR obligatoire. Par conséquent de nombreux paramètres dignes d'intérêt se sont ajoutés lors de l'enquête. Bon nombre de fragments de la bande magnétique ont pu être récupérés dans l'épave. La plupart de ces fragments provenaient de vidéocassettes et de cassettes audio personnelles.

(Voir la photo « Bande magnétique récupérée du SR 111 ».)

Vingt et un segments de bande qui ont pu être identifiés par leur dimension étaient considérés comme provenant probablement du QAR installé à bord du SR 111. Ces fragments mesuraient entre 1 et 117 pouces (environ 10 pieds) de longueur. Le QAR utilisé par Swissair est une cartouche à bande magnétique Penny & Giles (enregistreur numérique ADAS ou DAR). Les bits sont codés et enregistrés sur la bande selon la méthode de modulation de fréquence modifiée (MFM), qui est différente de celle utilisée sur les bandes des FDR. Certains FDR utilisent des signaux biphasés Harvard (les signaux biphasés Harvard sont utilisés comme méthode de codage pour représenter les données binaires sous forme d'oscillogramme), dont les largeurs de transition représentent une à deux fois la période d'horloge. Dans le cas de la MFM, il existe trois largeurs : 1, 1,5 et 2 fois la période d'horloge. La largeur de transition à 2 temps ne dépasse que de 33 % la largeur de transition à 1,5 temps. Dans le cas du signal biphasé Harvard, la largeur de transition à 2 temps dépasse de 100 % la largeur de transition à 1 temps. Il est ainsi plus difficile de distinguer les largeurs de cellule binaire pour le signal MFM. Au moment de la récupération du bit d'information de ces signaux, des erreurs de détection risquent de se propager, étant donné que les décisions de ce que sont les bits sont basées sur les valeurs déterminées pour les précédents bits. Par exemple, une largeur de transition 1 temps peut signifier un 1 binaire si le bit précédent était un 1 binaire ou peut signifier un 0 binaire si le bit précédent était un 0 binaire.

Le QAR enregistre 384 « mots » de douze bits à la seconde, ce qui est comparable aux FDR ordinaires à bande qui enregistrent jusqu'à 64 mots de douze bits à la seconde. Les 384 mots constituent ce que l'on appelle une case; il y a quatre cases par trame, comme dans un FDR. Le QAR assemble deux trames (8 secondes) en un bloc et entoure ces données d'un bloc d'information d'état, d'un total de contrôle de code de redondance cyclique (détection d'erreurs), d'un préambule et d'un synchroniseur final. Le bloc entier est inscrit sur la bande et séparé par un signal mort, que l'on appelle un espace inter-enregistrement et qui sert à séparer les enregistrements. Le préambule comme le synchroniseur final sont de 8 octets. L'état-bloc est de 4 octets, tandis que le total de contrôle est de 2 octets. Les données elles-mêmes sont de 4 608 octets, ce qui fait un total de 4 630 octets. Il y a habituellement quatre pistes d'information. Étant donné que la bande avait été récemment remplacée, et que les nouvelles bandes s'effacent en bloc, les données sont supposées se trouver sur une seule piste. Une bande de QAR avec des données valides a été obtenue de Swissair en vue d'essais avec une « quantité connue ».

Les fragments de bande ont été raccordés par collage sur une bobine, les côtés enregistrés étant enroulés à l'intérieur de la bande. La bande a été lue et numérisée à l'aide d'une carte son de PC, à échantillonnage de 48 kHz. L'oscillogramme du signal a été analysé, et des données ont été trouvées sur 8 des 21 fragments. Les données se trouvaient sur les pistes 2 et 3. Il s'agissait probablement d'une seule piste, vu qu'il n'y avait aucun moyen de connaître l'orientation de la bande au collage. On a jugé nécessaire de « retourner » l'une des deux pistes, afin d'effectuer la numérisation dans le bon sens. Les fragments contenant des données s'échelonnaient entre 3 et 27 pouces de longueur (ce qui représente environ 15 secondes de données).

On a testé l'appareil du fabricant afin d'explorer les capacités disponibles permettant de récupérer des données d'une bande d'essai connue, puis de la bande de l'avion en question. La méthode utilisée exigeait de placer la bande dans une cartouche QAR, puis de la lire avec l'équipement de lecture du QAR. Cette méthode permettait à l'équipement du fabricant d'extraire des données de la bande d'essai, mais non de la bande de l'accident. On s'est ensuite efforcé de récupérer des données en utilisant les méthodes de décodage logiciel disponibles dans le système d'extraction, d'analyse et de présentation des données du BST. Un nouvel algorithme était nécessaire pour le signal MFM puisque ce format n'avait pas été traité précédemment. Malheureusement, même pour les segments dans lesquels le signal était quelque peu reconnaissable, certains problèmes de « synchronisation » de bit, pouvant résulter d'un étirement éventuel de la bande du QAR et des problèmes relatifs à l'amplitude de l'oscillogramme, n'ont permis de décoder que des suites de bits occasionnelles et encore plus courtes.

(Voir l'illustration « Signal MFM tiré d'un des segments de la bande avec des variations d'amplitude ».)

Le nombre de bits qui pouvaient être décodés de façon contiguë n'était pas suffisant pour établir l'emplacement des données avec une trame de données, et il était par conséquent impossible de les transcrire en unités techniques significatives. D'autres segments contenaient un signal impossible à décoder en raison de l'importante distorsion résultant du choc de l'accident.

(Voir l'illustration « Mauvais signal MFM tiré d'un des segments de bande ».)

Le signal de la bande d'essai a pu être décodé sans difficulté avec le logiciel du BST.

(Voir l'illustration « Signal MFM décodable tiré de la bande d'essai ».)

Étude des disjoncteurs

Un certain nombre de déclics étaient audibles sur le CVR (et expliqués dans la transcription de ce dernier). La plupart de ces déclics étaient considérés comme des bruits normaux dans le poste de pilotage; cependant, certains ont fait l'objet d'une étude plus approfondie visant à déterminer s'il s'agissait du déclenchement de disjoncteurs, étant donné que l'enquête s'était concentrée sur l'éventualité qu'un problème électrique ait pu être la cause de l'incendie. Voici quelques-uns des facteurs qui ont pu influencer la signature acoustique :

  • la dimension et le type de disjoncteur;
  • le tableau utilisé et l'emplacement sur le tableau;
  • un déclenchement dû à la chaleur ambiante;
  • un déclenchement dû à une surcharge électrique;
  • le bruit de fond au moment du déclenchement;
  • le système d'enregistrement (le CVR utilisé par rapport à un magnétophone à cassettes);
  • l'amplitude du déclenchement; et
  • l'emplacement des membres de l'équipage faisant obstacle à la source.

SR Technics a mené une série d'essais au sol et en vol permettant d'élaborer une base de sons pour des déclenchements de disjoncteurs connus dans différentes conditions et pour des disjoncteurs de dimensions variées, placés sur les différents tableaux. Les données d'essai ont été créées en fonction des trois méthodes suivantes : déclenchement manuel du disjoncteur; déclenchement du disjoncteur au sol par surcharge du disjoncteur et déclenchement du disjoncteur au moyen d'une corde. On a déclenché des disjoncteurs avec une corde, car on croyait qu'un déclenchement manuel freinerait la réponse acoustique. Il n'a pas été possible, sur un avion en service de simuler le déclenchement d'un disjoncteur causé par une température ambiante élevée.

En plus des essais théoriques, un déclic s'était distinctement fait entendre sur le CVR dans la seconde avant que se fasse entendre le klaxon de débrayage du pilote automatique. Au cours d'un essai au sol, le disjoncteur du pilote automatique avait été déclenché manuellement pour qu'on puisse déterminer le décalage entre le moment où le disjoncteur était déclenché et le déclenchement de la tonalité du klaxon du pilote automatique. Le CVR en question présentait un décalage de 1,1 seconde, et l'essai au sol s'est traduit par un décalage de 0,8 seconde. Les sonogrammes spectraux et la méthode d'inter-corrélation ont été utilisés pour qu'on puisse essayer de déterminer objectivement si le déclic enregistré sur le CVR avant le débrayage du pilote automatique était celui d'un disjoncteur. Malheureusement, à cause des différences entre les avions, des différences entre les systèmes d'enregistrement, de la présence d'un bruit de fond et d'un manque de signes distinctifs, il est impossible d'affirmer avec certitude que le déclic était lié au déclenchement d'un disjoncteur. Quoi qu'il en soit, comme la synchronisation est très étroite et que le déclic ressemble au déclenchement d'un disjoncteur, le déclic enregistré sur le CVR, tout juste avant le débrayage du pilote automatique, pourrait être celui d'un disjoncteur qui se déclenche.

Plusieurs autres déclics ont été étudiés, au moyen de sonogrammes spectraux et de la méthode d'inter-corrélation, pour qu'on puisse déterminer s'ils pouvaient être attribués à un déclenchement de disjoncteur. On a porté une attention particulière à la période précédant la perception par l'équipage de l'odeur dans le poste de pilotage, ce qui aurait pu fournir quelques indices quant à la source de l'incendie. La plupart des déclics ont été rapidement exclus en raison de leur similitude avec des sons connus, comme le bruit de la coutellerie ou les déclics des poussoirs d'émission des microphones au début et à la fin d'une communication.

À 1 h 07 min 6 s, environ 3,5 minutes avant que l'équipage ne perçoive l'odeur dans le poste de pilotage, un son enregistré a fait l'objet d'une étude en raison de sa synchronisation et de sa similitude acoustique subjective par rapport à un déclic survenu juste avant le débrayage du pilote automatique. Malheureusement, des méthodes objectives, comme les sonogrammes et les inter-corrélations, n'ont pas permis de confirmer la source du déclic.

Arrêt du FDR et du CVR

Le FDR et le CVR ont cessé de fonctionner environ 5,5 minutes avant l'impact avec le plan d'eau, à cause d'une perte d'alimentation électrique pendant que l'avion se trouvait à une altitude-pression d'environ 10 400 pieds et qu'il se dirigeait vers le sud. Les heures relatives de l'arrêt du FDR et du CVR fournissent certains indices quant à la panne ou aux pannes de système qui pourraient avoir provoqué leur arrêt.

Le FDR était alimenté par le bus 3 de 115 V c.a. Le CVR était alimenté par le bus de secours droit de 115 V c.a. Les deux bus sont alimentés à partir du bus d'alternateur 3 de 115 V c.a. Les données du FDR indiquent qu'une brève interruption de courant au bloc d'acquisition des données de vol (FDAU) était survenue moins de deux secondes avant l'arrêt du FDR. Un réamorçage logiciel (réinitialisation) du bloc d'acquisition des données de vol avait suivi l'interruption de courant. Le CVR indiquait également une interruption de l'enregistrement dans les deux secondes précédant l'arrêt du CVR. Ces interruptions modifient la synchronisation relative entre les deux enregistrements et, par conséquent, les heures d'arrêt précises.

L'estimation des heures d'arrêt relatives du FDR et du CVR étaient basées sur une analyse des données du FDR au moment du réamorçage du FDAU et de l'interruption de l'enregistrement du CVR.

Heure d'arrêt du FDR

L'analyse des dernières secondes de données enregistrées sur le FDR indique que l'alimentation électrique avait été coupée au FDAU. Le FDR s'était désynchronisé après le mot 54 de la case 3, qui correspond à environ 1 h 25 min 39,8 s. Deux mots contenant des 1 et des 0 avaient alors été enregistrés, suivis par 27 mots qui, pour la plupart, contenaient seulement des 0. Le FDR a ensuite recouvré sa synchronisation, répétant la case 3, mais avec des valeurs mises à jour. Le compteur de trames a été incrémenté d'une unité, et l'enregistrement s'est poursuivi pendant une autre case partielle de 22 mots valides (d'une durée de 22/64 seconde) après laquelle l'enregistreur s'est arrêté. On a déterminé qu'une brève interruption de courant au FDAU était survenue entre le mot 54 et la série de 0. Lorsque le FDR perd les signaux émanant du FDAU, il continue à enregistrer jusqu'à deux mots (durée de 2/64 seconde), selon les essais effectués par le fabricant du FDR.

Le FDR va fonctionner pendant une interruption de l'alimentation pouvant durer jusqu'à 400 millisecondes, mais sans effectuer d'enregistrement. Une fois le courant rétabli, le FDAU avait été réamorcé, comme l'indiquent les 27 mots de 0 (durée de 27/64 seconde). On a considéré qu'il s'était agi d'un réamorçage logiciel, puisque des 0 avaient été enregistrés sans que le compteur de trames ne soit réinitialisé. Un réamorçage logiciel laisse entendre que l'interruption d'alimentation avait pu durer entre 10 et 400 millisecondes. La durée réelle de cette interruption n'a pas été déterminée. Toutefois, il est très probable qu'elle ait duré au moins 2/64 seconde puisqu'elle avait permis l'enregistrement de deux mots différents de zéro, représentant une perte du signal du FDAU. Par conséquent, à la suite de la perte du signal du FDAU, aucune donnée n'avait été enregistrée pendant une période maximale de 0,37 seconde (0,4 moins 2/64).

D'après le profil du réamorçage et la durée possible de l'interruption de l'alimentation, le FDR aurait cessé de fonctionner 1,8 à 2,2 secondes après l'interruption (voir ci-dessus). L'heure d'arrêt du FDR pourrait par conséquent se situer quelque part entre 1 h 25 min 41,6 s et 1 h 25 min 42 s.

(Voir l'illustration « Schéma illustrant les heures d'arrêt possibles du FDR à la suite du réamorçage du FDAU ».)

Heure d'arrêt du CVR

L'enregistrement numérisé du CVR, après correction de l'heure, durait environ 32 minutes et 27 secondes. La référence temporelle arbitraire a été convertie en UTC (d'après l'information du FDR et du radar), la fin de l'enregistrement se situant à 1 h 25 min 41,4 s environ. Cette heure d'arrêt ne tient pas compte d'interruptions d'alimentation éventuelles ayant pu survenir pendant le fonctionnement du CVR, ce qui aurait retardé l'heure d'arrêt. Aucune interruption d'alimentation évidente n'avait été signalée. En outre, la conversion de l'heure arbitraire du CVR en UTC pour le synchroniser avec le FDR se traduit par une plage d'erreur maximale de plus ou moins une seconde, en raison de la fréquence d'échantillonnage d'une seconde des manipulations VHF. Une interruption simultanée de 13 millisecondes dans les deux signaux de radio avait été notée à 1 h 25 min 40,1 s. Une fréquence importante de 400 Hz était également présente pendant environ 80 ms, immédiatement après l'interruption dans le canal radio du copilote. Cette signature de 400 Hz était aussi présente simultanément sur le canal audio (PA) de l'observateur.

(Voir les illustrations « Signatures d'amplitude/heure des canaux du copilote et du microphone du poste de pilotage vers la fin de l'enregistrement du CVR » et « Signatures d'amplitude/heure des canaux du commandant de bord et de sonorisation cabine vers la fin de l'enregistrement du CVR ».)

Toute communication par les microphones du commandant de bord et du copilote a été perdue à partir de l'interruption jusqu'à la fin de l'enregistrement. On a essayé de déterminer si l'interruption avait été causée par une interruption de l'alimentation du CVR. D'après la synchronisation utilisée, l'heure de l'interruption sur les canaux radio se situait environ 0,3 seconde après l'heure de l'interruption de l'alimentation au FDAU. Il est possible que l'interruption du CVR et l'interruption de l'alimentation au FDAU aient été liées au même événement et, par conséquent, qu'elles soient intervenues au même moment, l'erreur de synchronisation étant d'environ 0,3 seconde.

Le fabricant du CVR a effectué des essais sur le même modèle d'enregistreur afin de caractériser la signature de l'amplitude/heure du signal pendant une interruption d'alimentation. Une entrée de signaux de 1 kHz a été enregistrée sur les quatre canaux et une interruption d'alimentation de 80 millisecondes a été appliquée. La signature a été comparée pour toute ressemblance éventuelle avec l'interruption de l'enregistrement et la signature 400 Hz observée sur le CVR en question. L'essai a révélé une nette décroissance de l'amplitude au moment de l'interruption de l'alimentation, et une modulation de l'amplitude est survenue pendant 200 ms au moment du rétablissement de l'alimentation.

(Voir l'illustration de « Signatures d'amplitude/heure de l'interruption d'alimentation de 80 ms appliquées à un CVR d'essai ».)

La signature d'essai ne semblait pas ressembler à l'interruption d'enregistrement subie par le CVR en question, comme il est indiqué ci-dessus. Étant donné que les quatre canaux et l'oscillateur de polarisation sont alimentés par la même source, une interruption d'alimentation toucherait vraisemblablement les quatre canaux simultanément. Les signatures de l'accident émanant des quatre pistes étaient cependant différentes. Le CVR possède une capacité d'essai qui lui permet, lorsqu'elle est utilisée, d'enregistrer une tonalité d'essai de 600 Hz à tour de rôle sur les quatre canaux. La tonalité est également enregistrée au démarrage normal et elle devrait normalement se produire lors du rétablissement de l'alimentation électrique après une interruption. La tonalité d'essai n'était présente sur aucun des canaux du CVR de l'enregistrement en question. D'après les renseignements disponibles, il ne semble pas qu'une interruption d'alimentation soit survenue au moment de l'interruption de l'enregistrement et de la signature de 400 Hz, ni à aucun moment pendant l'enregistrement. Il est plus probable que les deux canaux radio et, peut-être, les autres canaux du CVR en question avaient subi une certaine forme de brouillage électrique à la fin de l'enregistrement.

Heures d'arrêt relatives du FDR et du CVR

Les heures d'arrêt relatives du FDR et du CVR sont subordonnées à deux inconnues, à savoir la durée de l'interruption de l'alimentation au FDAU et la synchronisation de l'heure. À partir de la synchronisation, l'interruption de l'alimentation au FDAU et l'interruption de l'enregistrement du CVR étaient séparées de 0,3 seconde. Vu qu'il existe une tolérance de plus ou moins une seconde de synchronisation, et qu'il est possible qu'un événement ait pu causer l'interruption de l'alimentation au FDAU ainsi que l'interruption de l'enregistrement du CVR, on pourrait présumer que l'interruption de l'alimentation et celle de l'enregistrement s'étaient produites simultanément. Si les deux enregistrements étaient synchronisés à partir de ce moment, le CVR aurait alors cessé de fonctionner une demi-seconde au moins avant le FDR. Le point de synchronisation utilisant les manipulations VHF (utilisées à titre de référence pour l'enquête) et le point de synchronisation qui présume que l'interruption d'alimentation et celle de l'enregistrement avaient coïncidé, donnent à penser que le FDR et le CVR n'ont pas cessé de fonctionner en même temps. Toutefois, puisqu'il n'a pas été possible de déterminer si l'interruption de l'alimentation et l'interruption de l'enregistrement étaient coïncidentes, et vu qu'il existe une tolérance dans la méthode de synchronisation des entrées VHF, il est également possible que le FDR et le CVR se soient arrêtés en même temps.

(Voir l'illustration « Heures d'arrêt relatives du FDR et du CVR montrant un chevauchement des périodes d'arrêt ».)

Causes possibles de l'arrêt prématuré des enregistreurs de bord

L'équipage avait vérifié le commutateur CABIN BUS, qui est le premier élément sur la Liste de vérifications de Swissair en cas de fumée ou d'émanations d'origine inconnue. La liste des vérifications demande aussi de tourner le sélecteur SMOKE ELEC/AIR sur les trois positions possibles (3/1 OFF, 2/3 OFF et 1/2 OFF) à tour de rôle, en faisant une pause à chaque position afin de voir si la fumée diminue. Chaque position met hors tension le circuit électrique et pneumatique associé (un tiers de chaque système). La sélection de la position 3/1 OFF permettrait d'arrêter les deux enregistreurs en même temps, étant donné que le bus d'alternateur 3 de 115 V c.a. est mis hors circuit en position 3/1 OFF.

On pense que le sélecteur SMOKE ELEC/AIR avait été réglé sur toutes les positions au cours des dernières minutes du vol. Pour que les enregistreurs de bord cessent de fonctionner pendant l'utilisation du sélecteur SMOKE ELEC/AIR, il aurait fallu que le sélecteur reste dans cette position jusqu'à la fin du vol (ce qui n'a pas été le cas) ou que d'autres défaillances multiples se produisent simultanément.

Les données de vol ont révélé que le calculateur de données aérodynamiques (ADC-1), ne fournissait pas de données au FDR; c'est-à-dire qu'aucune mise à jour des données (NDU) n'avait été enregistrée environ une demi-minute avant l'arrêt des enregistreurs de bord. Les données radar, échantillonnées environ une fois toutes les cinq secondes, montraient que le mode C (donnée d'altitude) du transpondeur avait été perdu sensiblement au même moment. Si l'ADC-1 fournissait des données au transpondeur utilisé (généralement ATC-1 pour les numéros de vol impairs, comme le vol en question) sur l'altitude en mode C, on pouvait alors s'attendre à ce que la perte du mode C survienne dès que les données aérodynamiques auraient cessé d'être mises à jour dans l'ADC-1. La perte de l'ADC-1 aurait également causé l'affichage de X à la place des paramètres de données aérodynamiques sur l'écran de vol principal du commandant de bord, si l'ADC-1 était effectivement la source utilisée. À ce stade du vol, le copilote pilotait l'avion et le commandant de bord diagnostiquait les défaillances. Le CVR indiquait que les écrans des instruments de vol éélectroniques du copilote s'étaient effacés environ 8 à 9 secondes avant l'arrêt des enregistreurs de bord, et le copilote avait mentionné devoir utiliser les instruments de secours.

Environ 9 secondes après l'arrêt des enregistreurs de bord, le mode C avait été rétabli. Il est plausible que lorsque les écrans d'affichage du copilote s'étaient effacés et qu'il avait été forcé d'utiliser les instruments de secours, le commandant de bord ait décidé de rétablir des données aérodynamiques valides sur ses écrans éélectroniques, puisqu'il ne recevait aucune information de l'ADC-1. Il aurait été alors raisonnable de sélectionner l'ADC-2 comme source de données de rechange pour les écrans du commandant de bord. Cette sélection expliquerait le rétablissement de l'altitude de mode C, pourvu que l'ADC-2 fonctionnait toujours. L'ADC-2 est alimenté par le bus de secours droit de 115 V c.a., lui-même alimenté par le bus d'alternateur 3, le même bus d'alternateur qui alimente les enregistreurs de bord et la première position du sélecteur SMOKE ELEC/AIR. Ce scénario laisse entendre que le sélecteur SMOKE ELEC/AIR n'avait pas été tourné et qu'il n'était pas la cause de l'arrêt de l'enregistreur de bord.

En outre, le FDAU avait subi une interruption d'alimentation électrique inférieure à 2 secondes avant que le FDR cesse de fonctionner, alors que lors d'un autre accident, (Delta Airlines MD-11, N805DE, 9 octobre 1998), l'arrêt pendant que le sélecteur SMOKE ELEC/AIR était en position 3/1 OFF n'avait, semble-t-il, pas eu le même résultat. On considère qu'il s'agirait d'une coïncidence extraordinaire (et par conséquent improbable) si un réglage du sélecteur SMOKE ELEC/AIR avait eu lieu pratiquement au même moment que l'interruption de l'alimentation du FDAU.

Les preuves matérielles retrouvées dans l'épave laissaient également croire que les nombreuses pompes carburant alimentées par le bus d'alternateur 3 fonctionnaient au moment de l'impact avec le plan d'eau.

Le commutateur CABIN BUS avait été mentionné dans le poste de pilotage avant que toute mesure ne soit prise pour mettre la cabine hors tension. Comme le déplacement du sélecteur SMOKE ELEC/AIR sur la première position est une action importante (comparée à l'utilisation du commutateur CABIN BUS) qui touche au fonctionnement de tout l'avion, il serait raisonnable de s'attendre aussi à une communication verbale précédant cette action. Il n'y a eu aucune communication verbale de l'un ou l'autre membre de l'équipage relativement à l'utilisation du sélecteur SMOKE ELEC/AIR. Au cours des secondes précédant l'arrêt de l'enregistreur, lorsque les écrans du copilote s'étaient effacés, il est possible que certains problèmes liés au pilotage de base de l'avion s'étaient aggravés à tel point que les deux membres de l'équipage se sont concentrés sur le pilotage de l'avion et le rétablissement de l'affichage de l'information relative aux instruments.

On considère comme improbable que le sélecteur SMOKE ELEC/AIR ait pu être la cause de l'arrêt des enregistreurs. Les enregistreurs de bord ont probablement cessé de fonctionner à cause de problèmes de continuité du système électrique.

Anomalies du FDR

Les paramètres qui ont enregistré des codes de défaillance étaient associés aux ensembles remplaçables en première ligne (LRU) suivants : FCC-1 (calculateur de commandes de vol), FCC-2, DEU-1 (module électronique d'affichage) et ADC-1 (calculateur de données aérodynamiques). Chaque LRU effectue la surveillance des signaux; lorsqu'une défaillance est détectée, le LRU génère un code de défaillance indiquant qu'aucune donnée n'est calculée. Par exemple, le FCC-1 est doté de moniteurs qui peuvent détecter des court-circuits à la masse dans les lignes d'entrée, des circuits ouverts dans les lignes d'entrée, une perte d'excitation ou une phase d'alimentation incorrecte. À la détection de l'une ou l'autre de ces défaillances, le FCC-1 signalera la sortie synchro anormale comme un absence de calcul de données. Le code de défaillance indiquant qu'aucune donnée n'est mise à jour est généré par le FDAU lorsqu'il détecte une perte des signaux d'entrée du bus. Cette perte peut être provoquée par un certain nombre de défaillances possibles, notamment un circuit ouvert ou un court-circuit à la masse de la ligne d'entrée du bus.

D'après le fabricant, lorsque le FDAU détecte une défaillance, il continuera de produire des données de référence (qui ne sont plus mises à jour) pendant un certain temps, suivies par la génération du code de défaillance indiquant que les données ne sont plus mises à jour. La production du code de défaillance continue jusqu'à ce que la défaillance ait été corrigée. Les dernières données valides (ou le code de défaillance de non-calcul des données, si le FDAU avait produit ce code lorsqu'est apparue la situation en raison de laquelle les données n'étaient plus mises à jour) seront générées pour quatre échantillons avant la génération du code de défaillance de non-mise à jour des données. L'information fournie par le fabricant du FDAU indique que la durée des données de référence dépend du nombre de cases enregistrées au moment où la défaillance survient, et de la fréquence d'échantillonnage du paramètre. Pour les paramètres enregistrés une fois par seconde, on estime que la durée des données de référence se situe à entre 5 et 8 secondes environ. Pour les paramètres enregistrés toutes les deux secondes, on estime que la durée des données de référence se situe à entre 12 et 13 secondes environ. Ces durées sont considérées comme approximatives; il peut y avoir des différences. L'analyse des données du vol en question indiquait que certaines données de référence précédant la production d'un code de non-mise à jour des données avaient été générées pour la durée estimée, alors que d'autres données ne correspondaient pas aux durées estimées. Pour les paramètres (à des fréquences d'échantillonnage différentes) qui ont enregistré le code de défaillance de non-mise à jour et qui étaient alimentés à partir du FCC-1, la durée des données de référence s'échelonnait entre 10 et 16 secondes environ (la plupart des paramètres sont restés les mêmes pendant 12 à 13 secondes). Pour les paramètres (à des fréquences d'échantillonnage différentes) alimentés à partir de l'ADC-1, la durée des données de référence était d'environ 6 à 7 secondes.

Le premier paramètre ayant enregistré le code de défaillance de non-calcul était « angle d'attaque droit 2B » (Angle of Attack Right 2B) à 1 h 24 min 58 s environ. La source du paramètre était le canal B du FCC-1. Dans les deux secondes suivantes, « Déporteur RT5 » (Spoil RT 5) et ensuite « Volet ROB » (Flap ROB) ont commencé aussi à enregistrer le code de défaillance de non-calcul des données, qui provenait aussi du canal B du FCC-1. Selon le constructeur de l'avion, le FDAU reçoit un signal de sortie des canaux A et B du FCC-1 seulement par le canal A. Si un problème survient avec le canal A, par exemple si le canal A ne traite plus les données du canal B, le LRU va générer le code de défaillance de non-calcul pour les paramètres du canal B non traités. Comme les fréquences d'échantillonnage des paramètres n'étaient pas identiques, les moments différents où se sont manifestés les codes de défaillance de non-calcul des données étaient probablement attribuables aux effets de l'échantillonnage.

Le premier paramètre ayant enregistré le code de défaillance de non-mise à jour des données était « Déporteur LT 3 » (Spoil LT 3), à 1 h 25 min 9 s environ. La source du paramètre était le FCC-1. Dix paramètres supplémentaires ont également commencé à enregistrer successivement le code de défaillance de non-mise à jour au cours des deux secondes suivantes. La différence entre les fréquences d'échantillonnage des paramètres représente probablement les différents moments où ont été générés les codes de défaillances de non-mise à jour des données. Une panne de l'alimentation principale au canal A du FCC-1 entraînerait la perte de la sortie du FCC-1 vers le FDAU et la génération de codes de défaillance de non-mise à jour. En cas de panne de l'alimentation principale, une alimentation de relève d'une durée de 1,5 seconde est fournie au canal A du FCC, période pendant laquelle les données du canal B ne sont pas traitées, ce qui se traduit par le premier code de défaillance de non-calcul, lequel précède le code de défaillance de non-mise à jour. Lorsqu'on considère la durée de l'alimentation de relève et le délai de 12 à 13 secondes dans l'enregistrement des codes de défaillance au cours duquel les données de référence étaient enregistrées, la perte du canal A du FCC-1 s'était produite vers 1 h 24 min 57 s. Aucun des paramètres du FCC-2 n'a enregistré de code de défaillance pendant la dernière minute d'enregistrement, ce qui donne à penser que le FCC-2 a fonctionné jusqu'à ce que les enregistreurs de bord cessent de fonctionner.

Vers 1 h 24 min 59,7 s, le premier de deux paramètres discrets du module électronique d'affichage DEU-1 (FMA 2 - Vertical) est passé de « Hold - White » à « No display », indiquant que l'écran FMA (annonciateur de mode de vol) s'était effacé. Le second paramètre discret du DEU-1 (FMA 1 - Roll) est passé de « Heading - White » à « No Display » à 1 h 25 min 0,3 s. Les paramètres DEU ont besoin des données du FCC-1 afin d'afficher les modes FMA connexes.

La vitesse préétablie, l'altitude-pression et les paramètres de température totale (TAT) ont enregistré des codes de défaillance de non-mise à jour vers 1 h 25 min 14 s. Ces paramètres provenaient de l'ADC-1. Lorsqu'on considère les 6 à 7 secondes environ de données de référence précédant les codes de défaillance, on estime qu'une défaillance de l'ADC-1 était survenue à 1 h 25 min 7 s environ. On pense que le transpondeur ATC-1 avait été utilisé, puisque les procédures de Swissair exigent l'utilisation de ce système pour les numéros de vol impairs (par exemple, SR 111). Le transpondeur ATC-1 est habituellement alimenté par l'ADC-1. La perte de l'ADC-1 à l'heure estimée, basée sur les codes de défaillance, correspond au dernier écho radar en mode C à 1 h 25 min 6 s, avant que le mode C ne soit temporairement perdu (le mode C avait été rétabli à 1 h 25 min 50 s).

Plusieurs paramètres discrets avaient enregistré des changements pendant que les données paramétriques enregistraient des codes de défaillance lors de la dernière minute d'enregistrement. Certains de ces changements dans les données discrètes représentaient des événements anormaux ou non réels, survenant probablement à la suite de dommages aux circuits électriques, plutôt qu'à la suite d'interventions de la part de l'équipage. Dans d'autres cas, les changements étaient considérés comme des événements réels, survenus à la suite de dommages liés au système. Le premier paramètre discret à indiquer un changement d'état (considéré comme résultant d'un système endommagé) était FMA 2 - Auto Flight, qui est passé de « A/P 2 - Cyan » à « A/P 2 - OFF Red », ce qui indiquait le débrayage du pilote automatique. On considère que cet événement a réellement eu lieu et qu'il ne s'agissait pas d'une anomalie. Un examen du déplacement des gouvernes donnait à penser que le débrayage n'avait pas été causé par une intervention manuelle accidentelle de l'équipage. De même, rien n'indiquait que l'équipage avait l'intention de débrayer manuellement le pilote automatique. Les communications radio avec les ATS à la suite du débrayage du pilote automatique ont laissé croire que l'équipage était obligé de piloter l'avion manuellement. En outre, le klaxon du pilote automatique qui avait commencé à se faire entendre au moment du débrayage avait continué à fonctionner jusqu'à la fin de l'enregistrement du CVR. Il serait raisonnable de s'attendre à ce que l'équipage passe à l'autre pilote automatique et qu'il essaie de couper le klaxon. Le fait que les membres de l'équipage de conduite n'aient pu utiliser l'autre pilote automatique ni couper le klaxon laisse croire qu'une défaillance du système aurait provoqué le débrayage.

Le paramètre discret « Yaw Damp. Lower 1A », fourni par le FCC-1, était le second paramètre à indiquer un changement d'état à la suite de problèmes liés au système. Alors que le canal 1A de l'amortisseur de lacet inférieur était passé de ON à OFF à 1 h 24 min 54 s, le canal 1B était demeuré sur ON, donnant à penser que le changement n'était pas attribuable à une intervention de l'équipage, mais plutôt à un système endommagé.

Une défaillance associée au FCC-1 correspondait aux codes de défaillance et au changement subséquent dans les données FMA à « No Display ») (perte des données du FCC-1), et elle s'était produite vers 1 h 25 min. Vers 1 h 25 min 15 s, les quatre paramètres de capteur de bec, habituellement fournis par le DEU-1, indiquaient ce que l'on a considéré comme étant des changements d'état anormaux ou non réels, passant de «Retracted » à « Transit » pendant 25 secondes. Ces changements sont considérés comme anormaux, étant donné qu'il n'y avait aucune donnée d'enregistreur de bord indiquant que les becs s'étaient effectivement déplacés de la position rentrée. En outre, la protection des becs en cas de vitesse excessive (seuil de 284 KIAS) aurait empêché les becs de se déployer à la vitesse de 320 KIAS enregistrée à ce moment.

Au moment des changements indiqués par les capteurs de bec, il y avait eu un autre changement dans les données FMA qui a été considéré comme anormal ou non réel. Les données FMA enregistrées représentent l'information affichée sur les écrans FMA du commandant de bord. Dans des circonstances normales, le commutateur SOURCE SELECT du commandant de bord (étiquette 270) est réglé sur DEU-1, et les données FMA enregistrées seront basées sur l'information provenant du DEU-1. Le FDR enregistre la position du commutateur; toutefois, il n'enregistre pas de quel DEU provient l'information servant aux données FMA. Le FDR a enregistré que le commutateur SOURCE SELECT du commandant de bord était demeuré sur DEU-1 pendant toute la durée du vol enregistré. Selon le fabricant du FDAU, lorsque ce dernier détecte une défaillance du DEU-1 (défaillance de l'essai d'activité du bus, qui vérifie la mise à jour d'une seconde de l'étiquette 270), il produit alors automatiquement l'information à partir du DEU-3 (auxiliaire), à la suite de l'enregistrement des données de référence, bien qu'aucun code de défaillance spécifique ne soit généré. Le passage à DEU-3 n'est pas enregistré par le FDR; ce dernier enregistre seulement la sélection du DEU par le commandant de bord, laquelle est récupérée du bus du DEU sélectionné. L'enregistrement des données anormales avait probablement été causé par une défaillance associée au DEU-1, qu'on estime être survenue à 1 h 25 min 8 s environ. Cette estimation tient compte d'un enregistrement de 5 à 8 secondes des données de référence, suivi du passage au DEU-3. Puisque le DEU-3 n'avait pas été sélectionné pendant le vol, les données paramétriques du DEU-3, qui comprenaient les données FMA, n'avaient pas été mises à jour et elles contenaient des données aléatoires de la dernière réinitialisation. Puisque les données discrètes, comme les données des capteurs de becs étaient réparties sur les trois DEU simultanément pendant le vol, le DEU-3 contenait par conséquent de l'information discrète qui ne représentait pas la position réelle des becs. La dernière seconde de données FMA enregistrées correspondait aux valeurs antérieures du DEU-1, avant le passage au DEU-3. Cette situation correspondait à la séquence de réamorçage logiciel du FDAU, selon laquelle le DEU-1 serait temporairement sélectionné de nouveau pendant 1 seconde environ.

À 1 h 25 min 34 s, la valeur discrète « Yaw Damp. Upper2A », fournie par le FCC-2, était passée de ON à OFF. Alors que le canal 2A de l'amortisseur de lacet supérieur passait à OFF, le canal 2B demeurait à ON, donnant à penser que le changement n'était pas attribuable à une intervention de l'équipage, mais qu'il résultait de dommages au système.

Selon le fabricant du FDAU, la perte d'un signal d'entrée discret numérique (système de transfert des données numériques [DITS]) au FDAU aura pour conséquence la production des dernières données valides jusqu'à ce que des données soient de nouveau reçues. S'il y a une perte du signal d'entrée discret analogique vers le FDAU, le signal de sortie du FDR diffère si les données discrètes sont des valeurs discrètes analogiques en série ou en parallèle. Lorsque survient une perte du signal d'entrée pour des valeurs discrètes en série et en parallèle, le signal de sortie du FDR sera 0 et 1 respectivement. Par conséquent, selon le type de données discrètes et leur état au moment de la défaillance, il pourrait y avoir ou non un changement d'état lorsque survient une perte du signal d'entrée au FDAU. Pendant la dernière minute de fonctionnement du FDR, au cours de laquelle les codes de défaillance de temps survenaient à la suite de dommages au système, il est possible que certains des paramètres discrets n'aient pas enregistré de l'information valide. Bien que des donnée discrètes comme « Master Warning » (DITS) n'aient affiché aucun avertissement pendant le vol, la validité de l'information n'était pas connue pour la dernière minute d'enregistrement.

Pendant le déroutement vers Halifax, les paramètres discrets numériques avaient enregistré que tous les groupes de conditionnement d'air et toutes les vannes de régulation de prélèvement d'air avaient continué de fonctionner jusqu'à la fin de l'enregistrement (échantillonné toutes les 4 secondes). La Liste de vérifications de Swissair en cas de fumée dans le système de conditionnement d'air avait été mentionnée par l'équipage sur l'enregistrement de la parole dans le poste de pilotage, mais on ne sait pas si cette liste avait été exécutée. Cette liste de vérifications nécessite que plusieurs combinaisons de groupes de conditionnement d'air et de vannes de régulation de prélèvement d'air soient arrêtés à tour de rôle afin que soit isolée la source de la fumée. Les données discrètes indiquaient que les groupes de conditionnement d'air et les vannes de régulation de prélèvement d'air avaient continué de fonctionner, mais il est possible que ces données aient été invalides (ou figées) pendant la dernière minute de l'enregistrement.

Les LRU FCC-1, FCC-2, ADC-1 et DEU-1 sont situés dans la baie avionique principale, dans le compartiment avionique situé sous le poste de pilotage, mais ils se trouvent à des endroits différents dans la baie. Il n'y avait aucune trace de dommages causés par l'incendie dans le compartiment avionique. Les différents emplacements des LRU à l'extérieur des zones endommagées par l'incendie donnent à penser que les problèmes étaient liés au câblage du système à l'extérieur du compartiment avionique, plutôt qu'aux LRU eux-mêmes.

Déroutement en raison du mauvais temps, interruption de communication pendant 13 minutes, sélections de la page Air Page

On a examiné les données du FDR afin de déterminer si des anomalies existaient depuis l'heure du départ de l'avion de l'aéroport JFK de New York jusqu'au moment où le FDR a cessé de fonctionner. Tout l'ensemble des données du vol en question a fait l'objet d'un examen, mais plusieurs des séquences de temps présentaient un intérêt particulier, notamment :

  • le déroutement en fonction du mauvais temps pendant la montée initiale (entre 0 h 17 min 30 s et 0 h 25 min 30 s);
  • la sélection initiale de la page Air Page (entre 0 h 25 min 30 s et 0 h 40 min 30 s);
  • la séquence de temps comprenant l'interruption des communications radio pendant 13 minutes jusqu'au moment où la présence d'une odeur ou de fumée a été décelée pour la première fois (entre 0 h 32 min 30 s et 1 h 12 min 30 s);
  • la deuxième sélection de la page Air Page (entre 1 h 12 min 30 s et 1 h 22 min 30 s).

L'avion n'avait signalé aucun foudroiement pendant le déroutement à cause du mauvais temps, mais on a tout de même examiné les données pour y déceler toute anomalie liée aux champs rayonnés à haute intensité (CRHI) ou au brouillage électromagnétique (EMI) qui aurait pu être provoquée par un foudroiement. Voici quelques anomalies électriques possibles qui étaient dignes d'intérêt :

  • pertes de synchronisation;
  • cases de longueur inappropriée (absences ou crêtes de données); ou
  • réinitialisation du FDAU (le compteur de trames revient à zéro à la suite d'une interruption de l'alimentation).

Il était également possible que des tensions transitoires aient influencé les sorties des capteurs de manière à causer l'enregistrement de données invalides, des crêtes de données ou encore la génération de codes de défaillance.

Il est à noter que ni les tensions, ni les températures du système (à l'exception de la température totale) n'étaient des paramètres enregistrés compte tenu de la configuration des FDR équipant les MD-11 de Swissair. Aucune anomalie n'a été découverte dans les paramètres du FDR pendant le déroutement dû aux conditions météorologiques ni à aucun autre moment pendant le vol, à l'exception des codes de défaillance et de l'interruption de l'alimentation au FDAU, survenus au cours des 90 dernières secondes d'enregistrement du FDR. Aucun avertissement ni aucune défaillance n'ont été enregistrés à quelque moment que ce soit pendant le vol jusqu'aux 90 dernières secondes de l'enregistrement du FDR, lorsque le système avait été endommagé par l'incendie.

L'écran de système (SD) avait d'abord été sélectionné à la page Air Page à 0 h 25 min 56 s (possiblement 64 secondes plus tôt). La page Air Page était demeurée sélectionnée pendant environ 15 minutes (compte tenu de la fréquence d'échantillonnage). Une seconde et dernière sélection de la page Air Page avait été enregistrée à 1 h 12 52 s (possiblement 64 secondes plus tôt), après que l'équipage eut commencé à percevoir une odeur et de la fumée. L'écran de système était demeuré sur la page Air Page pendant 9,5 minutes. L'information figurant sur la page Air Page comprenait les éléments suivants :

  • températures des gaines, y compris toute surchauffe;
  • températures de zone et températures de consigne;
  • températures des groupe de conditionnement d'air, y compris toute surchauffe;
  • indications des détecteurs de fumée et de chaleur;
  • information relative aux gaines et à la circulation, y compris la défaillance du collecteur;
  • information relative aux groupes de conditionnement d'air, y compris toute surchauffe et toute défaillance du collecteur;
  • pressions et températures de prélèvement moteur, y compris les dépassements de limite;
  • fonctionnement des vannes de régulation de prélèvement d'air, des vannes d'isolement, de la vanne d'antigivrage d'empennage et des vannes d'antigivrage voilure, y compris toute position non commandée et toute défaillance du collecteur d'aile;
  • affichages d'altitude cabine, de pression différentielle de cabine, de vitesse variométrique cabine et d'atterrissage cabine;
  • affichages des vannes de régulation échappement cabine et des vannes de régulation de charge APU;
  • affichage de la charge en passagers.

En ce qui concerne la sélection de la page Air Page, les paramètres du FDR qui y sont associés sont les suivants :

  • valeur discrète A/C[1] Pack OFF, N1 de l'APU,  N2 de l'APU, valeur discrète APU Fire Warn;
  • valeur discrète Bleed Air OFF;
  • altitude cabine;
  • valeur discrète Cabin Pressure Warn;
  • valeur discrète de chauffage soute arrière et chauffage cabine avant;
  • valeur discrète Pneu Mfld Sup (défaillance de l'alimentation du collecteur pneumatique);
  • état d'affichage du système; et
  • valeurs discrètes d'antigivrage de queue et de position des vannes d'antigivrage de voilure.

Aucun de ces paramètres n'indiquait qu'il y avait eu une anomalie ou un avertissement pendant les sélections de la page Air Page ou à n'importe quel moment pendant le vol. Durant la dernière minute de fonctionnement du FDR, on a remarqué des défaillances progressives du système, la génération de codes de défaillance et une interruption de l'alimentation. Certaines données paramétriques indiquaient une information invalide ou des codes de défaillance pendant ce temps; toutefois, comme aucun code de défaillance n'est généré pour les données discrètes, il est impossible de déterminer si ces dernières étaient valides pendant la dernière minute de l'enregistrement. On a recherché toute anomalie du FDR qui aurait pu être liée à l'interruption de communication radio pendant 13 minutes, mais aucune n'a été trouvée pour ce segment de vol.

Aucun autre paramètre enregistré n'indiquait quelque chose pouvant être considéré comme inhabituel. Les ailerons extérieurs, la position des déporteurs et le paramètre du radar météorologique affiché sur l'écran de navigation ont révélé certaines irrégularités d'enregistrement, mais elles ont été jugées sans importance. En vol de croisière, les ailerons extérieurs sont généralement verrouillés et inclinés de quelques degrés vers le bas. Une valeur de 5,6° a été enregistrée pour l'aileron extérieur droit pendant la phase de croisière, par rapport à une inclinaison de 3° pour l'aileron extérieur gauche. Cette anomalie avait également été remarquée au cours du vol enregistré précédent et elle n'a pas été jugée pertinente pour l'accident. La position du déporteur Spoil LT 5 est passée par intermittence de 0 (position de 0°—déporteurs rentrés) à la valeur maximale (1 023) pendant le vol par rapport à la position des autres déporteurs. On a fait la même observation au sujet de la position des déporteurs Spoil LT 5 et Spoil LT 3 lors de vols enregistrés précédemment. Les différences de position des déporteurs ont été attribuées à l'absence d'un bit de signe enregistré pour les paramètres des déporteurs. Selon l'avionneur, les déporteurs sont des paramètres à signe, bien que la documentation n'en fasse aucune mention. Le bit de signe n'est pas enregistré pour permettre l'enregistrement d'une position de déporteur à plus haute résolution au sein de l'affectation de 10 bits des déporteurs sur la carte d'enregistrement. Dans le cas d'un paramètre à signe de 10 bits, une valeur de 1 023 d'un complément à 2 se traduirait par un angle légèrement négatif (0,1°) de la position des déporteurs. On a déterminé que la définition de la valeur discrète OFF du radar météorologique affichée sur l'écran de navigation dans la spécification relative à la carte d'enregistrement pour le MD-11 était incorrecte.

Animation du vol

Une animation du vol a été créée sur ordinateur afin d'illustrer la séquence d'événements en temps réel. L'animation contient la représentation d'un écran de vol principal pour l'avion MD-11, un médaillon d'un gros plan de l'avion sur toute la trajectoire de vol, la situation générale de l'avion sur la trajectoire de vol, un commentaire écrit sur les principaux événements et l'enregistrement phonique des ATS synchronisé avec l'animation. L'information clé du CVR est illustrée dans l'animation, mais en raison de sa protection par la Loi sur le Bureau canadien d'enquête sur les accidents de transport et de la sécurité des transports, c'est à dessein que la cassette audio de l'enregistrement n'a pas été incluse. Une image satellite 2-D de 1 km couvrant la zone géographique du vol a été superposée à l'animation de vol, de même qu'un prolongement d'axe de piste d'une longueur de 60 nm à partir du seuil de piste.

(Voir l'illustration « Instantané de l'animation du vol par ordinateur ».)

La route au sol a été établie à l'aide des données enregistrées par le FDR, comprenant la vitesse inertielle au sol, l'angle de dérive et le cap magnétique. Le déplacement de l'avion a été déterminé par l'intégration mathématique des données de vitesse-sol. La route au sol a été calculée à partir du début du décollage de l'aéroport JFK jusqu'à immédiatement avant le point d'impact final. Comme le FDR avait cessé d'enregistrer environ six minutes avant l'accident, on s'est servi des données du radar primaire de surveillance pour calculer la route au sol de la dernière portion du vol. En plaçant le début de la route au sol au seuil de la piste 13R de JFK, on s'est aperçu que le point de la route au sol correspondant à l'heure de l'arrêt de l'enregistreur de bord ne concordait pas précisément avec la position des données radar au moment de l'arrêt de l'enregistreur. Cette constatation était probablement attribuable à l'intégration mathématique, aux erreurs de données inertielles et aux imprécisions des données radar. Pour synchroniser la route au sol calculée avec le suivi radar au moment de l'arrêt de l'enregistreur, on a allongé la route au sol calculée selon les données inertielles en appliquant un décalage pondéré aux coordonnées x et y. Bien qu'on ait trouvé que l'allongement requis était minime, soit environ 0,02 % vu les imprécisions de la méthode de calcul et la qualité des données radar et du FDR, la position de l'avion entre le décollage et le moment de l'impact a été jugée approximative.

Le profil de l'altitude pour le segment allant jusqu'au point où l'enregistreur de bord avait cessé de fonctionner était basé sur l'altitude-pression enregistrée. Pour les 5,5 dernières minutes de vol, pendant lesquelles aucune altitude ni donnée de FDR n'avait été enregistrée, on a estimé une vitesse verticale moyenne de descente entre le moment du dernier écho de transpondeur en mode C et l'heure de l'impact. La dernière altitude en mode C de 9 700 pieds avait été enregistrée à 1 h 26 min 4 s, à peu près 5 minutes et 14 secondes avant l'impact avec le plan d'eau, survenu à 1 h 31 min 18 s. Dans l'hypothèse où la descente avait commencé au moment du dernier écho en mode C, une vitesse verticale moyenne de descente d'environ 1 800 pieds par minute était plausible. L'espacement des échos du radar primaire de surveillance après la perte d'information en mode C donnait à penser que la vitesse longitudinale de l'avion était pratiquement constante pendant les virages à droite. Cette constatation, à son tour, laissait croire que l'avion descendait à une vitesse presque constante. Toute variation importante de la vitesse de descente à ce moment aurait probablement été caractérisée par des changements perceptibles de la vitesse-sol et, par conséquent, par l'espacement des échos du radar primaire de surveillance. En l'absence de données plus précises, les 5,5 dernières minutes de l'animation du vol ont été illustrées selon une vitesse de descente constante à partir de 10 000 pieds jusqu'à la surface de l'océan, bien qu'il ait pu y avoir certains écarts par rapport au profil illustré. L'animation s'arrête au dernier écho du radar primaire, à une altitude présumée de 600 pieds environ.

L'animation du vol montre une représentation de l'écran de vol principal qui contient les données enregistrées et l'information dérivée. Les données enregistrées comprennent la vitesse préétablie, l'altitude-pression, le cap magnétique, le rapport de pression (EPR), l'assiette en tangage et en roulis et les modes de pilotage automatique FMA, tous enregistrés à une fréquence de 1 Hz. La position du levier déporteur est représentée par la position du déporteur gauche 5, enregistré une fois toutes les 2 secondes, car la position réelle du levier déporteur n'était pas un paramètre enregistré. L'écran FMA indique la vitesse ainsi que les modes latéral et vertical, d'après les données du FMA-1 et du FMA-2. La vitesse sélectionnée et l'altitude sélectionnée étaient enregistrées toutes les 64 secondes. Les valeurs enregistrées étaient affichées et conservées jusqu'à ce que l'échantillon suivant soit enregistré, même s'il était possible que le paramètre sélectionné ait changé entre les échantillons enregistrés. Les données d'inclinaison en tangage et en roulis servaient à alimenter l'affichage de l'assiette de l'écran principal de vol. La vitesse verticale en pieds par minute a été calculée par différentiation des données d'altitude-pression. La résolution des données d'altitude-pression était telle qu'il a d'abord fallu recourir à un lissage mathématique des données pour compenser le bruit. La vitesse préétablie a été enregistrée sur le FDR; toutefois, puisque l'écran principal de vol affiche également le nombre de Mach aux vitesses plus élevées, ce paramètre a été calculé d'après les données de la vitesse enregistrée et de l'altitude-pression. En outre, une représentation du « repère zébré » indiquant la vitesse maximale admissible en exploitation, VMO/MMO, a été calculée comme une fonction de l'altitude-pression, compte tenu du fait qu'au moins 90 % du carburant dans les extrémités des ailes était présent. Pendant la dernière minute de l'enregistrement du FDR, plusieurs paramètres ont enregistré des codes de défaillance attribuables à des dommages au système causés par un incendie. La génération des codes de défaillance est manifeste à l'écran principal de vol, car plusieurs paramètres changent brusquement de valeur.

L'animation du vol en médaillon montre la distance approximative au sol en milles marins jusqu'au seuil de la piste 06 de Halifax, d'après les données inertielles de latitude et de longitude enregistrées.

Pour le segment d'animation de vol suivant l'arrêt du FDR (six dernières minutes), le profil du vol est basé sur les échos du radar primaire de surveillance. Les approximations de l'assiette, de l'altitude, de la vitesse, de la vitesse verticale et du cap de l'avion, fondées sur les calculs des données radar, sont également affichées.

Liste des paramètres FDR

A/C Pack 1 OFF Elev Pos LT OUTBD Eng 3 Oil Press Low
A/C Pack 2 OFF Elev Pos RT INBD Eng 3 Oil Qty
A/C Pack 3 OFF Elev Pos RT OUTBD Eng 3 Oil Temp
Aileron Pos LT INBD Emer Lights Disarm Eng 3 Throttle Res. Angle
Aileron Pos LT OUTBD Eng 1 Anti-Ice Valve Pos Eng 3 Thrust Rev
Aileron Pos RT INBD Eng 1 EGT FCC Sel - CAPT
Aileron Pos RT OUTBD Eng 1 EPR (P&W) FCC Sel - FO
Altitude: Radio 1 Eng 1 FADEC Sel Flap LIB
Altitude: Radio 2 Eng 1 Fire Warn Flap LOB
Angle of Attack Lt 1A Eng 1 Fuel Flow Flap Posn
Angle of Attack Lt 1B Eng 1 Fuel Valve Open Flap RIB
Angle of Attack Rt 2A Eng 1 N1 Fan Speed Flap ROB
Angle of Attack Rt 2B Eng 1 N2 Core Speed Flight Director Active
APU Fire Warn Eng 1 Oil Press PSI FMA 1 - Auto Speed Protect
APU N1 Eng 1 Oil Press Low FMA 1 - Roll
APU N2 Eng 1 Oil Qty FMA 1 - Roll Armed
Baro Set Capt Eng 1 Oil Temp FMA 1 - Roll Flash
Baro Set FO Eng 1 Throttle Res. Angle FMA 1 - Speed
Bleed Air 1 OFF Eng 1 Thrust Rev FMA 1 - Speed Flash
Bleed Air 2 OFF Eng 2 Anti-Ice Valve Pos FMA 2 - Auto Flight
Bleed Air 3 OFF Eng 2 EGT FMA 2 - Auto Throttle
Brake Pedal Posn L Eng 2 EPR (P&W) FMA 2 - Ground Prox.
Brake Pedal Posn R Eng 2 FADEC Sel FMA 2 - Land Armed
Brake Press LT Sys2 Eng 2 Fire Warn FMA 2 - Land Mode
Brake Press RT Sys1 Eng 2 Fuel Flow FMA 2 - Profile
C of G Eng 2 Fuel Valve Open FMA 2 - Vertical
Cabin Altitude Eng 2 N1 Fan Speed FMA 2 - Vertical Alert
Cabin Pressure Warn Eng 2 N2 Core Speed FMA 2 - Vertical Flash
Cargo Heat Aft Eng 2 Oil Press PSI FMS Sel - CAPT
Cargo Heat Fwd Eng 2 Oil Press Low FMS Sel - FO
Computed Airspeed Eng 2 Oil Qty Frame Counter
Date (Day/Month) Eng 2 Oil Temp Gear Compress Nose-L
DEU Recorded Eng 2 Throttle Res. Angle Gear Compress Nose-R
DEU Sel - CAPT Eng 2 Thrust Rev Gear Down & Locked CTR
DEU Sel - FO Eng 3 Anti-Ice Valve Pos Gear Down & Locked LH
DH Warn Eng 3 EGT Gear Down & Locked Nose
Display Unit Config Eng 3 EPR (P&W) Gear Down & Locked RH
DME1 Dist Eng 3 FADEC Sel Gear Unsafe CTR
DME1 Freq Eng 3 Fuel Valve Open Gear Unsafe RH
DME2 Freq Eng 3 Fuel Valve Open Gear Unsafe RH
Documentary Data Eng 3 N1 Fan Speed Gross Weight
Drift Angle Eng 3 N2 Core Speed Ground Speed
Elev Pos LT INBD Eng 3 Oil Press PSI GS Dev 1
GS Dev 2 ND-WX Radar Slat R2
HF 1 Keying Overspeed Warning Slat R4
HF 2 Keying Park Brake Set Slats Disagree
Hydraul Oil Qty-R1 PFD-ALT Fail Spoil LT 3
Hydraul Oil Qty-R2 PFD-ALT Miscompare Spoil LT 5
Hydraul Oil Qty-R3 PFD-ATT Fail Spoil RT 3
Hydraul Sys 1 Press Low PFD-ATT Miscompare Spoil RT 5
Hydraul Sys 2 Press Low PFD-CAS Fail Spoilers Armed
Hydraul Sys 3 Press Low PFD-FD Fail Stab Out Of Trim
ILS-1/MLS-1 Sel PFD-Feet/Meters Sel Stab. 1 Posn
ILS-2/MLS-2 Sel PFD-HDG Fail Stab. 2 Posn
IRS Sel - CAPT PFD-HDG Miscompare Stall Warn
IRS Sel - FO PFD-HDG/Track Sel Sync codes
Lateral Accel PFD-IAS Miscompare Sys Display Status
Latitude Position PFD-IAS/MACH Sel T/O Config Warn-Flaps
Loc Dev 1 PFD-In/hP Sel Tail Anti-Ice
Loc Dev 2 PFD-MACH Fail TAT
Longitude Position PFD-Mag/True Sel TAT Probe Heat
Longitudinal Accel PFD-V Speed Fail TCAS Display
LSAS LIB Fail PFD-V Speed/FPA Sel TCAS SL
LSAS LOB Fail Pitch Attitude Thrust Limit Mode
LSAS RIB Fail Pitot Stat Heat-AUX Total Fuel Quantity
LSAS ROB Fail Pitot Stat Heat-Capt Track Angle (True)
Magnetic Heading Pitot Stat Heat-FO True Heading
Marker Middle Pneu Mfld Sup UTC
Marker Outer Pressure Altitude Vertical Accel
Master Warning Roll Attitude VHF 1 Keying
Mode 5 Visual Rudder Pos. (Lower) VHF 2 Keying
ND-APPR Mode Sel Rudder Pos. (Upper) VHF 3 Keying
ND-CDI Source Fail SATCOM 1 Keying VOR/NAV 1 Freq
ND-HDG Fail SATCOM 2 Keying VOR/NAV 2 Freq
ND-HDG Miscompare Select Baro Min #1 (DH) Wind Direction
ND-Map Fail Select Baro Min #2 (DH) Wind Speed
ND-Map Mode Sel Selected Airspeed Wing Anti-Ice Valve Pos
ND-No Plan Mode Selected Altitude Yaw Damp. Lower 1A
ND-Plan Mode Sel Selected Flight Path Angle Yaw Damp. Lower 1A/1B
ND-Position Miscompare Selected Heading Yaw Damp. Lower 1B
ND-Predict Wshear-Alert Selected Rwy Heading Yaw Damp. Upper 2A
ND-Predict Wshear-Warn Slat L2 Yaw Damp. Upper 2A/2B
ND-VOR Mode Sel Slat L4 Yaw Damp. Upper 2B

Paramètres invalides et valides dans les trois dernières cases de données du FDR

1 h 25 min 39 s Paramètres invalides dans les 10 derniers mots de la case 3 de 4. Tous les autres paramètres des 54 premiers mots de la case tendent vers les valeurs précédentes.

Aileron Pos LT OUTBD Eng 3 FADEC Sel Hydraul Sys 2 Press Low
APU Fire Warn Eng 3 Fire Warn Hydraul Sys 1 Press Low
Cabin Pressure Warn Eng 3 Oil Press Low IRS Sel - CAPT
Elev Pos LT OUTBD Eng 3 Throttle Res. Angle IRS Sel - FO
Eng 1 Fire Warn Flap Posn Master Warning
Eng 1 Oil Press Low Flight Director Active Pitch Attitude
Eng 2 FADEC Sel FMA 2 - Profile Rudder Pos. (Lower)
Eng 2 Fire Warn FMA 2 - Ground Prox. Slats Disagree
Eng 2 Oil Press Low Gear Down & Locked CTR Vertical Accel
Eng 3 EGT Gear Down & Locked Nose  
Eng 3 EPR (P&W)    

1 h 25 min 40 s Paramètres invalides dans les 9 derniers mots de la case 3 de 4. Tous les autres paramètres des 55 premiers mots de la case tendent vers les valeurs précédentes.

Aileron Pos LT OUTBD Eng 3 FADEC Sel Hydraul Sys 1 Press Low
APU Fire Wrn Eng 2 Fire Warn Hydraul Sys 2 Press Low
Cabin Press Warn Eng 1 Oil Press Low IRS Sel - CAPT
Elev Pos LT OUTBD Eng 2 FADEC Sel IRS Sel - FO
Eng 3 EGT Eng 3 EPR (P&W) Master Warning
Eng 2 Oil Press Low Flap Position Pitch Attitude
Eng 3 Oil Press Low Flight Director Active Rudder Pos. (Lower)
Eng 1 Fire Warn Gear Down & Locked CTR Slats Disagree
Eng 3 Fire Warn Gear Down & Locked Nose Vertical Accel
1 h 25 min 41 s Paramètres valides dans les 22 premiers mots de la case 4 de 4. Les 42 derniers mots de la case n'ont pas été enregistrés, puisque l'enregistrement avait cessé.
Aileron Pos LT INBD HF 2 Keying Pitch Attitude
Altitude: Radio 2 HF 1 Keying Roll Attitude
Angle of Attack Lateral Accel Slat R2
Brake Press RT Sys1 (lb/po2) Lateral Accel Slat L4
Computed Airspeed Longitudinal Accel Spoil LT 5
Drift Angle Longitudinal Accel TCAS SL (bit 21)
Elev Pos LT INBD LSAS ROB Fail TCAS SL (bit 20)
Emer Lights Disarm LSAS RIB Fail TCAS SL (bit 19)
Eng 1 Throttle Res. Angle LSAS LOB Fail TCAS Display
Eng 1 Thrust Rev LSAS LIB Fail Vertical Accel
Eng 1 EPR (P&W) Marker Outer Vertical Accel
Frame Counter Marker Middle Vertical Accel
Gear Compress Nose-R ND-Predict Wshear-Warn VHF 1 Keying
Gear Compress Nose-L ND-Predict Wshear-Alert VHF 2 Keying
Ground Speed Overspeed Warning  

[1]    A/C signifie conditionnement d'air.