CC130342 Hercules - Épilogue - Rapport d'enquête sur la sécurité des vols

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Rapport / Le 21 février 2012 / Numéro de projet : CC130342 - A Cat

Endroit : Key West (Floride)
Date : 2012-02-21
État : Investigation Complète

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Épilogue

Lors d’une procédure de posé-décollé exécutée à la base aéronavale de Key West juste avant que l’avion redécolle, le chef arrimeur qui était assis dans la partie arrière de la soute a entendu un bourdonnement et aperçu un jet de flammes orange traversant la rampe de chargement. Il a défait sa ceinture-baudrier pour prendre l’extincteur, mais une boule de feu orange a jailli en rayonnant, le forçant à se protéger la tête à l’aide de son blouson. Une fois la boule de feu en décroissance, l’arrimeur a alerté l’équipage qu’un incendie s’était déclenché et il s’est dirigé vers l’avant pour s’éloigner de la chaleur et de la fumée.

À ce moment-là, l’avion se trouvait à environ dix pieds au-dessus de la piste. Comme il disposait toujours d’une longueur de piste suffisante, le pilote aux commandes a immédiatement atterri et serré les freins précipitamment pour immobiliser l’appareil, pendant que le pilote non aux commandes avisait le contrôle de la circulation aérienne de l’urgence. Une fois l’avion immobilisé et les moteurs coupés, les neuf membres d’équipage sont rapidement sortis de l’appareil pour se placer en amont de l’avion. Les équipes d’intervention en cas d’écrasement, de lutte contre les incendies et de secours ont rapidement éteint l’incendie. L’avion était considérablement endommagé, et un membre d’équipage a été légèrement blessé.

L’enquête a déterminé qu’un acheminement et qu’un serrage inappropriés réalisés lors d’une modification visant à installer des prises d’essai au sol reliées au système hydraulique auxiliaire ont provoqué des frottements entre le câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique et un tuyau souple hydraulique sous pression. La formation d’un arc électrique entre le câble et le tuyau a perforé le tuyau souple, ce qui a entraîné le relâchement du liquide hydraulique sous haute pression et le déclenchement d’un incendie.   

Les mesures préventives ont inclus le renouvellement de la conception de la modification ainsi que des changements touchant le processus de modification en vue d’inclure l’inspection des câbles et des conduites hydrauliques par un spécialiste afin d’assurer un cheminement et un soutien adéquats et une protection appropriée de ces composants contre les frottements, l’abrasion, les environnements rigoureux et les dommages découlant de dangers prévisibles.  Les mesures préventives ont également englobé des initiatives visant à sensibiliser le personnel sur les risques liés au frottement. 

Un certain nombre d’observations connexes a été fait et des mesures préventives ont été recommandées, notamment celles qui prévoient l’application d’un principe de « double couche » concernant la protection contre le feu du personnel navigant, la politique applicable aux techniciens de la maintenance volant en qualité de membre d’équipage et l’amélioration des communications entre les autorités de navigabilité lorsqu’elles imposent et lèvent des restrictions opérationnelles.

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FORCES CANADIENNES RAPPORT D’ENQUÊTE SUR LA SÉCURITÉ DES VOLS (RESV)

RAPPORT FINAL

NUMÉRO DE DOSSIER : 1010-CC130342 (DSV 2-5)

NUMÉRO D’IDENTIFICATION DU SGESV : 151543

DATE DU RAPPORT : 16 décembre 2015

CATÉGORIE D’ÉVÉNEMENT : « A »

TYPE D’AÉRONEF : CC130 Hercules

NUMÉRO D’IMMATRICULATION DE L’AÉRONEF : CC130342

DATE DE L’ÉVÉNEMENT : 21 février 2012

HEURE DE L’ÉVÉNEMENT (L) : h 58 (heure locale)

ENDROIT : Base aéronavale de Key West (Floride)

EXPLOITANT : 435 Escadron, 17e Escadre

Le présent rapport a été rédigé sous l’autorité du Ministre de la Défense nationale (MDN) en vertu de l’article 4.2 (1)(n) and 4.2 (2) de la Loi sur l’aéronautique et conformément au document A-GA-135-001/AA-001, Sécurité des vols dans les Forces canadiennes.

Le contenu du présent rapport ne doit servir qu’aux fins de prévention des accidents. Le rapport a été rendu public sous l’autorité du Directeur de la Sécurité des vols (DSV), Quartier général de la Défense nationale, en vertu des pouvoirs qui lui sont délégués par le MDN à titre d’Autorité des enquêtes de navigabilité (AEN) des Forces canadiennes.

RÉSUMÉ

Lors d’une procédure de posé-décollé exécutée à la base aéronavale de Key West juste avant que l’avion redécolle, le chef arrimeur qui était assis dans la partie arrière de la soute a entendu un bourdonnement et aperçu un jet de flammes orange traversant la rampe de chargement. Il a défait sa ceinture-baudrier pour prendre l’extincteur, mais une boule de feu orange a jailli en rayonnant, le forçant à se protéger la tête à l’aide de son blouson. Une fois la boule de feu en décroissance, l’arrimeur a alerté l’équipage qu’un incendie s’était déclenché et il s’est dirigé vers l’avant pour s’éloigner de la chaleur et de la fumée.

À ce moment-là, l’avion se trouvait à environ dix pieds au-dessus de la piste. Comme il disposait toujours d’une longueur de piste suffisante, le pilote aux commandes a immédiatement atterri et serré les freins précipitamment pour immobiliser l’appareil, pendant que le pilote non aux commandes avisait le contrôle de la circulation aérienne de l’urgence. Une fois l’avion immobilisé et les moteurs coupés, les neuf membres d’équipage sont rapidement sortis de l’appareil pour se placer en amont de l’avion. Les équipes d’intervention en cas d’écrasement, de lutte contre les incendies et de secours ont rapidement éteint l’incendie. L’avion était considérablement endommagé, et un membre d’équipage a été légèrement blessé.

L’enquête a déterminé qu’un acheminement et qu’un serrage inappropriés réalisés lors d’une modification visant à installer des prises d’essai au sol reliées au système hydraulique auxiliaire ont provoqué des frottements entre le câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique et un tuyau souple hydraulique sous pression. La formation d’un arc électrique entre le câble et le tuyau a perforé le tuyau souple, ce qui a entraîné le relâchement du liquide hydraulique sous haute pression et le déclenchement d’un incendie.   

Les mesures préventives ont inclus le renouvellement de la conception de la modification ainsi que des changements touchant le processus de modification en vue d’inclure l’inspection des câbles et des conduites hydrauliques par un spécialiste afin d’assurer un cheminement et un soutien adéquats et une protection appropriée de ces composants contre les frottements, l’abrasion, les environnements rigoureux et les dommages découlant de dangers prévisibles.  Les mesures préventives ont également englobé des initiatives visant à sensibiliser le personnel sur les risques liés au frottement. 

Un certain nombre d’observations connexes a été fait et des mesures préventives ont été recommandées, notamment celles qui prévoient l’application d’un principe de « double couche » concernant la protection contre le feu du personnel navigant, la politique applicable aux techniciens de la maintenance volant en qualité de membre d’équipage et l’amélioration des communications entre les autorités de navigabilité lorsqu’elles imposent et lèvent des restrictions opérationnelles.

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TABLE DES MATIÈRES

1. RENSEIGNEMENTS DE BASE

2. ANALYSE

3. CONCLUSIONS

4. MESURES DE PRÉVENTION

Annexe A - SCHÉMA DU POSTE D’ÉQUIPAGE

Annexe B - DIAGRAMME DES RÉFÉRENCES FUSELAGE

Annexe C - IGLES ET ABRÉVIATIONS

Annexe D - LISTE DES TABLEAUX ET DES FIGURES

1  RENSEIGNEMENTS DE BASE

1.1  Déroulement du vol

1.1.1  Le 435e Escadron de transport et de sauvetage (ETS) avait été déployé à l’aéroport d’affaires Opa-Locka (KOPF), près de Miami (Floride), afin d’assurer le ravitaillement Air-Air (RAA) des chasseurs CF188 du 410e Escadron d’entraînement à l’appui tactique, qui étaient déployés à la base aéronavale Key West (NASKW). Le 435e ETS était déployé avec l’Hercules CC130342 configuré pour mener des opérations RAA. Des missions de vérification de compétence et d’instruction du personnel navigant devaient être effectuées en même temps que les sorties RAA.

1.1.2  Le 21 février 2012, l’avion immatriculé CC130342 devait exécuter une opération de soutien RAA suivie d’une mission d’instruction du personnel navigant et d’un atterrissage à NASKW, afin de réapprovisionner le circuit d’oxygène liquide (LOX). L’équipage était composé du commandant de bord (P1), d’un copilote de niveau III [1] assurant les fonctions de Commandant de bord (P2), d’un copilote de niveau II (P3), d’un officier de systèmes de combat aérien (OSCA), d’un mécanicien de bord (Méc B) et de deux arrimeurs (Arrim 1 et Arrim 2). Deux techniciens de la maintenance (Tech Maint 1 et Tech Maint 2) se trouvaient également à bord. L’équipage avait exécuté ses tâches prévol et s’était rassemblé à l’intérieur de l’avion pour faire l’exposé à bord à 6 h 55 (h[2]). L’exposé à bord avait traité des renseignements nécessaires pour coordonner les activités de la mission, y compris l’examen du plan d’évacuation de l’avion. Tous les membres d’équipage avaient pris part à l’exposé, sauf le Tech Maint 2, qui se tenait à l’extérieur de l’appareil prêt à retirer le groupe de parc après le démarrage des moteurs. 

1.1.3  Au début de la mission, le siège gauche était occupé par P3; le siège droit par P2, et la banquette par P1. L’avion a décollé à 7 h 25 et a assuré le soutien RAA de la mission, comme prévu. Après le RAA, l’équipage est retourné à NASKW et a effectué une approche utilisant le radar d’approche de précision (PAR) pour la piste 03 suivie d’une approche basse altitude et d’une remise de gaz. L’avion est ensuite monté au nord de NASKW jusqu’à 5 000 pieds (pi) pour effectuer une permutation de place, P1 ayant échangé sa place avec P2. L’équipage est ensuite retourné à NASKW, où le plan consistait à exécuter une approche à vue pour la piste 07 et un posé-décollé. Pendant le segment d’approche finale, P1 a demandé à P3 de viser pour un point d’atterrissage à 500 pi sur la piste. P3 a accusé réception et a effectué un toucher des roues dur au point d’atterrissage prévu. Juste avant le décollage, au moment de l’annonce V1 par P1, l’Arrim 1 a signalé en urgence par l’interphone de bord qu’un incendie s’était déclaré à l’arrière de l’appareil. Voyant qu’il disposait encore de suffisamment de piste, P3 a immédiatement réagi à l’annonce de l’Arrim 1 - alors que l’avion quittait le sol - en annonçant un atterrissage et en tirant les manettes de poussée vers le ralenti de vol. P1 a accusé réception de la décision de P3 et a communiqué avec le contrôle de la circulation aérienne (ATC) pour signaler la présence d’un incendie à bord et indiquer que l’avion allait se poser et s’immobiliser droit devant pour évacuer l’équipage de l’appareil.

1.1.4  Dans la soute, l’Arrim 1 occupait le siège de l’arrimeur situé à l’arrière du réservoir de carburant fuselage interne, à l’avant de la porte parachutiste latérale gauche. L’Arrim 2 occupait le siège d’arrimeur situé juste à l’arrière de la porte équipage, sur le côté gauche de l’avion. Le Tech Maint 1 occupait le siège de troupe rangée intermédiaire avant gauche, tandis que le Tech Maint 2 occupait le siège de troupe rangée latérale avant droit, à l’arrière de la cloison de soute avant, à la référence fuselage (FS) 245. L’Annexe A contient un schéma des postes équipage, et l’Annexe B présente un schéma des références fuselage afin de faciliter le repérage.

1.1.5  Pendant le posé-décollé, l’Arrim 1 a entendu un bourdonnement sur sa droite et aperçu, presque simultanément, un jet de flamme orange à sa droite, juste au-dessus du plancher de la cabine; le jet de flamme s’est formé à proximité de la pompe hydraulique auxiliaire et il s’est propagé sur la rampe de chargement jusqu’aux toilettes. L’Arrim 1 a détaché sa ceinture-baudrier et s’est dirigé vers sa gauche pour atteindre l’extincteur lorsqu’une boule de feu orange en expansion venant de l’arrière de l’appareil l’a enveloppé. Il a protégé sa tête en soulevant le revers de son blouson de demi-saison à dessin de camouflage canadien (DCamC). Lorsque la boule a perdu son intensité, l’arrimeur a immédiatement signalé par interphone la présence d’un incendie et s’est précipité vers la partie avant de la soute.

1.1.6  Dans la soute, l’Arrim 2 et le Tech Maint 1 ont entendu ce qui se passait par l’interphone. Ils ont vu un éclair orange immédiatement suivi d’une épaisse fumée noire se propageant rapidement de l’arrière de l’appareil et traversée par une incandescence orange. Le Tech Maint 2 avait dormi pendant la majeure partie de la mission, et il a été réveillé par l’Arrim 2 avant la première approche. Le Tech Maint 2 était resté à moitié endormi et ne portait pas de casque d’écoute, mais il a été réveillé par la fumée et l’agitation. Pendant l’atterrissage d’urgence, l’Arrim 2 a donné l’ordre au Tech Maint 1 et au Tech Maint 2 de rester assis avec leur ceinture bouclée jusqu’à ce que l’avion soit immobilisé. L’Arrim 2 a également repéré l’emplacement de la poignée de porte équipage avant et l’a tenue fermement, notamment pour éviter toute tentative de sortie alors que l’avion était encore en mouvement et pour préparer l’évacuation rapide une fois l’appareil à l’arrêt.

1.1.7  Dès le toucher des roues, P3 a sélectionné l’inversion de poussée maximale et un freinage antipatinage maximum, ce qui a permis d’immobiliser l’avion sur l’axe de piste à environ 1 500 pi de l’extrémité départ; le pilote a ensuite procédé à un arrêt d’urgence. La fumée a pénétré dans le poste de pilotage. D’ailleurs, l’équipage a pu ressentir l’augmentation de la température ambiante. Il s’est écoulé environ 27 secondes entre le moment où l’Arrim 1 a signalé l’incendie et le moment où l’avion s’est immobilisé.

1.1.8   L’Arrim 2 a ouvert la porte équipage avant et est sorti de l’avion en premier. Le reste de l’équipage a évacué l’appareil rapidement et de façon ordonnée. Le mécanicien de bord est sorti en dernier après avoir débranché la batterie (interrupteur sur OFF).

1.1.9  L’équipage s’est dirigé vers l’avant de l’avion, puis a remonté la piste face au vent. Il a vu la fumée sortir de l’avion; peu de temps après, des flammes ont commencé à détruire une partie du toit du fuselage, près de la porte parachutiste gauche. P1 a confirmé que tout l’équipage avait évacué l’avion, puis a donné l’ordre de s’éloigner, en se tenant face au vent le long de la piste, jusqu’à une distance de 1 000 pieds de l’avion.

1.1.10  Les services de sauvetage et de lutte contre le feu en cas d’accident (CFR) de NASKW ont été immédiatement alertés par l’ATC et sont arrivés sur les lieux dans les trois minutes qui ont suivi l’évacuation de l’avion. Ils ont agressivement lutté contre l’incendie de l’extérieur, à travers le trou fait dans le toit du fuselage, et ont affaibli[3] le feu en l’espace de 30 secondes. Le personnel des services CFR a ensuite pénétré dans l’avion et éteint les points chauds tout en ventilant la cellule pendant 30 minutes. Au total, 1 500 gallons US d’eau ont été utilisés. L’appareil a été remorqué ultérieurement jusqu’à un coin de l’aire de trafic principale.

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1.2  Blessures subies par le personnel

 

BLESSURESÉQUIPAGEPASSAGERSAUTRESTOTAL
Mortelles 0 0 0 0
Graves 0 0 0 0
Mineures 1 0 0 1
Aucune 6 2 0 8
Total 7 2 0 9

Table 1. Blessures subies par le personnel

1.2.1  Un arrimeur a été légèrement blessé en perdant l’équilibre pendant l’interruption du décollage à décélération maximale. Il a pu néanmoins reprendre le service immédiatement. L’équipage a été brièvement exposé à des fumées et des vapeurs, mais il n’y a eu aucun signe ou symptôme découlant de cette exposition. 

1.3  Dommages à l’aéronef

1.3.1  L’incendie et la chaleur ont endommagé le plafond de l’avion et formé un trou au-dessus de la porte parachutiste gauche. L’ouverture s’est prolongée de la FS 717 à la FS 844, et elle a entraîné la perte d’une partie du couple principal à la FS 737, lequel couple permet d’assembler le fuselage et les sections arrière. À l’intérieur, le feu et la chaleur ont causé des détériorations de structure importantes atteignant les structures de soutien en aluminium et les commandes de vol situées dans la partie intérieure arrière de l’avion, plus particulièrement sur le côté gauche, en allant vers l’arrière depuis la porte parachutiste gauche. 

Figure 1.     Extérieur de l’avion – Dommages causés au plafond du fuselage, près de la porte parachutiste latérale gauche

1.3.2  L’intérieur de l’avion a subi l’effet des gaz chauds et de la suie produite par l’incendie, effet qui s’est progressivement aggravé en allant vers l’arrière du fuselage. L’intérieur a également été dégradé par l’eau du service incendie, qui a été absorbée par des matelas isolants en fibre de verre exposés et qui a été piégée dans les cavités situées sous le plancher à mesure que les drains étaient bouchés par les débris de l’incendie. La combinaison des gaz, des dépôts de suie, de l’exposition à l’eau et de la proximité de l’air salin de l’océan ont entraîné une corrosion de surface importante sur les panneaux métalliques intérieurs exposés.

1.3.3  L’avion a subi des dommages de « catégorie A », l’avion ayant été considéré comme non réparable d’un point de vue économique. 

1.4  Dommages collatéraux

1.4.1  Aucun dommage collatéral touchant l’infrastructure de l’aérodrome NASKW n’a été signalé.

1.5  Renseignements sur le personnel

 Renseignements médicauxCatégorie d’équipage

Temps en service (h)

Jour de l’accident

 

Temps en service (h)

Dernières 48 h

 

Heures de vol

Dernières 24 h

 

Heures de vol

Dernières 48 h

 

Heures de vol

30 derniers jours

 

Heures de vol

Grand Total

P1 Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 23 5051
P2 Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 24 1475
P3 Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 16 993
OSCA Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 26 950
Méc B Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 30 6614
Arrim 1 Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 38 4944
Arrim 2 Valide Valide 3,9 3,9 1,7 1,7 54 2074
Tech Maint 1 S.O. S.O. 3,9 3,9 S.O. S.O. S.O. S.O.
Tech Maint 2 S.O. S.O. 3,9 3,9 S.O. S.O. S.O. S.O.

Table 2.       Renseignements sur le personnel

1.5.1  P1 : Après avoir occupé des postes au 413e ETS et à la 2e École de pilotage des Forces canadiennes, P1 a été affecté au 435e ETS. Il a renouvelé sa qualification sur le CC130 en juillet 2008 et a occupé les fonctions de chef-pilote inspecteur d’escadron, à partir de 2009, et celles de pilote examinateur de vol aux instruments de la 17e Escadre. Ses dossiers d’instruction et de vols de vérification de compétence ont systématiquement démontré qu’il était un pilote dont les habilités dépassent la moyenne.

1.5.2  P3 : P3 était un jeune pilote de CC130 ayant commencé à piloter sur le CC130 en mars 2010. Il a démontré des progrès constants dans son instruction jusqu’à sa mise à niveau de commandant de bord. Avant de rejoindre les Forces canadiennes, il a suivi le programme Aviation Flight Management du Confederation College.

1.5.3  Arrim1 : l’Arrim 1 était chef arrimeur au 435e ETS. Depuis 1994, il a accumulé 14 années d’expérience en vol sur l’avion CC130. Il détient des qualifications en RAA, recherche et sauvetage (SAR) et transport aérien stratégique, et ses dossiers de vols de vérification de compétence ont toujours été exceptionnels.

1.6  Renseignements sur l’appareil

Généralités

1.6.1  Le CC130 Hercules est un avion à voilure fixe propulsé par quatre turbopropulseurs, que l’on utilise pour accomplir une grande variété de missions, notamment le transport de troupes, le transport aérien tactique, les opérations SAR et le RAA. L’avion CC130342 a été intégré aux Forces armées canadiennes (FAC) en tant qu’avion Hercules modèle H en avril 1991 dans le cadre d’un achat de cinq appareils. L’ensemble des cinq avions, y compris le CC130342, ont ensuite été modifiés en configuration ravitailleur modèle H(T) dans le but d’exécuter des opérations RAA. 

Informations relatives à l’entretien

1.6.2  L’étude des dossiers de maintenance du CC130342 n’a révélé aucune inspection en retard ni article à la limite de fonctionnement. Les heures cellule au moment de l’accident sont indiquées dans le tableau 3.   

 

ITEMHeures cellule[4] COMMENTAIRES
Heures cellule 12839,5

Heures cellule depuis l’état neuf.

(comprend le temps du dernier vol = 1,7 heures cellule)

Temps écoulé depuis la dernière inspection périodique

745,4

Effectuée le 6 décembre 2010 à 12094,1 heures cellule

(Intervalle de l’inspection périodique = 900 heures cellule)

Temps écoulé depuis la dernière inspection supplémentaire 158,6

Effectuée le 24 novembre 2011 à 12680,9 heures cellule

(Intervalle de l’inspection supplémentaire = 450 heures cellule)

Temps écoulé depuis la dernière inspection primaire 43,8

Effectuée le 4 février 2012 à 12795,7 heures cellule

(Intervalle de l’inspection primaire = 150 heures cellule)

 Table 3.  Tableau des heures cellule

Système de ravitaillement en vol (RAA)

1.6.3  Au moment de l’accident, l’avion CC130342 était configuré avec un système de RAA, qui inclut un réservoir de carburant cylindrique en aluminium monté sur le fuselage et muni d’extrémités en forme d’ogive. Le réservoir est monté dans un berceau, et l’ensemble berceau-réservoir est fixé à l’intérieur de la soute au moyen des dispositifs de retenue du dispositif de manutention des charges. Le réservoir mesure environ 19 pi de long par 6 pi de diamètre, et il a une capacité d’environ 25 000 livres (lb) ou 3 600 gallons US.  L’examen de la certification de maintenance quotidienne de l’aéronef datée du 21 février 2012 et le journal des ravitaillements RAA ont indiqué que le carburant restant dans le réservoir de fuselage interne au moment de l’accident était d’environ 15 000 lb.

Sièges de l’avion

1.6.4  Les sièges du poste de pilotage consistent en des sièges pilote droit et gauche, en un siège de mécanicien de bord situé entre les sièges pilote, et en un siège OSCA situé à l’arrière et sur la droite du mécanicien de bord. Ces sièges sont tous équipés de harnais quatre points. Juste derrière le poste de l’OSCA se trouve une banquette équipée de trois sangles sous-abdominales à deux points. Le dossier de la banquette est en appui contre la face avant de la cloison de la FS 245. On accède au poste de pilotage au moyen d’une échelle à trois marches depuis la porte d’entrée équipage, qui est aménagée sur le côté avant gauche du fuselage.

1.6.5  Deux sièges d’arrimeur sont installés dans la soute; le premier est situé juste en arrière de la porte équipage avant, et le second juste en avant de la porte parachutiste gauche. Les sièges d’arrimeur correspondent à une modification récente de l’avion. Ils consistent en des sièges pliants munis d’un harnais quatre points. 

1.6.6  La soute de l’avion CC130342 a été configurée avec des sièges latéraux faits de tubes et de toile et dotés de sangles sous-abdominales deux points. Les sièges de troupe ont été installés le long des parois de fuselage gauche et droite de l’avion, à l’avant et à l’arrière du réservoir de carburant fuselage interne. Des sièges ont également été installés dos à dos le long de l’axe central de l’avion entre les FS 245 et FS 330, à l’avant du réservoir carburant de fuselage interne. Il y avait une zone dégagée de cinq pieds entre le montant des sièges d’axe central et l’avant du réservoir de fuselage interne (FS 390). Voir l’Annexe A pour visualiser l’emplacement des sièges de l’avion.

Circuit d’oxygène

1.6.7  L’avion était équipé d’un convertisseur à oxygène liquide de 25 litres monté sur support antivibratoire sur le côté droit du logement de train avant. Le convertisseur achemine de l’oxygène gazeux à une pression de 300 livres par pouce carré (lb/po2) vers 10 régulateurs et quatre raccords de remplissage au moyen de conduites de plomberie en aluminium. Six régulateurs sont situés dans le poste de pilotage, et quatre autres dans la soute. Deux régulateurs de la soute sont installés juste en arrière de la FS 245, et deux autres à la FS 737, juste en arrière des portes parachutiste. Deux tuyaux de remplissage, à partir desquels il est possible de recharger des bouteilles d’oxygène portatives, sont installés dans le poste de pilotage, et deux autres tuyaux se trouvent dans la soute. Cinq unités d’oxygène portatives MA-1 sont prévues pour l’usage du personnel lorsqu’il se déplace dans l’avion ou en cas d’urgence : il y a trois unités dans le poste de pilotage et deux unités dans la soute. Consulter l’Annexe A pour voir un schéma de l’emplacement des régulateurs d’oxygène et des unités d’oxygène portatives.

1.6.8  Du fait de l’urgence de la situation et de la possibilité d’évacuer rapidement l’avion au sol, l’oxygène de l’avion et les groupes portatifs d’oxygène n’ont pas été utilisés. La quantité d’oxygène liquide restante consignée sur le formulaire de certification de maintenance quotidienne de l’aéronef (daté du 21 février 2012) rempli avant l’accident était de sept litres. La quantité d’oxygène liquide était nulle après l’accident.

Systèmes d’extinction des incendies

1.6.9   Au total, cinq extincteurs portatifs à halon se trouvaient dans l’avion : une bouteille dans le poste de pilotage, une bouteille montée sur la cloison, à la FS 245, une bouteille montée sur chaque logement de train gauche et droit, et une bouteille montée à l’arrière de la porte parachutiste gauche. L’équipage n’a pas cherché à éteindre le feu ni à utiliser les extincteurs. Consulter l’Annexe A pour voir l’emplacement des extincteurs. 

Éclairage de secours

1.6.10  Sept dispositifs d’éclairage de secours portatifs alimentés par batterie se trouvaient à bord, un dispositif à chaque emplacement d’issue. Chaque dispositif d’éclairage est muni d’un sélecteur à trois positions (ON/OFF/ARM). Il est également possible de contrôler l’éclairage au moyen d’un sélecteur d’éclairage d’issue de secours à trois positions (ARMED/OFF/EXTINGUISH). Lorsqu’ils sont armés, les dispositifs d’éclairage sont déclenchés par une décélération de 2,5 g ou une perte d’alimentation électrique de l’avion. Le système d’éclairage de secours était activé lorsque les pompiers ont pénétré dans l’avion.

Sonnettes d’alarme

1.6.11  Quatre sonnettes d’alarme sont installées dans la soute. Elles sont contrôlées au moyen d’un interrupteur sous cache situé à chacun des postes de pilotage. Ces sonnettes sont généralement utilisées lors d’un atterrissage forcé/amerrissage d’urgence pour avertir le personnel présent dans la soute qu’il doit adopter la position de sécurité, ou lors d’une évacuation au sol pour indiquer aux arrimeurs qu’ils doivent commencer l’évacuation du personnel. Les sonnettes d’alarme n’ont pas été activées pendant cet accident.

Circuits hydrauliques - Généralités

1.6.12  L’avion comporte trois circuits hydrauliques distincts, chacun étant capable de fournir une pression hydraulique de 3 000 lb/po2 servant à générer la puissance nécessaire pour actionner les commandes de vol de l’avion, les volets, le train d’atterrissage, les freins de roue, l’orientation du train avant, la porte de soute et la rampe. Les trois circuits sont désignés « circuit de servocommande », « circuit hydraulique de servitude » et « circuit auxiliaire ». Chaque circuit est autonome; autrement dit, chaque circuit est doté de sa propre pompe hydraulique électrique, de son réservoir de liquide hydraulique, de ses robinets et de la tuyauterie associée. Le liquide hydraulique dont l’utilisation a été approuvée sur le CC130E/H était le liquide MIL-H-5606 (code OTAN H-515).

Circuit hydraulique auxiliaire - Fonctionnement

1.6.13  Le circuit hydraulique auxiliaire est le système sur lequel se sont penchés les enquêteurs à la suite de cet accident. Ce circuit fournit la puissance hydraulique requise pour le fonctionnement normal de la rampe et de la porte de soute, le fonctionnement d’urgence des freins du train principal, le fonctionnement d'urgence de l’extension du train avant et le fonctionnement et la purge au sol du circuit hydraulique de servitude. Conformément à la liste de vérifications applicable en cas d’atterrissage et de décollage normaux, le circuit hydraulique auxiliaire est placé à ON après la sortie du train, à l’approche, et à OFF lorsque le train est rentré après le décollage.

1.6.14  Le circuit hydraulique auxiliaire est actionné à partir du panneau de commande hydraulique situé sur le tableau de bord du copilote, en réglant l’interrupteur indicateur AUX PUMP à la position ON, ou à partir du panneau de commande de la rampe situé dans la soute, en basculant l’interrupteur PUMP à la position ON. Le moteur électrique qui entraîne la pompe fonctionne à partir d’un courant alternatif (c.a.) triphasé de 115/200 volts (Phases A, B et C) fourni par le bus de c.a. essentiel au moyen de trois disjoncteurs de 35 ampères, qui sont montés sur le panneau disjoncteurs côté pilote. Un disjoncteur de commande de pompe hydraulique de rampe à courant continu (c.c.) de 28 volts est également situé sur le tableau disjoncteurs inférieur du copilote relié au bus c.c. essentiel. Aucun de ces disjoncteurs n’a été retrouvé déclenché après l’accident.

Circuit hydraulique auxiliaire - Configuration

1.6.15  Une structure de soutien permettant de monter, de fixer et de ranger des composants du circuit hydraulique auxiliaire, des râteliers de rangement de dispositifs d’arrimage de charge, des boîtes de rangement pour chaînes d’arrimage, des contenants à boisson pour l’équipage et l’ensemble de soutien de la rampe de chargement est aménagée sur le côté arrière gauche du fuselage avion, derrière la porte parachutistes. Les principaux composants du circuit hydraulique auxiliaire sont situés à l’intérieur de cette structure de soutien.

1.6.16  Trois montants tubulaires verticaux espacés à égale distance aux FS 770, FS 792 et FS 814 assurent le soutien structural à cet endroit. Des colliers de fixations sont utilisées comme points de fixation pour monter des entretoises horizontalement entre chaque montant, ainsi que pour relier celles-ci aux segments de profilés annulaires adjacents et aux points durs des longerons extrudés. Cet assemblage constitue la base sur laquelle sont installés des étagères, des bacs récepteurs et des râteliers à équipements. 

1.6.17  L’espace situé entre les montants installés aux FS 792 et FS 814 contient l’ensemble pompe hydraulique auxiliaire et moteur associé et un réservoir hydraulique de 20 litres. Le réservoir est attaché à la structure au moyen d’un support situé à la base et d’une sangle réglable en partie supérieure.  Une jauge visuelle située sur le réservoir permet de vérifier le niveau de liquide du réservoir. L’ensemble pompe et moteur est installé sur un ensemble plateau de soutien, juste en dessous du réservoir du circuit auxiliaire. Des dispositifs antivibrations installés entre le moteur/pompe et le plateau de soutien permettent de réduire les bruits générés par les vibrations pendant le fonctionnement de la pompe. Le circuit hydraulique auxiliaire incorpore la modification C‑12‑130‑000/CF-378 (CF-378) visant à installer deux prises d’essai au sol, qui sont utilisées pour faciliter le rinçage du circuit hydraulique auxiliaire (voir la Figure 2). La modification CF-378 s’applique uniquement à la flotte de CC130H.

Figure 2.     Intérieur de l’avion – Côté gauche, arrière de la FS 737 : Principaux composants du circuit hydraulique auxiliaire. 

1.6.18  Trois robinets manuels de coupure ou de vidange ont été intégrés au circuit hydraulique auxiliaire pour permettre la vidange du réservoir et des deux bacs récepteurs. Les robinets de vidange du réservoir et du bac de la pompe hydraulique sont généralement réglés sur la position fermée. Le robinet de vidange du bac du réservoir doit être freiné par fil frein dans la position ouverte, conformément à la modification C-12-130-000/CF-694 (CF-694).

Huile du circuit hydraulique

1.6.19  Le circuit hydraulique auxiliaire de l’avion indique qu’il faut utiliser de l’huile hydraulique Mil-H 5606 (code OTAN H-515). De l’huile hydraulique NYCO HYDRAUNYCOIL FH 51 (huile de type 5606) était stockée à bord de l’avion CC130342, dans des bidons. La fiche signalétique de cette huile fait état d’un point d’éclair [5] de 95º Celsius ou 203 ºF.

1.6.20  L’huile hydraulique utilisée pour entretenir l’avion à Winnipeg portait le nom de SENT-5606, un produit fabriqué par Sentinel Canada. La fiche signalétique indique un point d’éclair de 225 ºF.

1.6.21  Des échantillons hydrauliques prélevés dans les circuits de servitude et de servocommandes ont été envoyés au Centre d’essais techniques de la qualité (CETQ) à des fins d’analyse; les résultats ont indiqué que les échantillons étaient conformes au type d’huile hydraulique 5606 (H-515). Tous les échantillons ont répondu aux valeurs spécifiées concernant la viscosité et le point d’éclair.  

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1.7  Renseignements météorologiques

1.7.1  Au moment de l’accident, le temps était ensoleillé et clair avec un léger vent. Le message d’observation météorologique régulière pour l’aviation (METAR) de NASKW diffusé à peu près au moment de l’accident était le suivant :

KNQX 211353Z 06007KT 10SM FEW025 SCT200 23/18 A3016 RMK AO2 SLP213 T02280183

1.7.2  Les conditions météorologiques n’ont pas constitué un facteur contributif dans cet accident.

1.8  Aides à la navigation

Sans objet.

1.9  Télécommunications

Radiocommunications

1.9.1  L’aérodrome a utilisé des radios VHF et UHF pour diffuser les informations du service de la circulation aérienne. Toutes les fréquences VHF et UHF utilisées par l’ATC fonctionnaient simultanément. Au moment de l’accident, l’équipage de conduite utilisait la radio VHF/UHF n°2 de l’avion pour communiquer avec la tour. Les communications radio n’ont pas constitué un facteur contributif dans cet accident.

Téléphone de secours de l’aérodrome

1.9.2  L’aérodrome était équipé d’un téléphone de secours que la tour de contrôle a utilisé pour déclencher l’intervention d’urgence en faisant un seul appel. Le téléphone était relié aux services CFR, au service de radar, aux opérations de la base, au service de sécurité/régulation, au commandant de la station, à l’officier Opérations et à la Maintenance opérationnelle. L’ATC a activé le téléphone de secours dix secondes après que P1 a lancé l’appel de détresse; 43 secondes plus tard, les services CFR étaient en route pour rejoindre l’avion.

Système d’interphone

1.9.3  Le système d’interphone consistait en des boîtiers de commande installés à tous les postes d’équipage principaux, et dans lesquels le personnel pouvait brancher son casque d’écoute. Les autres boîtiers de commande présents à bord étaient installés dans le poste de pilotage, à l’arrière du siège pilote gauche, au niveau de la banquette et dans la soute. L’avion était doté de suffisamment de casques d’écoute et de boîtiers d’interphone pour tous les membres d’équipage.

1.9.4  L’Arrim 1 était branché au boîtier de commande de l’observateur gauche, qui est situé juste en avant de la porte parachutiste gauche. Tous les membres d’équipage sauf le Tech Maint 2 ont entendu l’appel de détresse initial de l’Arrim 1 sur le système d’interphone de l’avion; ils ont donc immédiatement pris conscience de la situation critique qui évoluait à l’arrière de l’appareil. Le cordon d’interphone de l’Arrim 1 était tout juste assez long pour lui permettre de rester branché à l’interphone alors qu’il se trouvait dans la section arrière de la soute. Lorsque l’Arrim 1 s’est dirigé vers l’avant de l’avion, son cordon d’interphone a atteint sa longueur de déploiement maximale et s’est débranché lorsque l’arrimeur a continué de progresser vers la porte équipage avant. Les communications subséquentes de l’Arrim 1 ont été faites en criant hors de l’interphone.

1.10  Renseignements sur l’aérodrome

1.10.1  NASKW, également connu sous l’appellation aérodrome Boca Chica Field, est un aéroport moderne offrant tous les services et exploité par la marine américaine. L’aéroport compte trois pistes. La piste utilisée par le Hercule était la piste 07/25, la piste la plus longue (10 001 pi de long par 200 pi de large).

1.11  Enregistreurs de bord
Généralités

1.11.1  Le dispositif d’enregistrement de bord de l’avion consistait en un enregistreur transistorisé des données de vol (SSFDR), en un enregistreur de conversation de poste de pilotage(CVR) et en un système de surveillance des charges (LMS).

SSFDR

1.11.2  Le SSFDR, qui est monté dans la section arrière de l’avion, est alimenté par un c.a. de 115 volts. Il enregistre les données des 25 dernières heures de vol. Le disjoncteur du SSFDR, qui est situé sur panneau 2 rangée G, a été déclenché après l’accident.

1.11.3  Le SSFDR a été retrouvé fixé à son râtelier. Il a été transporté au Centre de dépouillement des enregistreurs de vol (CDEV) du Conseil national de recherches (CNR) à Ottawa (ON) à des fins de téléchargement et d’analyse. Le canal référence air-sol (WOW) a enregistré que l’avion a roulé au sol pendant 18,7 s lors de la procédure de posé-décollé. L’avion a ensuite été en vol pendant 10,0 s et a atteint une altitude maximale de 10 pieds. Le SSFDR a cessé d’enregistrer subitement, 1,4 s après le toucher des roues.

1.11.4  Les données du SSFDR ont également révélé une augmentation de la pression cabine différentielle inhabituelle, qui est passée de la valeur nominale de 0,05 lb/po2 à une valeur maximale de 1,92 lb/po2 pendant un laps de temps de 12,3 secondes, en commençant 0,9 s avant le décollage (aucun poids sur les roues) jusqu’à l’arrêt de l’enregistrement du SSFDR. L’augmentation de la pression a été attribuée aux gaz chauds en expansion qui se sont formés lors de l’incendie dans la soute. Aucune autre donnée inhabituelle n’a été enregistrée.

CVR

1.11.5  Le CVR, qui est monté dans la section arrière de l’avion, est alimenté par un c.a. de 115 volts. Il enregistre quatre canaux audio et un canal de données. Les canaux audio enregistrent les données audio du pilote en place gauche, du pilote en place droite, du mécanicien de bord et les données audio ambiantes du poste de pilotage au moyen d’un microphone d’ambiance. Le cinquième canal enregistre des données FDR dupliquées fournies par le SSFDR. L’enregistreur CVR enregistre deux heures d’information, en écrasant les informations les moins récentes par les plus récentes. Le disjoncteur du CVR est situé sur le panneau 2 rangée G; il a été retrouvé enclenché dans la position normale après l’accident.

1.11.6  Le CVR a été retrouvé gisant sur le plancher de la rampe, toujours relié à une partie de son bâti, qui était également tombé. Le CVR a été transporté au CDEV du CNR à des fins de téléchargement et d’analyse. Le CVR a indiqué que l’Arrim 1 a déclenché l’alerte environ 0,6 s avant que le microcontacteur de train bascule sur AIR. 

1.11.7   Le canal de données CVR a enregistré 0,7 s de données supplémentaires à partir du SSFDR après le toucher des roues, laps de temps durant lequel le début de l’inversion des hélices des moteurs n° 2 et n° 3 a été enregistré. L’enquête a montré que le CVR a continué d’enregistrer pendant 16,4 s après le toucher des roues final, jusqu’à ce que l’alimentation soit coupée à la suite de la procédure d’arrêt d’urgence. 

LMS

1.11.8   Le LMS surveille, collecte et enregistre des événements de bord isolés et des informations sur la structure transmises par des capteurs et d’autres équipements de traitement de données, et ce, en continu d’un vol à l’autre. Les données LMS n’ont pas été récupérées, car aucune station de téléchargement n’était disponible après l’accident, et les enquêteurs disposaient de suffisamment de données du SSFDR et du CVR à analyser.

1.12  Renseignements sur l’épave et sur l’impact

1.12.1  L’avion est resté intact et droit sur son train d’atterrissage. 

1.13  Renseignements médicaux

1.13.1  Des échantillons toxicologiques ont été prélevés à la clinique médicale du 410e Escadron par le médecin de l’air déployé du 410e Escadron. Les échantillons ont été entreposés toute la nuit par le médecin de l’air et expédiés au Armed Forces Medical Examiner System (AFMES) à la Dover Air Force Base pour y subir des analyses.

1.13.2  Les résultats toxicologiques étaient négatifs. L’examen des dossiers médicaux de l’équipage n’a rien révélé qui soit pertinent pour l’enquête sur la sécurité des vols.

1.14  Incendie, dispositifs pyrotechniques et munitions

1.14.1  L’avion a subi des dégâts importants du fait de l’incendie qui a fait rage dans la cabine. De manière générale, les dommages liés à la chaleur se sont aggravés progressivement en allant vers l’extrémité arrière du fuselage; ils ont été plus importants le long de la paroi gauche et sur le plafond de la zone de rampe arrière.   

1.14.2  Le long de la paroi gauche de la rampe, dans le secteur de la pompe hydraulique auxiliaire, la structure et l’isolation étaient carbonisées et recouvertes d’une épaisse couche de suie, excepté des zones spécifiques qui ont formé une forme géométrique en V irrégulière dans l’isolant et la structure de soutien. Les trois montants de soutien verticaux en aluminium installés le long de la paroi intérieure gauche, aux FS 770, FS 792 et FS 814, étaient partiellement fondus ou consumés par le feu selon une figure en « V », ce qui indique que les températures ont dépassé les 1 250 degrés Fahrenheit (°F). De plus, les surfaces brillantes qui ont résisté et qui sont situées sous les segments manquants indiquent que les températures ont dépassé 700 °F au moment où le feu a été éteint. (voir la Figure 3).

Figure 3.  Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – côté gauche, à l’arrière de la porte parachutistes : Zone du circuit hydraulique auxiliaire

1.14.3  Le plafond du fuselage a subi d’importants dégâts causés par la chaleur, et un trou s’est formé dans le plafond de l’avion au niveau de la FS737.  Une conduite d’oxygène en aluminium acheminant de l’oxygène gazeux à 300 lb/po2 entre le côté droit du fuselage et le régulateur d’oxygène du côté gauche traversait le plafond, juste en arrière de la FS737. Le côté droit de la conduite est tombé du plafond, et l’extrémité de la conduite, une fois redressée, atteignait tout juste le trou formé dans le plafond. 

Figure 4. Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – Plafond côté gauche, à l’arrière de la FS 737

1.14.4  Les câbles des commandes de vol qui étaient utilisés pour commander la gouverne de direction et la gouverne de profondeur ont été retrouvés détachés au niveau des raccords d’extrémités sertis, qui permettent d’assembler les segments de câbles, et en train de pendre dans la cabine, près de la rampe arrière. 

Figure 5. Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – Observée depuis l’arrière de la FS 737

1.14.5  Une grande quantité de suie a été générée par l’incendie, et cette suie s’est infiltrée dans la soute et le poste de pilotage. 

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1.15  Questions relatives à la survie

Intervention du service de sauvetage et d’incendie (CFR)

1.15.1  Le service CFR de NASKW a été alerté par l’ATC au moyen du téléphone utilisé en cas d'accident, et un camion du service CFR a été déployé sur les lieux en moins d’une minute. Deux minutes plus tard, le camion TA-1500 (CT1) est arrivé sur le site de l’accident, et les pompiers ont attaqué le feu à partir de la position des 8 heures (par rapport à l’avion) à l’aide d’une lance-canon, afin de pouvoir propulser de l’eau par le trou formé dans le toit du fuselage. Le CT1 a été en mesure d’affaiblir le feu en moins de 30 secondes. Dans le même temps, le camion d’intervention TA-3000 (CT2) est arrivé sur les lieux et s’est stationné à la position des 10 heures, où deux tuyaux ont été acheminés jusqu’à la porte équipage. Lorsque l’incendie a été affaibli jusqu’à un niveau plus acceptable, deux pompiers munis d’un tuyau à incendie et appuyés par deux autres pompiers portant un autre tuyau, ont pénétré dans l’avion par la porte équipage. La visibilité à l’intérieur de la soute était nulle, et les pompiers ont dû se déplacer dans l’avion au touché.

1.15.2  Les pompiers ont repéré l’emplacement du réservoir de carburant fuselage interne (avec un contenu qui leur était inconnu) et l’ont refroidi avec de l’eau avant de s’attaquer aux autres points chauds situés à l’arrière de l’appareil. Les pompiers ont ouvert la porte parachutiste gauche et, après être sortis de l’avion, ont installé un ventilateur à l’intérieur pour aérer la soute. Deux pompiers se sont dirigés vers la porte parachutiste gauche avec un tuyau d’incendie et ont continué à éteindre les points chauds depuis l’extérieur. L’intervention a continué pendant 30 minutes avant que la situation soit maîtrisée. Deux camions d’intervention, un camion-pompe et deux véhicules de commandement ont été utilisés. Au total, 1 500 gallons US d’eau ont été utilisés. L’avion a été dégagé de la piste par remorquage et garé dans un coin de l’aire de trafic principale.

Figure 6.     Intervention du service CFR

Chances de survie après l’accident - Évacuation

1.15.3  L’intensité de la fumée et de la chaleur produites par l’incendie a rapidement augmenté entre le moment où l’incendie s’est déclaré et l’évacuation, et l’équipage a dû évacuer en toute urgence. Aucune terminologie normalisée n’a été utilisée pour amorcer l’évacuation, et aucune alarme n’a retenti; néanmoins, tous les membres d’équipage ont cerné la gravité de la situation et la nécessité d’évacuer immédiatement l’avion. 

1.15.4  Les deux arrimeurs se sont tout de suite détachés alors que l’avion était en mouvement, l’un pour échapper aux flammes et l’autre pour combattre l’incendie; les deux hommes se sont très vite rendu compte que l’envergure de l’incendie était en dehors de leur capacité. La décélération rapide de l’avion pendant l’interruption du décollage a légèrement blessé un arrimeur au moment où ce dernier a perdu l’équilibre. Pendant l’interruption du décollage, l’Arrim 2 a repéré l’emplacement de la poignée de porte équipage avant et l’a tenue fermement, à la fois pour assurer une évacuation rapide lorsque l’avion s’immobiliserait et pour empêcher toute évacuation alors que l’avion se trouvait encore en vol ou en mouvement. Tous les membres du personnel navigant ont détaché leur ceinture de sécurité lorsque l’avion s’est immobilisé, et ils ont tous rapidement évacué l’appareil en passant par la porte équipage avant.

Équipement de survie de l’aviation (ESA)

1.15.5   À l’époque de l’accident, les ordonnances du 435e ETS stipulaient[6] : pour optimiser la protection du personnel contre le feu, tous les membres d’équipage doivent se conformer aux ordonnances de la 1re Division aérienne du Canada (1 DAC) en portant des sous-vêtements longs à l’occasion de tous les vols, à moins que des conditions climatiques très chaudes n’imposent un autre choix.

1.15.6  La plupart des membres d’équipage portaient des combinaisons de vol en Nomex des Forces canadiennes (FC); par contre, les techniciens de la maintenance portaient des vêtements DCamC. Aucun membre d’équipage ne portait des vêtements à double couche en dessous de la taille; plusieurs d’entre eux portaient des tee-shirts en coton civils. L’Arrim 1 portait un blouson de demi-saison DCamC en guise de couche extérieure par-dessus sa combinaison de vol des FC.

1.15.7  Plusieurs membres d’équipage ont envisagé d'utiliser un masque à oxygène d’urgence, mais les délais serrés les ont obligés à anticiper l’évacuation de l’avion, et les masques n’ont pas été enfilés.

1.16  Essais et recherches

1.16.1  Ne s’applique pas.

1.17  Renseignements sur l’organisation et la gestion

1.17.1  Le 435e ETS est une unité faisant partie intégrante de la 17e Escadre qui est basée à Winnipeg (Manitoba). L’escadron exploite cinq CC130 pour exécuter des opérations SAR, RAA et de transport stratégique. L’escadron possède un effectif de techniciens de maintenance suffisant pour effectuer toutes les inspections d’aéronefs, excepté les inspections périodiques, qui sont sous-traitées auprès d’un entrepreneur de réparation et de révision (R et R) de 3e échelon.

1.18  Renseignements supplémentaires

Historique de la modification CF-378 visant la flotte de CC130

1.18.1  La modification EO 05-175B-6A/245 (CF-245) « Installation of Auxiliary Hydraulic System Ground Test Connections » (installation de prises d’essai au sol pour le circuit hydraulique auxiliaire) a été publiée le 25 juin 1971. Elle visait l’installation de deux prises d’essai au sol sur le circuit hydraulique auxiliaire pour faciliter le rinçage, le remplissage et les essais au sol. Dans cette modification, la sortie de la pompe hydraulique est dirigée vers une prise d’essai de mise en pression située sous la pompe avant d’être réacheminée dans le circuit hydraulique auxiliaire. Une prise d’essai de retour est également prévue et reliée à la tuyauterie fixée à la base du réservoir hydraulique. Le CF-245 s’appliquait à tous les Hercules CC130E en inventaire dans les FAC, ce qui inclut tous les numéros d’aéronefs jusqu’au CC130328 inclus. 

1.18.2  En mars 1974, le ministère de la Défense nationale (MDN) a acheté cinq CC130H portant les numéros CC130329 à CC130333. Cependant, le CF-245 n’a pas pu être appliqué à l’avion CC130H en raison des changements de configuration touchant le circuit hydraulique auxiliaire entre les versions CC130E et CC130H. Pour être plus précis, un changement de pompe hydraulique, comportant un emplacement de sortie de fluide sous pression différent, a nécessité une modification de la configuration de conduite hydraulique requise pour pouvoir incorporer les prises d’essai.

1.18.3  L’instruction de modification CF-378 datée du 8 octobre 1976 a été publiée en vue d’installer les prises d’essai au sol du circuit hydraulique auxiliaire sur les nouveaux avions CC130H portant les numéros CC130329 à CC130333.  Au milieu des années 1980, quatre autres avions CC130H, portant les numéros CC130334 à CC130337, ont été achetés pour remplacer les pertes dues à l’attrition, et la CF-378 a été appliquée à ces appareils entre septembre 1986 et juin 1987. La figure 7 présente un gros plan des prises d’essai au sol CF-378 installées sur l’avion CC130335.

Figure 7.     Prises d’essai au sol du circuit hydraulique auxiliaire CF-378 (avion CC130335)

1.18.4  La modification CF-378 a été de nouveau publiée le 20 septembre 1989 « afin de corriger le texte » de l’instruction de modification originale, et la nouvelle instruction a remplacé l’instruction initiale. L’instruction CF-378 nouvellement publiée a également été adaptée en format bilingue. Au moment de la réédition de la CF-378, trois des cinq avions CC130H d’origine avaient été détruits dans des accidents, et l’instruction de modification avait été révisée pour pouvoir s’appliquer aux CC130332 et CC130333 uniquement. L’instruction CF-378 rééditée ne faisait pas mention des avions CC130334 à CC130337, même si ces quatre appareils avaient également été modifiés conformément à la CF-378. Le corps du texte de l’instruction rééditée contenait des modifications de catalogue mineures touchant la liste des pièces de modification, mais aucun changement rétroactif n’était requis ni apporté à un des six avions CC130H qui avaient déjà appliqué la modification. 

1.18.5  En 1990, cinq autres avions CC130H, CC130338 à CC130342, ont été achetés et convertis en ravitailleur modèle H(T)90. En 1996, deux autres avions allongés CC130H modèle H-30, CC130343 et CC130344, ont été achetés. Le gestionnaire du système d’arme (GSA) a ultérieurement demandé à l’entrepreneur assurant le soutien de 3e échelon des CC130 d’installer la CF-378 sur ces cinq H(T)90 et sur deux H-30, alors qu’ils se trouvaient dans les installations de l’entrepreneur pour y subir une maintenance périodique de troisième échelon. 

1.18.6  L’entrepreneur a cependant constaté que les avions ne pouvaient pas intégrer la modification CF-378 conformément à l’instruction de modification (rééditée), car le circuit hydraulique auxiliaire des avions CC130 H(T) et H-30 différait de celui illustré dans l’instruction de modification, et ce, en raison de la présence d’un réservoir de plus grande capacité et des changements de configuration de plomberie associés survenus sur les modèles H produits ultérieurement. Pour faciliter le travail, l’entrepreneur de 3e échelon a délivré un permis de production de la maintenance (MPP) dans lequel une « réparation standard » a été élaborée pour changer la modification CF-378 afin de tenir compte de la configuration de l’avion. Le GSA a approuvé le MPP, et le premier appareil à incorporer la version MPP de la CF-378 a été le CC130341, en 2001. Un MPP identique distinct a été publié et approuvé pour chaque avion concerné. La modification, telle qu’elle est détaillée dans la MPP, a été incorporée sur l’avion ravagé par le feu CC130342 le 1er février 2002. 

1.18.7  L’instruction de modification originale CF-378 publiée le 8 octobre 1976 exigeait l’utilisation d’un tuyau hydraulique souple de 28,25 pouces, référence (réf.) MS 28762-8-0282, pour renvoyer le liquide hydraulique sous pression de la prise d’essai au sol vers le circuit hydraulique auxiliaire. La MPP exigeait l’utilisation d’un tuyau de 28,25 pouces (réf. AE 2460010-H-0282) ou d’un tuyau de 38 pouces (réf. MS 28762-8-0380) répertorié comme pièce de substitution dans le catalogue des pièces. Le tuyau découvert dans le CC130342 après l’accident était un tuyau de 28,25 pouces fabriqué en mai 1999.

Étude du système de gestion d’événements liés à la sécurité des vols (SGESV)

1.18.8  L’étude du SGESV jusqu’en 1990 au sujet du circuit hydraulique auxiliaire du CC130 a mis en lumière deux événements intéressants, qui sont décrits dans les paragraphes suivants.

1.18.9  SGESV 123703, avion CC130334, 17 octobre 2005 : À la suite d’un point fixe, la soute a été retrouvée remplie de bruine ayant l’odeur du liquide hydraulique, et le plancher de la soute était recouvert de liquide hydraulique. Il a été établi que la conduite sous pression souple tressée (NNO : 4730‑00‑618‑3153) provenant de la sortie de pompe hydraulique auxiliaire était complètement usée par frottement après être entrée en contact avec le plateau de la pompe hydraulique auxiliaire. Environ 11 litres de liquide hydraulique se sont échappés de la conduite par un trou d’épingle. 

1.18.10  SGESV 124111, avion CC130340, 17 novembre 2005 : À la suite d’un point fixe, une conduite sous pression souple (NNO : 4730-00-618-3153) provenant de la sortie de pompe hydraulique auxiliaire a été retrouvée en train de frotter contre une poutre de soutien, ce qui a provoqué la rupture de la conduite. 

Manuel technique électronique interactif (IETM) pas à jour

1.18.11  L’examen de l’ordinateur portable (numéro de râtelier d’outils AN-TB1, numéro de série CF30KQPA5PM) contenant la version électronique des documents techniques à consulter pour assurer la maintenance de l’avion CC130342 en Floride a montré qu’une version d’IETM obsolète (version 1.80 datée du 26 septembre 2011) avait été téléchargée sur l’ordinateur en question. La version d’IETM qui aurait dû être téléchargée est la version 1.83 datée du 31 janvier 2012. Trois versions ont été publiées depuis celle qui a été utilisée lors du déploiement. Les versions publiées en octobre, décembre et janvier contenaient plusieurs amendements.

1.18.12  L’escadron dans lequel était basé l’avion en cause dans l’accident a mis en place un système prévoyant la désignation d’au moins un technicien pour assurer les fonctions de bibliothécaire en second dans le cadre du déploiement; il incombe à cette personne de s’assurer que la version la plus récente de l’IETM est utilisée. Les instructions pertinentes figurant dans le Manuel des procédures aérospatiales ont été modifiées pour tenir compte des ordinateurs portables pouvant être utilisés en déploiement; deux copies à jour de l’IETM en version CD doivent être fournies par la bibliothèque technique principale au bibliothécaire en second participant au déploiement, et ce, avant le départ. Il n’existe actuellement aucune méthode applicable pour mettre à jour l’IETM de bord en mission. Les autres escadrons de CC130 se déploient avec des copies papier des publications techniques et sont confrontés à des restrictions de mise à jour similaires.

Instructions techniques de câblage électrique et électronique

1.18.13  L’instruction technique des Forces canadiennes (ITFC) C‑17‑010-002/ME-001, Système d’interconnexion du câblage électrique (EWIS) des aéronefs, fait partie d’une série d’ITFC élaborées pour faciliter la réparation et la maintenance générales des aéronefs. Cette ITFC est publiée par la Direction - Navigabilité aérienne et soutien technique (DNAST); elle a vocation à réunir en un seul manuel de référence toutes les pratiques et techniques recommandées, à normaliser ces techniques de sorte que les installations électriques soient réalisées de manière uniforme, et à promouvoir la sécurité en interdisant les pratiques non sécuritaires.

1.18.14  Le chapitre 1, partie 8 de l’ITFC C-17-010-002/ME-001, décrit en détail l’installation du câblage et les pratiques de soutien et de protection exigées pour assurer la sécurité du vol, et elle inclut des directives et des techniques à respecter pour acheminer et attacher les câbles pour empêcher les risques de frottements et d’abrasion et assurer une protection contre les milieux difficiles et les dommages pouvant découler de divers phénomènes mécaniques et chimiques. Des instructions d’acheminement et de fixation spécifiques fournies s’appliquent dans les scénarios où la distance entre le câble et une conduite inflammable (conduites transportant du liquide inflammable) est inférieure à 152,4 mm (6 po) et inférieure à 50,8 mm (2 po). L’ITFC indique que l’espace minimum doit être de 12,7 mm (1/2 po), et elle fait état d’une MISE EN GARDE précisant « Do not route any wire so that it can possibly come closer than 12.7 mm (1/2 in.) to a plumbing line » (Ne pas faire passer les câbles dans un endroit où ils risquent d’être à moins de 12,7 mm (1/2 po) d’une conduite).

1.18.15  Dans un scénario où l’espace se situe entre 12,7 mm (1/2 po) et 50,8 mm (2 po), il est possible d’attacher le câble à la conduite elle-même de manière à s’assurer que la séparation minimale est préservée, sous réserve que la conduite ne soit pas utilisée pour soutenir le câble. Les exigences de l’ITFC applicables à ce scénario indiquent qu’il faut acheminer les câbles au même niveau ou au-dessus de la conduite, installer un manchon en nylon par-dessus le faisceau de câbles et espacer les attaches pour éviter tout contact du câble avec la conduite si le câble est rompu au niveau d’une attache.

Instructions techniques applicables au circuit hydraulique 

1.18.16  L’ITFC C-12-130-0B0/MF-001 Partie 1, Section 2, para 16.e – General Maintenance Information C130 Hydraulic Systems contient des instructions concernant l’installation d’un tuyau souple; elle précise notamment ce qui suit : « Secure the installed hose far enough away from adjacent parts to prevent chafing, wear, or deterioration from heat or oil » (Fixer le tuyau installé suffisamment loin des pièces adjacentes pour éviter le frottement, l’usure ou la détérioration causée par la chaleur ou l’huile). Le schéma montrant l’emplacement des colliers de fixation du circuit hydraulique auxiliaire contient la note suivante : « The minimum number of clamps that may be installed on the hydraulic lines are shown.  If the lines are likely to chafe, install additional clamps » (Le nombre minimum de colliers de fixations que l’on peut installer sur les conduites hydrauliques est indiqué. Si les conduites risquent de causer un frottement, installer des colliers de fixations supplémentaires). Il est important de noter que la modification CF-378 applicable aux prises d’essai hydrauliques auxiliaires et à la plomberie ne figure pas sur ce schéma.

1.18.17  La partie 3 de l’ITFC C-12-010-040/TR-010, Norme de fabrication, de remplacement et d’inspection des tuyaux flexibles d’aéronef, fournit des directives concernant l’inspection et l’installation des tuyaux souples et énonce des exigences concernant l’acheminement, le rayon de courbure, les colliers de fixation, le frottement et les environnements difficiles. Une des exigences demande à ce que les tuyaux souples soient soutenus au moins tous les 24 pouces et précise qu’il est recommandé d’installer les attaches à des intervalles plus serrés.

Consignes de vol

1.18.18  Les consignes de vol du MDN, B-GA-100-001/AA-001, contiennent les directives suivantes :

Exigences concernant l’équipage - Généralités

Pour faire partie de l'équipage d'un aéronef des Forces canadiennes (FC), il faut soit :

a.       avoir terminé avec succès les cours de qualification pertinents;

b.       être en train de suivre les cours de qualification pertinents; ou

c.       être dûment autorisé par le commandant de la 1 DAC.

Tous les membres d'équipage doivent avoir réussi l'entraînement aéromédical (AMT) selon l'OAFC 9-29 et doivent avoir une copie du certificat d'entraînement aéromédical valide.

Vêtements de vol de l’équipage et équipement de survie

Les navigants des FC doivent porter les vêtements de vol et utiliser l'équipement de survie réglementaire approuvé par le commandant de la 1 DAC.

Exposés de mission à l’équipage

Avant le début du vol désigné, le commandant de bord d’un avion et/ou le leader de la formation doivent s’assurer que tous les membres de l’équipage navigant et/ou de la formation ont bien reçu un exposé traitant de tous les facteurs pouvant avoir une incidence sur la sécurité ou l’exécution de la tâche attribuée.

Exposé aux passagers

Avant le décollage, le commandant de bord doit s'assurer que tous les passagers ont été mis au courant des détails du vol. Les instructions orales peuvent être complétées par des guides imprimés. Quelle que soit la méthode employée, les instructions doivent porter, sans toutefois s'y limiter, sur :

a.       les procédures d’urgence;

b.       l’emploi, l’emplacement et le fonctionnement des systèmes et de l’équipement de survie; et

c.       toutes précautions à prendre et restrictions à respecter.

1.18.19  Le manuel d’exploitation (FOM), Annexe 2.2.1.1.B, contient des exigences concernant l’équipage minimum à prévoir pour diverses missions et applicables à un certain nombre de flottes de l’ARC. Pour que le CC130H puisse exécuter des missions RAA, l’équipage minimum se compose d'un Commandant de bord (Cdb), d'un copilote, d'un OSCA, d'un Méc B, d'un arrimeur et d'un autre Méc B ou Arrim qualifié pour la mission afin d'assurer les fonctions de second observateur. Pour les opérations de contingence, où l’affectation de l’équipage est problématique, l’exigence relative au second observateur peut être levée par le commandant d’unité, et seules des opérations à un seul tuyau doivent être exécutées.

1.18.20  L’annexe 2.2.1.1.B du FOM fournit également des directives concernant le transport de techniciens en qualité de membres d’équipage à bord d’un certain nombre d’aéronefs de transport de l’ARC, y compris à bord des CC130J Hercules, CC177 Globe Master, CC150 Polaris et CC144 Challenger. De manière générale, le FOM autorise le transport de techniciens en tant qu’équipage dans des circonstances définies et pour des missions bien précises.  En revanche, il ne mentionne rien concernant le transport de techniciens en tant que membres d’équipage pour des vols/missions exécutés avec l’avion CC130H Hercules.

1.18.21   Le chapitre Training and Operational Flights – Passenger Approval Authority (Annexe 2.5.3.2.B) du FOM autorise le transport de passagers pendant des missions RAA avec la disposition restrictive suivante :  « For AAR operations and training, duty passengers may be carried on missions provided sufficient qualified crewmembers are available to supervise, receiver conversion training is not scheduled to take place, and passenger approval has been obtained by the appropriate approval authority as per the Familiarization Flights –  Flights – Passenger Approval Authority table (Tableau 2.5.3.2.A.1) » (Pour les opérations RAA et l’instruction, il est possible de transporter des personnes voyageant en service commandé lors de missions sous réserve qu’il y ait suffisamment de membres d’équipage qualifiés à bord pour assurer la supervision; la formation de conversion des receveurs n’est pas prévue, et l’approbation des passagers a été obtenue par l’autorité d’approbation appropriée, conformément au tableau Vols de familiarisation – Vols – Autorité d’approbation des passagers).

1.18.22  Ni les consignes de vol de la Défense nationale ni le FOM ne traitent spécifiquement des exigences relatives à l’instruction, aux vêtements, aux équipements de survie ou aux exposés applicables aux techniciens lorsque ceux-ci sont transportés à bord en qualité de membres d’équipage.

Procédures d’urgence/situations anormales - Généralités

1.18.23  L’ITFC C-12-130-000/MB-001, partie 3, Section 1, para 1 présente la philosophie générale et les directives applicables aux équipages lorsqu’ils sont confrontés à des situations d’urgence et inhabituelles, lesquels documents précisent, notamment : « Emergency operating procedures cover critical situations where immediate initial action is required and there is no time to refer to a checklist » (Les procédures d’exploitation en cas d’urgence traitent des situations critiques dans lesquelles une mesure initiale immédiate est requise et le personnel n’a pas le temps de consulter une liste de vérifications). Le document reconnaît aussi ce qui suit : « Il n’existe pas de procédures applicables à toutes les situations que l’on peut rencontrer; aussi, les équipages doivent faire preuve, avant toute chose, de discernement et de professionnalisme. Dans tous les cas, il appartient au commandant de bord de décider si une mesure, qu’elle soit publiée ou recommandée, sera appliquée. Quelle que soit la situation d’urgence ou inhabituelle rencontrée, le personnel doit garantir l’exécution des tâches suivantes :

a.     Assurer la maîtrise de l’aéronef;

b.     Couper toute alarme sonore;

c.     Identifier la nature de l’urgence et vérifier l’emplacement concerné; et

d.     Prendre les mesures appropriées. »

1.19  Techniques d’enquête utiles ou efficaces

Sans objet.

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2  ANALYSE

2.1  Généralités

2.1.1  Dans un premier temps, l’enquête s’est penché sur l’aspect technique lié à la cause de l’inflammation et au combustible ayant entraîné l’incendie. L’enquête a permis d’établir qu’un frottement et qu’un arc électrique se sont produits entre une conduite hydraulique et un câble d’alimentation électrique. La conduite hydraulique faisait partie d’une modification visant à installer des prises d’essai au sol pour le circuit hydraulique auxiliaire. L’enquête a déterminé qu’une série de lacunes touchant la modification et son processus d’approbation ainsi que les pratiques d’installation et d’entretien en service associées constituent la cause directe de l’incendie.     

2.1.2  L’enquête a également examiné la façon dont le personnel navigant a réagi à l’urgence ainsi que sa conformité au principe de double couche vestimentaire; elle a aussi examiné la politique concernant le transport de techniciens en qualité de membres d’équipage et les problèmes de communication liés à la mise en place obligatoire et la levée des pauses opérationnelles.

2.2  Enquête technique

Examen du CETQ

2.2.1  Un enquêteur technique du CETQ a été affecté à l’équipe d’enquête sur place afin de garantir la conservation des preuves physiques et leur retrait de l’avion en vue de leur faire subir une analyse approfondie. Les dégâts en V causés par l’incendie, lesquels étaient centrés sur les trois montants de soutien verticaux installés le long de la paroi intérieure gauche, à l’arrière de la porte parachutistes (voir le paragraphe 1.14, Figure 3), ont démontré que l’intensité de la chaleur du feu avait été la plus dévastatrice près de la FS 792. Par ailleurs, un témoin oculaire a mentionné un jet de flamme initial se propageant depuis la zone de la pompe hydraulique auxiliaire à travers le plancher de la rampe. En s’appuyant sur ces indications, l’enquête technique a examiné tous les composants du circuit hydraulique auxiliaire à la recherche d’un point départ d’incendie possible. 

2.2.2  Lors de l’enquête menée sur place, les enquêteurs ont retrouvé un tuyau hydraulique souple (réf. AE 2460010-H-0282) en contact avec le câble d’alimentation du moteur de la pompe hydraulique. Le tuyau en question faisait partie de la modification CF-378 visant le CC130 « Installation of Auxiliary Hydraulic System Ground Test Connections » (Installation des prises d’essai au sol du circuit hydraulique auxiliaire) et était la conduite hydraulique tressée en acier de 28,25 pouces utilisée pour acheminer le liquide hydraulique sous pression entre la prise d’essai hydraulique auxiliaire et le circuit hydraulique auxiliaire.

Figure 8.  Vue du tuyau hydraulique souple et du câble d’alimentation (Avion CC130342).

Figure 9.  Tuyau hydraulique souple et câble d’alimentation situés sous la prise encastrée

Figure 10.  Gros plan du câble d’alimentation et du tuyau souple hydraulique en contact

2.2.3  Un certain nombre de composants du circuit hydraulique auxiliaire ont été retirés de l’avion et envoyés au CETQ pour y subir un examen approfondi. Les pièces déposées ont inclus la valve de contrôle et d’essai au sol, le réservoir du circuit hydraulique auxiliaire, la pompe hydraulique et le moteur associé, les filtres ainsi que des composants de tuyauterie et électriques. 

2.2.4  L’inspection du tuyau hydraulique au CETQ a permis de constater la présence d’un trou de 2 mm de diamètre dans le tressage en acier inoxydable, à l’endroit où il a été retrouvé en contact avec le câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique. Un essai de pression à l’air à 0,5 lb/po2 a montré que la paroi du tuyau intérieur était trouée à cet endroit. L’examen de la tresse de tuyau a révélé la présence de dépôts de cuivre et d’étain, ce qui coïncide avec le matériau présent dans le câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique auxiliaire. 

2.2.5  L’examen du câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique auxiliaire a permis de déceler, sur le fil de phase B, la présence de torons de fils cassés ayant le même point de sectionnement. L’extrémité des torons avait un aspect biseauté et déformé ou arrondi, et un examen réalisé au moyen d’un microscope électronique à balayage a montré qu’il manquait une partie du matériau des torons de fil. L’emplacement de la détérioration du fil corroborait le point de contact avec le tuyau souple hydraulique.

Figure 11.  Tuyau souple hydraulique après la dépose (longueur : 28,25 pouces)

Figure 12.  Gros plan de l’emplacement du trou sur le tuyau souple hydraulique

2.2.6  Lorsque du liquide hydraulique s’échappe sous pression d’un petit orifice, de fines particules d’huile sont vaporisées et peuvent se propager jusqu’à 10 m de l’orifice. Ce jet atomisé peut rapidement être enflammé par des flammes nues, des surfaces chaudes ou un arc électrique, et l’incendie qui en découle ressemble généralement au jet d’un chalumeau caractérisé par un débit calorifique très important. [7] Le jet de flammes orange traversant la rampe de chargement, tel que l’a décrit l’Arrim 1, appuie la thèse de la formation d’un arc électrique qui a enflammé un jet atomisé de liquide hydraulique.

2.2.7  Néanmoins, pour que l’incendie remonte jusqu’à l’orifice de la conduite et qu’il se stabilise, le débit d’huile et la dimension des gouttelettes doivent répondre à certains paramètres. Il est probable qu’après le jet de flammes orange initial, les flammes se soient éteintes d’elles-mêmes. En revanche, le liquide hydraulique a continué d’être vaporisé et atomisé sous haute pression depuis le point de fuite, dispersant une bruine fine à l’intérieur de la zone de la rampe de chargement. Le SGESV 123703 est un exemple antérieur qui montre comment une fuite à travers un trou d’épingle fait dans un tuyau hydraulique sous pression a fini par remplir la soute du CC130 de bruine de liquide hydraulique. Il se peut qu’un deuxième arc électrique ait enflammé ce nuage de bruine hydraulique prenant rapidement de l’expansion et qu’il ait provoqué la formation d’une boule de feu orange subséquente provenant de la rampe.

2.2.8  Une deuxième combustion de matériau s’est ensuite probablement produite; elle a été entretenue par le liquide hydraulique qui a continué d’être atomisé et de brûler, et elle a été accélérée par les configurations de l’écoulement d’air intérieur et par des sources d’oxygène pur. Il est important de noter que la conduite en aluminium qui transporte l’oxygène gazeux vers le régulateur à la FS737, juste en arrière de la porte parachutistes, traverse le plafond à proximité du couple principal à la FS737. L’aluminium fond à une température relativement basse correspondant à environ 660 degrés Celsius (ºC).  La température élevée du deuxième incendie a sûrement consumé la conduite d’oxygène, ce qui a permis à l’oxygène gazeux de s’échapper. La brèche qui s’est formée dans la conduite en question aurait considérablement aggravé l’incendie jusqu’à l’épuisement de l’oxygène gazeux, ce qui a entraîné la combustion rapide du plafond de la partie de fuselage arrière.   

2.2.9  L’enquête technique a également constaté que les disjoncteurs du moteur de pompe hydraulique auxiliaire ne se sont pas déclenchés pendant l’accident. Les disjoncteurs sont d’anciens coupe-circuits thermo-bimétalliques (MS25244), qui ne sont pas conçus pour se déclencher en cas d’arc électrique de courte durée [8]. Du coup, le moteur a continué d’être alimenté en courant électrique, créant une situation propice à la formation d’arcs électriques multiples.

2.2.10  En s’appuyant sur les preuves physiques, les enquêteurs du CETQ ont conclu que la tresse extérieure en acier inoxydable du tuyau souple hydraulique sous pression est entrée en contact avec le câble d’alimentation du moteur de pompe auxiliaire, qu’elle a frotté contre l’isolant du câble et qu’elle a mis le câble à nu. Un arc électrique s’est produit entre le fil de phase B exposé du faisceau de câbles électriques du moteur de la pompe du circuit hydraulique auxiliaire et le tuyau souple hydraulique, ce qui causé un trou dans le tuyau et entraîné une fuite de liquide hydraulique haute pression et sa mise à feu subséquente par l’arc électrique.

Événement aéronautique associé : SGESV 151598

2.2.11  Le 24 février 2012, une inspection informelle effectuée par un militaire du 435e ETS a permis de constater que, sur trois avions CC130 (CC130305, CC130338 et CC130341), des câbles d’alimentation du moteur hydraulique auxiliaire présentaient une usure par frottement à l’endroit où le câble d’alimentation et le tuyau souple hydraulique auxiliaire étaient en contact.  Ce constat a été fait avant que le CETQ tire ses propres conclusions sur l’avion accidenté et il a donné lieu à une récompense de sécurité des vols « Pour professionnalisme » pour le militaire de l’escadron.

2.2.12  Les photos prises sur le CC130341 (Figures 13 et 14) montrent que le circuit hydraulique auxiliaire est dans le même état que celui trouvé sur l’avion en cause. Les photos montrent aussi qu’on a essayé, en vain, de protéger le câble d’alimentation en l’enveloppant dans du ruban noir. Cette pratique n’est pas acceptée par l’ITFC C-17-010-002/ME-001 (Partie 8, chapitre 1), et elle a été mise en œuvre dans un endroit où elle aurait facilement pu être détectée à l’occasion d’une inspection visuelle.

Figure 13.   CC130341 (24 février 2012) : Frottement du câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique contre le tuyau souple hydraulique

Figure 14.    CC130341 (24 février 2012) : Gros plan de l’usure par frottement causée par la mise en contact du câble d’alimentation avec le tuyau hydraulique    

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2.3  Examen de la modification CF-378

Généralités

2.3.1  Le tuyau souple hydraulique qui s’est perforé lors de cet accident faisait partie de la modification CF-378, telle qu’elle a été mise en œuvre par le MPP. L’installation associée au MPP a été examinée à fond en mettant l’accent sur les différences de configuration entre le MPP et l’instruction de modification CF-378 initiale.

Permis de production de maintenance (MPP)

2.3.2  Le premier avion à avoir bénéficié de la modification CF-378 en utilisant le MPP est le CC130341. L’entrepreneur a eu du mal à mettre en place la CF-378 conformément à l’instruction de modification. Il a mis au point un nouveau trajet de conduites hydrauliques afin de « respecter l’esprit » de la modification CF-378, et il a levé et soumis un MPP pour intégrer la configuration révisée en tant que « réparation standard ». Le MPP précisait que la lacune était due au fait que le « circuit hydraulique du 130341 était différent de celui installé sur le 130332 ou le 130333 ». 

2.3.3  L’entrepreneur a présenté le MPP au gestionnaire du cycle de vie du matériel (GCVM) avec l’instruction « à traiter en urgence », l’essai en vol de l’avion étant prévu pour la semaine suivante. Cette demande MPP date du 30 juin 2000, soit le vendredi précédent la longue fin de semaine de la fête du Canada. À ce stade, les prises d’essai avaient déjà été installées conformément au MPP, et le MPP indiquait que « l’installation existante avait besoin d’être documenté, car elle représentait ce qu’il faudrait faire pour les autres avions modèle H(T)90 ».

2.3.4  L’entrepreneur a fait part au GCVM de l’urgence d’effectuer un contrôle, et le GCVM a transmis le caractère urgent de la situation à un membre du personnel de la Direction - Navigabilité aérienne technique (DNAT), auquel on a demandé d’examiner et de commenter le MPP. Le membre de la DNAT a approuvé la procédure de travail et les dispositions techniques fournies dans le MPP le 4 juillet 2000, le premier jour suivant la longue fin de semaine. Le GCVM a signé le bloc de signature réservé au MDN sur le formulaire MPP de l’entrepreneur et a télécopié le formulaire à l’entrepreneur le 6 juillet 2000. Les documents du MPP n’ont fourni aucune preuve concernant l’ampleur de l’examen effectué par le DNAT ou le GCVM. 

2.3.5  Après approbation par le GCVM du CC130, l’intégration du MPP au CC130341 a été approuvée, et le permis a ensuite été utilisé pour modifier l’ensemble des cinq H(T)90 et les deux versions H-30 du CC130. Aucune nouvelle instruction de modification n’a été publiée; par contre, la configuration révisée a été décrite dans le manuel de pièces approuvé C‑12‑130‑0B0/MY-001, Figure 2-3-3. 

2.3.6  Pour mieux comprendre les difficultés rencontrées par l’entrepreneur lors de la mise en œuvre de la CF-378, on a étudié les différences entre les circuits hydrauliques auxiliaires des divers modèles d’avion CC130H.  La pompe hydraulique auxiliaire et l’emplacement de montage se sont révélés identiques sur tous les modèles d’avion CC130H, ce qui indique qu’aucun changement n’était nécessaire concernant les conduites utilisées pour relier la prise d’essai hydraulique sous pression. De plus, même s’il y avait des différences touchant la tuyauterie associée à un réservoir hydraulique différent installé dans le HT(90) et le H-30, l’endroit où la prise d’essai retour est reliée au circuit hydraulique auxiliaire restait le même.

2.3.7  L’enquête a remarqué que l’endroit où se trouve la ferrure de support des prises d’essai hydrauliques différait entre l’avion de modèle H plus ancien et les modèles H(T)90 et H-30 ayant intégré le MPP. Cette ferrure de support est située sous le plateau de la pompe hydraulique auxiliaire. Le MPP stipulait « placer le support de sorte que la découpe du support soit à l’écart du support de pompe intérieur avant (FWD INBD) » et demandait à ce que la ferrure de support soit installée à l’intérieur de sorte qu’elle repose en affleurement contre la lèvre intérieure du plateau. Au contraire, la modification originale CF‑378 demandait à ce que la ferrure de support de la prise d’essai soit installée à 2 ½ pouces du bord avant du plateau et à 5 pouces de la lèvre intérieure du plateau.

Figure 15.  Comparaison des installations CF-378 : à gauche – Installation conforme à l’instruction de modification d’origine CF-378 (CC130335); à droite – Installation conforme au MPP (CC130344)

2.3.8  Le changement touchant l’emplacement de montage de la ferrure de support a nécessité une série de modifications visant la configuration et la tuyauterie hydraulique afin de tenir compte du nouvel emplacement des prises d’essai, selon ce qui suit :

a.  Il a fallu prolonger de 5 pouces supplémentaires le tuyau hydraulique sous pression de 20 pouces venant de la sortie de pompe, ce qui a modifié son trajet standard et engendré un plus grand risque de frottement contre le bord arrière du plateau de pompe et contre le câblage d’alimentation en courant électrique de la pompe. Le MPP n’a fait état d’aucun changement touchant la longueur de ce tuyau.

b.  Le tuyau de 28,25 pouces installé entre la prise d’essai sous pression et le système de l’avion a également dû être prolongé de 5 pouces supplémentaires, ce qui a également modifié son trajet standard et engendré un plus grand risque de frottement contre le bord arrière du plateau de pompe et contre le câblage d’alimentation en courant électrique de la pompe. Ce tuyau a été allongé de 28,25 pouces à 38,25 pouces dans le MPP.

c.  La prise d’essai retour était dotée d’une rallonge de tube rigide de cinq pouces conçue pour compenser le changement de cinq pouces vers l’intérieur touchant l’emplacement de montage. Cependant, au lieu de tourner vers l’avant pour se brancher à la tuyauterie hydraulique selon la méthode décrite dans le CF-378, la conduite a continué vers l’extérieur en direction de la paroi du fuselage, où elle est entrée en contact avec les matelas isolants de la paroi à mesure qu’elle montait vers un nouveau point de raccordement.

d.  Les prises d’essai dépassaient alors légèrement dans la cabine.

2.3.9  L’enquête a permis d’établir que le changement touchant l’emplacement de montage de la ferrure de support de la prise d’essai au sol a rendu impossible l’installation de la CF-378 conformément aux instructions de modification, et c’est probablement la raison pour laquelle l’entrepreneur a eu du mal à appliquer la CF-378. L’enquête a également conclu qu’il aurait été possible d’installer la CF-378, tel que précisé dans l’instruction de modification d’origine CF-378, sur les avions modèles H(T)90 et H-30, et ce, en dépit des différences touchant les circuits hydrauliques auxiliaires de ces avions, si la ferrure de support avait été positionnée correctement. Il en résulte qu’une configuration de modification CF-378 différente était applicable aux avions H(T)90 et H-30, avec un emplacement de support de ferrure révisé, un tuyau plus long requis entre la prise d’essai sous pression et le système de l’avion et une plomberie révisée depuis la prise d’essai retour.

2.3.10  L’enquête s’est ensuite penché sur la raison pour laquelle l’entrepreneur avait modifié l’emplacement du support. Une comparaison des instructions de modifications CF-378 initiale et rééditée a révélé que le schéma d’installation, fourni en tant que Figure 2, a été transformé, à partir de trois projections orthographiques de l’avant, du bas et de côté (vues A, B et C) dans l’instruction CF-378 d’origine, en une seule vue isométrique tridimensionnelle dans l’instruction CF-378 rééditée. Par contre, les renseignements détaillés faisant état d’un positionnement de la ferrure de support à 2 pouces ½ du bord avant du plateau et à 5 pouces à l’intérieur ont été omis dans l’instruction rééditée. 

Figure 16.  Comparaison des CF-378, Figure 2 Installation du support – CF-378 d’origine montrant l’emplacement de montage de la ferrure de support.

Figure 17.   Comparaison des CF-378, Figure 2 Installation du support – CF-378 réédité

2.3.11  Les deux instructions de modification CF-378 – l’originale et la réédition – (Figure 6) contenaient un schéma de l’installation de la prise d’essai.  Le dossier contenant les documents de la modification CF-378 a été retrouvé avec une photographie de l’installation prototype d’origine, qui a été utilisée pour créer ce schéma. La photographie montre que l’emplacement approprié du support se trouvait sur le côté extérieur du canal de drainage du plateau de pompe. Cependant, en faisant un schéma à partir de la photographie, les détails portant sur le canal de drainage et le support intérieur avant ont été omis, ce qui a donné lieu à une ambigüité concernant l’emplacement approprié du support, en ce sens que le support a été placé le long du bord intérieur du plateau. 

Figure 18.  : Comparaison des CF-378, Figure 6 Installation du support – Photographie originale (à gauche) et dessins de l’instruction de modification (à droite)

2.3.12  L’enquête a conclu que l’absence de renseignements relatifs à la position dans la Figure 2 de l’instruction CF-378 rééditée combinée à l’ambigüité créée par le dessin de la Figure 6 ont probablement conduit l’entrepreneur à interpréter, par erreur, le positionnement correct de la ferrure de soutien comme étant le long du bord intérieur du plateau de pompe. L’entrepreneur a donc disposé la ferrure de support à cinq pouces à l’intérieur de son emplacement prévu, ce qui a donné lieu à la série de changements de configuration de tuyauterie décrits dans le para 2.3.8. 

Lacunes liées au processus d’installation du MPP

2.3.13  Les changements touchant l’emplacement de la prise d’essai hydraulique et la disposition des tuyaux ont été si importants qu’ils auraient dû être traités comme une nouvelle modification et non comme une réparation standard. En effet, le MPP urgent, approuvé en tant que réparation standard, a bouleversé le processus de modification et entravé l’examen approfondi des changements de conception proposés. Pour être plus précis, l’emplacement incorrect du support de la prise d’essai n’a pas été décelé et les conséquences liées à plusieurs changements de configuration ne semblent pas avoir été complètement prises en compte.

2.3.14  Le recours à un processus de réparation standard a également provoqué des lacunes dans la documentation technique; en effet, les pièces utilisées pour le MPP ont été répertoriées en tant que pièces de rechange sans préciser la configuration à laquelle elles s’appliquaient (p. ex., MPP ou CF-378).  Le tuyau hydraulique sous pression reliant les prises d’essai au circuit hydraulique a notamment été allongé de 28,25 pouces à 38,25 pouces dans le MPP. Ce tuyau plus long a été inclus dans la liste des pièces approuvées sous un numéro de pièce de rechange, sans qu’aucune annotation ne précise que le tuyau plus long ne s’appliquerait qu’aux avions H(T)90 et H-30 qui ont subi la modification CF-378 conformément au MPP.  

2.3.15  L’enquête a examiné les sept avions qui ont appliqué la modification CF-378 conformément au MPP et conclu que tous les avions étaient équipés du tuyau hydraulique le plus court (28,25 po). Les dates de fabrication de cinq de ces tuyaux étaient antérieures à la date d’installation du MPP. Même s’il n’a pas été possible de déterminer avec certitude si les installations initiales exécutées par l’entrepreneur avaient pris en compte la conduite hydraulique plus longue (réf. de la pièce de rechange) ou plus courte (réf. de la pièce principale), les dates de fabrication laissent penser qu’au moins une partie des avions, sinon tous, auraient pu, initialement, être dotés d’une conduite plus courte par l’entrepreneur. De plus, la date de fabrication du tuyau le plus court installé sur le CC130341, la première installation selon laquelle le MPP a été approuvé, était janvier 2004, autrement dit après l’application de la modification en juillet 2000, ce qui démontre que le tuyau le plus long avait été remplacé par le tuyau le plus court plusieurs années après l’installation initiale. L’enquête a conclu que l’absence de documents appropriés a conduit des techniciens à installer le tuyau le plus court sur tous les avions, que ce soit dès le début ou plus tard en service, lequel tuyau, bien que répertorié en tant que pièce principale, ne devait pas s’appliquer à ces installations. Comme cela a déjà été précisé, l’utilisation de la conduite la plus courte combinée à un emplacement de support de prise d’essai inapproprié aurait entraîné la modification de l’acheminement de la conduite, la rapprochant du bord arrière du plateau du moteur de pompe, un endroit où elle risquait davantage de frotter contre le bord du plateau et le fil d’alimentation du moteur. 

2.3.16  L’enquête n’a pas cherché à savoir combien d’autres modifications ont été mises en œuvre par l’entrepreneur en appliquant le processus du MPP. Il est recommandé de procéder à un examen de navigabilité complet des MPP de l’entrepreneur pour tous les avions H(T)90 et H-30 afin de s’assurer que toutes les modifications ont été examinées, dans le but de déceler les problèmes de contrôle de la navigabilité et de la configuration, et qu’elles ont été étayées par des documents appropriés.

Frottement d’une conduite sous pression contre une ferrure de support d’étagère

2.3.17  L’examen du SGESV jusqu’en 1990 concernant le circuit hydraulique auxiliaire du CC130 a mis au jour deux cas distincts de rupture de tuyau hydraulique souple de 20 pouces faisant partie d’une modification CF-378 et reliant la sortie de pompe à la prise d’essai sous pression. Le SGESV 123703 (17 octobre 2005) indique que « pendant un point fixe, la soute du CC130334 a été remplie de bruine ayant une odeur de liquide hydraulique » et que « le plancher de la soute était entièrement couvert de liquide hydraulique ». Lors de cet incident, la fuite a été causée par le frottement de la conduite tressée de 28,25 pouces reliée à la prise d’essai sous pression CF-378 contre le plateau de la pompe auxiliaire. Le plateau comportait un trou de dégagement/une échancrure sur le bord arrière, et le coin de l’échancrure a entraîné la rupture de la conduite, ce qui a donné lieu à la dispersion par vaporisation de 11 litres de liquide hydraulique sous pression dans la soute. 

2.3.18  Dans le SGESV 123703, on a considéré que le plateau avait été modifié sans autorisation, et les mesures préventives consistaient à présenter au personnel les dangers liés à l’exécution de modifications non autorisées. Cependant, le 4 mai 2012, les enquêteurs ont examiné le CC130334 à la 8e Escadre Trenton alors qu’ils se penchaient sur la modification CF-378, et ils ont remarqué que « l’échancrure » se trouvait toujours sur le plateau, quasiment sept ans plus tard (voir figure 19). Un examen complémentaire a révélé que le plateau et la ferrure de support de l’étagère avaient subi une abrasion causée par la conduite hydraulique en acier tressée. Les enquêteurs ont conclu qu’il était possible que le facteur contributif « modification non autorisée » du SGESV 123703 découlât en réalité du frottement pendant une longue période de la conduite tressée en acier contre le plateau en alliage d’aluminium et le support d’étagère.

Figure 19.  : CC130334 – Usure par frottement dans le plateau et la ferrure de support d’étagère (SGESV 123703) – Photos prises le 4 mai 2012 (à gauche) et le 29 juin 2012 (à droite)  

2.3.19  Un incident presque similaire a été décrit dans le SGESV 124111 (17 nov 2005); la même conduite sous pression a frotté contre le support de ferrure de l’étagère du CC130340, ce qui a provoqué la rupture de la conduite en question. L’enquête a également remarqué que la ferrure de support de l’étagère de l’avion CC130319 (modèle E) était en contact avec la conduite sous pression de 28,25 po provenant de la prise d’essai sous pression prévue par la modification CF-245. Le type d’usure et le revêtement de peinture subséquent du support ont indiqué que ce dernier avait probablement été usé par la conduite sous pression jusqu’à un certain stade dans le passé. Ces constats montrent que le frottement des conduites sous pression reliées à la ferrure de prise d’essai contre le support d’étagère et le bord extérieur arrière du plateau constitue un danger courant lié aux modifications CF-245 et CF-378.

Problèmes d’acheminement et de fixation dans l’instruction de modification

2.3.20  L’instruction de modification CF-378 fournit des consignes concernant le positionnement des raccords hydrauliques afin d’assurer un meilleur alignement des conduites hydrauliques. Cependant, l’instruction de modification CF-378 ne contient aucune disposition appropriée concernant l’acheminement et la fixation des tuyaux hydrauliques en vue d’éviter les frottements et l’usure. Les tuyaux souples peuvent bouger lorsqu’ils sont sous pression, et l’ITFC C-12-010-040/TR-010 précise que les tuyaux souples devraient être soutenus au moins tous les 24 pouces et que l’installation de supports plus rapprochés est même conseillée. La modification CF-378 a introduit une conduite hydraulique sous pression de 28,25 po qui a été rallongée à 38,25 po par le MPP; cependant, aucun support n’a été spécifié ni dans le CF‑378 ni dans le MPP. 

2.3.21  Par ailleurs, l’instruction de modification CF-378 ne fournit aucune consigne concernant la fixation du câble d’alimentation du moteur de pompe auxiliaire en vue de maintenir l’espacement minimum avec le nouveau trajet hydraulique, sous le plateau. Dans la pratique, des tentatives maladroites visant à éviter les frottements ont été constatées, y compris l’utilisation de ruban isolant et/ou d’un manchon en plastique couramment utilisés pour envelopper le câble de moteur de pompe pour éviter qu’il soit usé par frottement. 

2.3.22  Il est important de souligner qu’on a observé, sur l’avion CC130335, un câble d’alimentation de pompe auxiliaire séparé du tuyau hydraulique souple au moyen d’une attache de sécurité permettant de conserver un espacement de ½ pouce (voir la Figure 20). Cette méthode de fixation est décrite dans l’ITFC C-17-010-002/ME-001, Figure 8-1-13, en tant « qu’installation de rechange secondaire », et elle montre qu’en dépit des problèmes de conception relevés avec cette modification, un acheminement et une fixation appropriés permettent de maintenir un espacement sécuritaire entre ces composants.

Figure 20.  : Exemple « de fixation de remplacement secondaire » permettant de prévoir un espacement sécuritaire entre le câble d’alimentation de la pompe auxiliaire et la conduite hydraulique souple  (CC130335, 8e Escadre, Trenton, 26 avril 2012)

2.3.23  L’enquête a permis de conclure que ni le tuyau souple ni le faisceau de câbles n’étaient adéquatement fixés pour garantir l’espacement du faisceau de câbles de la conduite inflammable, et ce, en violation des ITFC C‑17‑010-002/ME-001 et C-12-010-040/TR-010. Il est impératif de prévoir des consignes d’acheminement et de fixation détaillées permettant de s’assurer que les conduites sous pression reliées aux prises d’essai sous pression sont fixées et ne créent pas un risque de frottement. 

Processus de modification du DGGPEA 

2.3.24  Avant la mise en place du programme de navigabilité du MDN/des FAC, une vérification interne datant de 1993 réalisée par le Chef – Services d’examen a permis de cerner des lacunes démontrant la nécessité de mettre au point un programme de navigabilité mieux structuré. Du coup, le programme de navigabilité du MDN/des FAC a vu le jour, et le document de conception original a été approuvé le 16 septembre 1998.

2.3.25  Au fil du temps, le programme de navigabilité du MDN/des FAC s’est transformé en un programme très fiable dans le cadre duquel des activités de navigabilité sont entreprises selon des normes établies, exécutées par des personnes compétentes et appliquées au sein d’organismes agréés en utilisant des procédures approuvées. Le processus actuel d’examen, d’approbation, de délivrance d’autorisations de navigabilité et d’autorisation de modifications, d’altération et de mise en service de nouvelles pièces de rechange pour des équipements et produits aérospatiaux est décrit dans la procédure AEPM EMT04.001. En vertu de ce processus, les documents de modification sont examinés et approuvés au moyen du formulaire d'approbation de modification de matériel aérospatial (FAMMA), lequel sert de document à signer pour la modification. L’enquête a remarqué que les lacunes constatées dans le processus d’approbation du MPP, qui, dans la pratique, a court-circuité le processus de modification, ont été bien prises en compte par les procédures et la politique actuelles en matière de navigabilité technique.  

2.3.26  La case 2B du FAMMA, Spécialiste Navigabilité et examen technique, permet d’examiner plusieurs points spécifiques, tels que la résistance structurale et la fatigue, l’adéquation de l’alimentation électrique et la compatibilité électromagnétique. Par contre, le FAMMA n’exige pas spécifiquement un examen des effets pour le câblage électrique ou les conduites transportant du liquide inflammable. Lorsqu’on effectue une modification ou un changement de conception, il est primordial de s’assurer que les conduites inflammables et/ou le câblage sont convenablement acheminés, soutenus et protégés contre le frottement, l’abrasion, les environnements difficiles et les dommages contre les risques prévus. L’enquête a conclu que, du fait de la criticité potentielle de cet élément de conception, l’examen et l’approbation par signature de ces points, tels qu’ils sont détaillés dans les ITFC C-12-010-040/TR-010 (Norme de fabrication, de remplacement et d’inspection des tuyaux flexibles d’aéronef) et C-17-010-002/ME-001 (Système d’interconnexion du câblage électrique (EWIS) des aéronefs), devraient faire partie du processus de modification de la conception.

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2.4  Acheminement, fixation et frottement – Maintien de la navigabilité

SGESV 151598

2.4.1  Comme cela a été précisé plus haut (paras 2.2.11 et 2.2.12), le 24 février 2012, après avoir pris connaissance de l’accident, une inspection informelle effectuée par un militaire de l’escadron a permis d’identifier la présence de trois autres avions CC130 du 435e ETS comportant des câbles d’alimentation de moteur hydraulique auxiliaire usés par frottement (SGESV 151598). Le frottement s’est produit à l’endroit où le câble d’alimentation et la conduite sous pression du circuit hydraulique auxiliaire (tuyau souple) sont entrés en contact. L’examen de chaque dossier de maintenance des avions a permis d’établir que, dans chaque cas, la dernière tâche d’entretien consignée a consisté à remplacer la pompe hydraulique auxiliaire, et que, ultérieurement, l’entrepreneur chargé de la R et R avait réalisé une inspection périodique de l’avion englobant une inspection de la zone concernée. Toutefois, du fait de la période de temps écoulée depuis le remplacement de la pompe hydraulique auxiliaire ou de l’inspection périodique, il n’a pas été possible de dire si les conduites hydrauliques et les câbles de pompe furent installés avec un espacement insuffisant ou s’ils sont entrés en contact en cours d’exploitation. Cependant, le délai écoulé depuis que des travaux ont été réalisés dans cette zone, combiné à l’emplacement visible du frottement sur ces avions, montre que les anomalies d’acheminement et de fixation sont régulièrement passées inaperçues ou qu’elles n’ont pas été corrigées.   

2.4.2  Cette observation a été corroborée lorsque des enquêteurs ont rendu visite à l’entrepreneur actuel chargé de la R et R des CC130 pour effectuer une visite de sécurité des vols, en juin 2013. Au cours de cette visite, les enquêteurs sont entrés dans l’avion CC130337 subissant une inspection périodique et ont constaté que plusieurs câbles électriques se trouvaient en contact direct avec les conduites hydrauliques du circuit de servitude, et que ces lacunes n’avaient pas été identifiées pendant la phase d’inspection de l’inspection périodique. Ces lacunes ont été signalées à l’entrepreneur, puis corrigées.

Inspections spéciales (IS)

2.4.3  À la suite des constats effectués dans le SGESV 151598, le GSA CC130 a publié une inspection spéciale C-12-130-000/NS-702 (SI NS-702), en date du 1er mars 2012, en vue de faire inspecter l’ensemble des conduites hydrauliques auxiliaires, des câbles et des composants pour déterminer leur aptitude au service. Sur les 19 aéronefs inspectés dans le cadre de l’IS NS-702, 10 ont été déclarés inutilisables; 33 conduites hydrauliques étaient endommagées ou usées par frottement, et neuf constats ont visé un seul aéronef. De plus, 15 faisceaux de câbles ont été découverts endommagés ou mal enrubannés. On a également relevé quatre cas de dommages physiques touchant la pompe/les fixations/les raccords, et deux colliers de fixations étaient manquants. 

2.4.4   Une vérification des dossiers de maintenance portant sur l’avion CC130338 basé au 435e ETS a indiqué qu’une IS NS-702 a été effectuée le 2 mars 2012. Ensuite, le 7 mars 2012, un enquêteur a rendu visite au 435e ETS au sujet d’un élément connexe et a remarqué qu’une conduite hydraulique auxiliaire rigide (aspiration de la pompe à main (aluminium)) était en contact avec la partie de ferrure en T de la conduite d’entrée de la pompe hydraulique auxiliaire. Par ailleurs, l’examen du robinet de vidange du bac récepteur a permis de constater qu’il était fermé sans fil frein, contrairement à ce que précise le paragraphe 9b de l’IS. L’officier des techniques de maintenance des aéronefs du 435e ETS (OTMAE) en a été informé, et l’IS a été renouvelée sur tous les avions du  435e ETS le 8 mars 2012 afin de vérifier la conformité à l’IS et de rectifier les omissions.

2.4.5  Le GSA a publié une autre IS NS-705 le 28 août 2012 en vue d’inspecter les conduites hydrauliques sous pression de la prise d’essai hydraulique auxiliaire afin d’en vérifier l’état et la configuration. Sur les 19 avions inspectés, sept ont été jugés inutilisables, et six numéros de pièce de tuyau incorrects ont été relevés. Un tuyau usé par frottement a été constaté, et un tuyau a été retrouvé en contact avec un faisceau de câbles.

2.4.6  Le GSA a réédité l’IS NS-702 en tant qu’IS NS-718 le 22 août 2014 pour vérifier si les risques de frottement avaient été supprimés. Sur 16 avions inspectés, quatre ont été déclarés inutilisables; on a relevé six conduites hydrauliques usées par frottement ou endommagées, trois cas de contact entre un tuyau ou une structure et un faisceau de câbles, un cas de raccord desserré et une prise dépourvue de fil frein. Du fait des écarts persistants constatés par rapport à la norme, le GSA a réédité l’IS NS-702 une troisième fois en tant qu’IS NS-729 le 9 mars 2015 à titre de mesure préventive à exécuter d’ici le 30 juin 2015 afin de garantir le maintien de la navigabilité de la flotte de CC130 jusqu’à ce qu’une solution à long terme soit mise en place.  

2.4.7  Comme mesure préventive supplémentaire, le GSA a publié un bulletin de navigabilité technique (MA-13-0007-TECH) qui a mis en relief des paragraphes clés de l’ITFC C-17-010-002/ME-001, partie 8, portant sur les exigences et les méthodes d’espacement acceptables applicables à l’acheminement et à la fixation des faisceaux de câbles à proximité de conduites inflammables. Ce bulletin a été inclus dans l’IETM CC130 et a comporté un hyperlien renvoyant aux paragraphes pertinents des ITFC de maintenance des CC130.

Acheminement et fixation en tant que facteur de maintien de la navigabilité

2.4.8  Malgré cet accident marquant et les risques potentiels pour la navigabilité, les problèmes liés à l’acheminement, à la fixation et aux frottements ont persisté sur la flotte de CC130, et d’autres rapports sur la sécurité des vols ont été produits (p. ex., SGESV 152856, 154490, 160690 et 167072). Il est préoccupant que les problèmes ne soient pas décelés au niveau de l’escadron et pendant les tâches de R et R de troisième échelon en dépit des nombreuses inspections visuelles et approfondies programmées portant sur ces zones. 

2.4.9   L’acheminement et la fixation des câbles et des conduites ont déjà posé un problème, que le DSV a essayé d’endiguer en lançant une campagne de prévention à la fin des années 1990; ce problème figurait aussi dans les 10 premières préoccupations figurant sur la liste des risques pour la sécurité applicable à cette époque. En 1998, l’incendie qui s’est déclaré à bord d’un Labrador CH11305 et qui a entraîné la perte de l’appareil et de six membres d’équipage a probablement été causé par un frottement sur la conduite de carburant principale du moteur n° 2. En 1994, un Sea King CH12425 s’est écrasé; deux membres d’équipage ont été tués et deux autres ont été gravement blessés après qu’un incendie s’est déclaré à bord en raison d’une fuite touchant une conduite de carburant moteur principale qui a été usée par frottement avec une conduite d’évacuation, jusqu’à la perforation.   

2.4.10  En 1996, le SGESV a été modifié pour inclure l’utilisation des termes « acheminement et fixation » en guise de mots clés à des fins de recherche. Depuis 1996, on a recensé plus de 1 000 événements ayant été causés par un problème de cheminement et de fixation et/ou de frottement, et nombreux sont ceux qui ont impliqué des câbles et des conduites transportant du liquide inflammable. Bien que le nombre de rapports SGESV soit passé d’à peu près une centaine par an dans les premiers temps à environ 20 à 30 par an en 2005, il semble que ce nombre ait de nouveau augmenté progressivement pour atteindre un seuil de 39 en 2014. Le problème touche toute l’Aviation royale canadienne (ARC) et aucune flotte n’est épargnée.

2.4.11  Le DSV s’est appuyé sur cet accident pour, une fois encore, sensibiliser le personnel aux problèmes d’acheminement, de fixation et de frottement pendant l’exposé annuel sur la sécurité des vols de 2012-2013 présenté à l’ARC et dans un article paru dans le magazine à diffusion générale Propos de vol, n° 4, 2012. 

2.4.12  L’École de technologie et du génie aérospatial des Forces canadiennes (ETGAFC) propose aux techniciens en aéronautique des cours sur l’acheminement et la fixation des tuyaux souples et rigides. L’ETGAFC a récemment créé un module de formation traitant de l’acheminement et de la fixation des câbles électriques. Cette formation sera bientôt dispensée à toutes les spécialités techniques aéronautiques de l’école lors du module d’enseignement commun. La formation Système d’interconnexion du câblage électrique des aéronefs (EWIS) est dispensée sur des ordinateurs autonomes à des stagiaires du tronc commun, tandis que les stagiaires inscrits à la formation de mise à niveau SA la suivent au moyen du MDNApprentissage. Grâce au réseau étendu de la Défense, le MDNApprentissage est accessible à tout le monde; cet apprentissage devrait donc aussi, théoriquement, être mis à la disposition des techniciens et ingénieurs en aéronautique. Cependant, aucun programme en cours ne prévoit de dispenser la formation EWIS à ces groupes de spécialités.

2.5  Modifications GSA – Après l’accident

2.5.1  En raison de l’accident et des problèmes de frottement persistants révélés par des rapports de sécurité des vols, et des résultats des IS NS-702 et NS-718, le GSA a entrepris une rationalisation et une redéfinition complètes de la modification CF-378. Le GSA a d’abord établi que la modification visant à installer des prises d’essai était requise, et il a ensuite procédé à la refonte de la modification afin de prendre en compte les problèmes de sécurité identifiés.   

2.5.2  Cette nouvelle instruction de modification C-12-130-000/CD-154 (CD-154) prévoit le retrait de la modification d’origine CF-378 et du câblage du moteur de la pompe hydraulique. La restructuration inclut une nouvelle configuration d’acheminement et de fixation pour les conduites hydrauliques associées aux prises d’essai au sol, ainsi qu’une nouvelle méthode d’acheminement et de fixation pour le faisceau de câbles du moteur de pompe. La modification CD-154 exigera l’utilisation d’attaches à espacement et de colliers de fixations pour fixer les tuyaux hydrauliques et le câblage à la structure voisine, le but étant d’éliminer les risques de frottement. La modification CD-154 a fait l’objet d’une revue critique de définition le 2 octobre 2014, laquelle incluait un ajustement d’essai et une installation prototype. La mise en œuvre intégrale est programmée pour 2016.

2.5.3   Le GSA a également autorisé le remplacement du liquide hydraulique MIL-H-5606 utilisé dans tous les circuits hydrauliques des avions CC130E et CC130H par le liquide MIL-PRF-87257. Ce remplacement a été mis en place au moyen du message DPEAGATH 22108 daté 061430Z Mar 14 et de l’instruction de modification C-12-130-000/CF-927 datée du 2014-07-04. Le MIL‑PRF-87257 est un liquide hydraulique à base d’hydrocarbure synthétique résistant au feu dont le point d’éclair minimum est de 160 ºC (320 ºF). En cas d’arc électrique, des températures localisées peuvent dépasser 5 700 ºC; aussi, l’augmentation du point d’éclair peut être considérée comme insignifiante pour ce qui a trait au déclenchement d’un incendie. Lorsqu’on parle de la résistance au feu du liquide hydraulique, on fait référence à la capacité de la substance inflammable à s’éteindre d’elle-même lorsque la source d’allumage est supprimée. Même si, de manière générale, on considère que le MIL-PRF-87257  est moins dangereux que le MIL-H-5606, il n’est pas possible de savoir si l’utilisation du MIL-PRF-87257 aurait donné lieu à d’autres conséquences dans le cas de cet accident spécifique.

2.5.4  Le GSA continue de faire un suivi des risques pour la navigabilité liés à cet événement aéronautique dans le registre de gestion du risque pour la navigabilité (RARM) CC130-2012-001, Fire in the Aft Upper Fuselage (Incendie dans la section de fuselage supérieure arrière). La version 4 actuelle du RARM, qui est datée du 2 décembre 2013, fait état d’un indice de risque comportant un niveau acceptable de sécurité (ALOS).

2.6  Réaction opérationnelle

2.6.1  Alors que l’annonce V1/rotation était faite, l’Arrim 1 a immédiatement informé l’équipage de l’incendie survenu dans la cabine. P3 a senti l’urgence de la situation et évalué la longueur de piste restante et a posé l’avion.  Bien que la plupart des scénarios de formation sur simulateur préconisent de poursuivre le décollage après l’annonce V1, P3 n’a eu aucun doute quant au bien-fondé de poser immédiatement l’appareil. Il s’est écoulé moins de 4 minutes entre le moment où l’Arrim 1 a signalé l’incendie et le moment où les services CFR ont éteint le feu. Pendant ce laps de temps, les câbles de commande de direction et de profondeur se sont brisés. Si l’équipage avait poursuivi le décollage en prévoyant un retour d’urgence, il est probable que les câbles de commande se seraient rompus lors du retour d’urgence, ce qui aurait conduit à la perte de maîtrise de l’avion.  L’enquête a conclu que la réaction de l’équipage à cette situation d’urgence critique inhabituelle a non seulement été satisfaisante, mais elle a également évité la perte de l’avion et de l’équipage.

2.6.2  Une fois l’appareil immobilisé, le personnel navigant a senti la chaleur et la fumée produites par le feu qui attaquait le poste de pilotage. Conscient que les procédures d’évacuation de la cabine étaient déjà en cours d’exécution pour échapper au feu qui prenait de l’ampleur, le pilote n’a pas demandé la liste de vérifications d’évacuation au sol. P1 a demandé à ce que seuls les éléments critiques de la liste de vérifications, tels que les manettes de régime, les commandes d’extinction et les sectionneurs de bus batterie, soient actionnés afin d’accélérer l’évacuation de l’appareil. Tous les membres d’équipage sont sortis par la porte équipage et se sont éloignés de l’avion. La réaction de l’équipage n’a pas été rigoureusement conforme à la liste de vérifications applicable en cas d’évacuation au sol, mais les mesures qu’il a prises ont respecté les principes fondamentaux des mesures d’urgence énoncés dans le C-12-130-000/MB-001 Partie 3, Section 1, et elles se sont avérées tout à fait appropriées étant donné l’urgence de la situation.

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2.7  Remarques connexes : Respect du principe de la double couche

2.7.1  Les consignes de la Division aérienne concernant l’utilisation de vêtement à double couche se trouvent dans le paragraphe 2.2 du chapitre 4 du Manuel d’exploitation (FOM) de l’ARC, lequel précise que le personnel doit toujours porter une couche supérieure résistante au feu par-dessus la dernière couche d’une couche isolante intérieure. La couche extérieure offre une protection contre les flammes et dissipe la chaleur, tandis que la couche intérieure et l’air piégé entre les deux couches isolent le corps jusqu’au niveau requis pour réduire au minimum les blessures. 

2.7.2  Dans cet accident, le concept de la double couche n’a pas été appliqué, car les vêtements à double couche situés au-dessous de la taille n’ont été portés par aucun membre d’équipage. Au moment de l’incendie, la température de l’air extérieur à NASKW était de 21 ºC, et l’Arrim 1 portait un blouson de demi-saison DCamC en guise de couche supérieure par-dessus sa combinaison de vol des FC, ce qui indique que le stress thermique n’a pas constitué un problème immédiat. 

2.7.3  Un RARM ALSE-2011-003, daté du 22 mars 2011, a été émis pour décrire les risques associés à la conduite d’opérations aériennes sans protection double couche. L’indice de risque pour la navigabilité a été évalué au niveau B4-ALOS avec un indice de risque pour la capacité de survie de niveau B3-intermédiaire. L’Autorité de navigabilité opérationnelle (ANO) a accepté le risque des cmdt d’unité qui ont assoupli l’exigence de protection double couche, et elle a demandé à ce que les exigences de sécurité des consignes de la 1 Division aérienne du Canada, Vol 2, 2-007, indiquent sans ambigüité l’autorité compétente pour déclarer l’assouplissement de l’exigence relative à la double couche. 

2.7.4  La consigne 2-007 a ensuite été déplacée dans le paragraphe 4.2.2.1 du chapitre 4 du FOM de l’ARC, qui précise à présent : « Les Cmdt ERE/cmdt d’unité/Commandants sont autorisés à assouplir l’exigence relative aux vêtements à double couche lorsque des conditions climatiques ou des profils de mission risquent de trop altérer l’efficacité du personnel navigant en raison du stress thermique. Les consignes de vol des unités doivent inclure des directives allant dans ce sens ». L’examen des consignes actuelles du 435e ETS n’a mis au jour aucune directive spécifique concernant le port d’une protection double couche. Il appartient aux cmdt d’unité de fournir des directives précises concernant les circonstances et les procédures à utiliser pour assouplir l’exigence relative aux vêtements à double couche. 

2.7.5  Lors d’enquêtes sur des accidents touchant l’ARC, le DSV a relevé un certain nombre de cas de non-conformité à l’exigence relative aux vêtements à double couche, ce qui est le signe d’un problème plus systémique. Il est recommandé d’examiner toutes les consignes de vol des escadres et des unités pour s’assurer que des directives concernant la protection double couche, telle que décrite dans le FOM de l’ARC, ont été mises en place dans toutes les escadres et unités, comme prévu. Les résultats de cet examen devraient être consignés par écrit à l'occasion de la prochaine révision annuelle du RARM ALSE-2011-003, qui est prévu pour octobre 2016.

2.8  Remarques connexes : politique concernant la présence de techniciens à bord en qualité de membres d’équipage

2.8.1  Concernant la possibilité, pour les techniciens, d’être considérés comme des membres d’équipage, les consignes de vol énoncent un certain nombre d’exigences à satisfaire, y compris l’obligation de suivre des cours de qualification, de réussir le module d’instruction aéromédicale, de porter des vêtements d’équipage et des équipements de survie appropriés, et de participer aux exposés de l’équipage. Les passagers, quant à eux, doivent suivre un exposé sur les procédures d’urgence et sur l’emplacement et le fonctionnement des équipements de survie, en plus d’être adéquatement supervisés lorsqu’ils sont à bord de l’aéronef. 

2.8.2  Les techniciens de la maintenance ont été répertoriés en tant que membres d’équipage sur le formulaire CF/K 1017, Autorisation et registre des vols. Bien que les techniciens aient été répertoriés comme membres d’équipage, ils n’ont pas suivi la formation spécifique au personnel navigant du CC130, et ils n’ont pas eu de fonctions spécifiques en vol; ils se trouvaient à bord pour  des motifs liés à la mission, afin d’assurer le ravitaillement et le réapprovisionnement du circuit LOX lorsque l’avion se trouvait au sol à NASKW.

2.8.3  Lors du vol du CC130342, l’effectif et le type du personnel navigant étaient suffisants pour répondre aux besoins en équipage minimum propres aux opérations de RAA. Par contre, si les techniciens avaient été répertoriés en tant que passagers, un certain nombre de restrictions se seraient appliquées à la mission RAA, y compris celles liées au suivi d’une formation de conversion du récepteur et celles concernant les opérations à un seul tuyau.

2.8.  Avant le vol du CC130342, aucun exposé pour les passagers n’a été présenté aux techniciens étant donné qu’ils étaient considérés comme des membres d’équipage. Le Tech Maint 2 n’a pas pris part à l’exposé de l’équipage fait à bord, lequel a inclus la révision du plan d’évacuation, car il se trouvait à l’extérieur de l’avion prêt à retirer le groupe de parc de l’appareil. De même, les techniciens portaient des vêtements DCamC avec des t-shirts bleus, qui constituent leur tenue quotidienne pour exécuter les tâches de maintenance. La tenue DCamC ne résiste pas aux flammes, et son port en vol par l’équipage n’est pas approuvé. [9] Même si les techniciens avaient été identifiés comme des membres d’équipage, ils étaient, de facto, considérés comme des passagers en ce sens qu’ils n’avaient pas reçu la formation et les exposés de l’équipage, ni porté les vêtements de vol appropriés.

2.8.5   Les consignes de vol du MDN et le FOM ne décrivent pas spécifiquement les exigences relatives à l’équipage et applicables aux techniciens lorsqu’ils sont transportés en tant que membres d’équipage. Il s’agit d’une lacune qui devrait être corrigée en détaillant explicitement les exigences liées au transport de techniciens en tant que membres d’équipage, y compris les exigences relatives à la formation, à la tenue vestimentaire, aux équipements de survie et à l’exposé de l’équipage afin de s’assurer que les techniciens embarqués en tant que membres d’équipage peuvent adopter une conduite appropriée en situations normales et d’urgence. 

2.8.6  Il a également été noté que le FOM (Annexe 2.2.1.1.B) ne contient pas de directives spécifiques concernant le transport de techniciens en tant que membres d’équipage à bord du CC130H lors des vols/missions. Le FOM devrait prévoir des instructions précises concernant le transport de techniciens en tant que membres d’équipage à bord du CC130H, des instructions similaires à celles qui s’appliquent à d’autres flottes de transport.

2.8.7   À titre de mesure préventive immédiate, les tâches d’arrimeur/ la liste de vérifications approfondie du CC130 figurant dans le manuel de manœuvres standard (SMM) SMM-60-130-0917 ont été révisées pour spécifier ce qui suit : « Les membres d’équipage du CC130 dépourvus des qualifications spécifiques doivent prendre part à l’exposé prévu pour les passagers ». Par ailleurs, l’exposé portant sur les évacuations au sol et l’amerrissage, prévu dans la liste de vérifications de l’arrimeur SMM-60-130-0912, a été modifié pour inclure l’utilisation de la sonnette d’alarme des passagers en guise de signal d’évacuation au sol, tel que cela est mentionné dans la C-12-130-000/MB-001, PARTIE 3, Section 1.

2.9  Remarques connexes : Robinet de vidange fermé

2.9.1  La modification CF-694 exige que le robinet de vidange du bac récepteur du réservoir du circuit hydraulique auxiliaire soit freiné au fil en position ouverte. Le robinet de vidange de l’avion en cause a été récupéré et examiné au CETQ. Le robinet était rappelé par ressort en position fermée, mais comme le bouton associé était manquant, il n’a pas été possible de déterminer la position du robinet au moment de l’accident. L’orifice du fil frein était présent dans le corps du robinet, conformément à la modification CF-694; par contre, aucune preuve n’indique s’il était freiné au fil.

2.9.2  Peu de temps après l’exécution de l’IS NS-702, les enquêteurs ont retrouvé le robinet de vidange du bac récepteur du réservoir du CC130338 fermé, contrairement à ce que préconisent le CF-694 et le NS-702. Pendant l’enquête, les enquêteurs ont retrouvé des robinets de vidange de réservoir fermés sur d’autres avions CC130 (voir aussi les SGESV 153199 et 153509). Le personnel de l’escadron a déclaré que même si les modifications et les inspections avaient été approuvées au moyen d’une signature, la pratique en vigueur consistait à fermer le robinet, son ouverture sur la partie externe du fuselage générant une fuite sous pression constante et un sifflement gênant en vol. 

2.9.3   On a constaté que la modification CF-694 avait fait l’objet d’une réticence initiale de la part des unités de campagne lors de sa mise en œuvre, un RENS ayant même été présenté par la BFC Edmonton/ BAMEO/ AMCRO D0127/3002 en date du 29 janvier 1993 pour demander le retrait de la CF-694 pour des motifs de propreté de l’avion. Ce RENS a été rejeté accompagné du commentaire du GSA suivant « une fuite survenant après le robinet à neuf orifices peut se traduire par une accumulation excessive de liquide hydraulique dans le bac récepteur. » 

2.9.4  L’enquête a démontré qu’en dépit des instructions demandant l’ouverture du robinet, y compris une modification exigeant le freinage au fil permanent du robinet en position ouverte, le personnel a systématiquement contourné la modification CF-694 en retirant le fil frein et en fermant le robinet.  À la suite de ces observations, un rapport d’état non satisfaisant (RENS) 2521/2012/0004 daté du 20 mars 2012 a été émis pour demander la fermeture du robinet de vidange pour des motifs d’ordre environnemental et de pressurisation en vol. La modification CD-154 a traité à la fois le nouveau RENS et le problème de non-conformité avec la modification CF-694 par l’obturation du drain de décharge à l’extérieur et l’installation d’un réservoir d’expansion ayant un dispositif de vidange à bord.

2.10  Remarques connexes : Levée de la pause opérationnelle

2.10.1  Le 21 février 2012, soit le jour de l’accident, le Commandant (Cmdt) de la 1re Division aérienne du Canada (1 DAC) a imposé une pause opérationnelle aux flottes de CC130E/H/J; pendant cette pause, l’activité opérationnelle de la flotte a été limitée aux missions essentielles : SAR/Emploi de la force uniquement. [10]  

2.10.2   Peu de temps après l’accident, le DSV a fourni au GSA une photographie représentant une vue externe de l’avion et montrant le trou fait dans la partie supérieure du fuselage. En voyant cette photographie, un représentant des services techniques du CC130 a spéculé sur l’origine de l’accident en précisant, « avec un niveau de certitude élevé », qu’il découlait « d’une rupture de la conduite d’oxygène qui est survenue dans la zone du trou situé dans la partie de fuselage supérieure et qui a provoqué une explosion d’une manière ou d’une autre (décharge d’électricité statique ou contact avec un fluide résiduel); l’incendie de forte intensité qui a suivi s’étant rapidement propagé à travers les conduites hydrauliques se prolongeant en arrière. Le liquide hydraulique en train de brûler aurait alors été vaporisé par-dessus la zone de la pompe auxiliaire provoquant des dégâts d’incendie secondaires. » 

2.10.3   Le 22 février, une alerte de risque pour la navigabilité (ARA) a été émise par le GSA, qui a évalué le risque comme étant un risque de classe A3 élevé. La cause du risque mentionné dans l’ARA précisait « qu’une fuite d’oxygène a touché la conduite d’oxygène près de la FS737, ce qui a entraîné un incendie de haute intensité ». Le résumé de la situation figurant dans l’ARA a, pour l’essentiel, reproduit la spéculation du représentant des services techniques du CC130. Le GSA a confirmé ceci par le biais de l’examen informel d’un avion CC130J. Pour atténuer le risque perçu, une IS devant être exécutée avant le prochain vol [C-12-120-000/NS-701 (SI NS-701)] a été émise afin de faire inspecter les tuyaux d’oxygène rigides de la soute pour déceler des dégâts éventuels. Une fois l’IS terminée, le risque a été réduit à la classe A4 intermédiaire. Par contre, même si la fuite d’oxygène a été considérée comme la cause la plus probable, l’ARA a indiqué que le niveau de certitude était « faible », l’enquête n’étant alors qu’au stade préliminaire. 

2.10.4  Le GSA a également établi que les avions CC130J plus récents n’impliquaient pas de risques du fait des différences de configuration, touchant notamment les conduites d’oxygène et hydrauliques et l’absence de conduite de mise à l’air libre du réservoir de fuselage interne à proximité du circuit de distribution de l’oxygène. De plus, le nouvel état des avions CC130J achetés récemment présentait moins de risques d’usure, de détérioration ou de frottement. Ces remarques ont été confirmées par l’inspection informelle d’un seul avion CC130J.

2.10.5  Le 22 février, l’Autorité de navigabilité technique (ANT) et l’ANO ont approuvé l’ARA, et le Commandant adjoint – Génération de la force (CmdtA GF) a accepté le risque à titre de cmdt par intérim de la 1 DAC. Le 22 février, le cmdt par intérim de la 1 DAC a annulé la pause opérationnelle visant la flotte de CC130J et annoncé que les opérations normales pouvaient reprendre avec n’importe quel avion CC130E/H ayant été inspecté conformément à l’IS NS-701. Le message a été diffusé à toutes les escadres qui exploitaient les avions CC130. L’ANT, le GSA et l’AEN n’ont pas su que la pause opérationnelle avait été annulée.

2.10.6  Le 24 février, un militaire du 435e ETS, mécontent de l’explication accompagnant l’annulation de la pause opérationnelle, a pris sur lui de procéder à une inspection informelle des avions du 435e ETS. Il a découvert que des conduites hydrauliques associées à la modification touchant la prise d’essai au sol frottaient contre les câbles d’alimentation du moteur de la pompe hydraulique auxiliaire sur trois autres avions (SGESV 151598, voir également les Figures 13 et 14). En s’appuyant sur les preuves découlant de l’enquête et selon lesquelles l’origine de l’incendie était liée au circuit hydraulique auxiliaire et non au circuit d’oxygène, le Cmdt de la 1 DAC a rétabli la pause opérationnelle visant les flottes de CC130E/H le 27 février, limitant les vols aux missions essentielles SAR/Emploi de la force. La pause opérationnelle imposée au CC130J n’a pas été rétablie, car la modification visant la prise d’essai du circuit hydraulique auxiliaire n’a pas été appliquée à la flotte de CC130J.

2.10.7  Le 29 février, l’AEN a informé le Chef d’état-major de la Force aérienne d’une mesure préventive supplémentaire demandant au Directeur général - Gestion du programme d’équipement aérospatial (DGGPEA) d’inspecter le câblage de la pompe hydraulique auxiliaire, plus particulièrement le point de contact entre les conduites souples hydrauliques et les faisceaux de câbles. L’alerte ARA a été révisée le 1er mars afin de mieux expliquer le risque lié au frottement du faisceau de câbles de la pompe auxiliaire sur le tuyau souple hydraulique tressé, la rupture de la conduite d’oxygène et le plafond du fuselage étant considérés comme des dommages d’incendie secondaires. L’indice de risque est repassé de A4 moyen à A3 élevé. Deux autres IS ont été émises en vue d’inspecter l’ensemble des conduites hydrauliques, du câblage et des composants de tous les avions CC130 E/H (IS NS-702), et pour inspecter la conduite de mise à l’air libre carburant de la soute du ravitailleur H(T)90 (IS NS‑703). Une fois l’IS NS-702 terminée, l’indice de risque a été révisé à A5 – niveau de sécurité acceptable (ALOS). Le 3 mars, le Cmdt de la 1 DAC a annulé la pause  opérationnelle imposée à la flotte de CC130E/H et les opérations normales ont repris.

2.10.8   Pendant la phase initiale d’une enquête consécutive à un accident, les spéculations concernant les facteurs contributifs peuvent involontairement miner la navigabilité de la flotte, notamment si des décisions sont prises en tenant compte d’informations manquant de précision. L’ARA initiale a clairement indiqué que le degré de confiance envers l’évaluation était FAIBLE, et a pourtant dégradé le niveau de risque de ÉLEVÉ à INTERMÉDIAIRE en tenant compte de l’exécution de l’IS NS-701. À son tour, le cmdt de la 1 DAC a autorisé la flotte a reprendre les opérations après l’exécution de l’IS NS-701, en se basant sur le niveau de risque révisé de l’ARA.

2.10.9  Le GSA, l’ANT et l’AEN n’ont pas su que la pause opérationnelle avait été levée. La liste de diffusion concernant la pause opérationnelle et les messages de rétablissement a inclus les unités de vol, mais pas le GSA, l’ANT ou l’AEN. Ce manque de communication de la part du cmdt de la 1 DAC avec le GSA, l’ANT et l’AEN n’a pas permis de contester la perception du risque, ce qui s’est traduit par une exposition de la flotte à un risque élevé pendant cinq jours après l’accident jusqu’à ce que la situation dangereuse soit décelée sur trois autres avions et que la pause opérationnelle soit rétablie. Cette question a été abordée lors des conseils d’examen de la navigabilité (CEN) à l’automne 2013 et au printemps 2014, au cours desquels il a été convenu que l’AEN et le DNAST devraient figurer sur la liste de diffusion du Centre multinational d’opérations aérospatiales (CMOA) de la 1 DAC pour recevoir les instructions de pause opérationnelle. Cependant, lors du CEN de l’automne 2014, l’Officier supérieur d’état-major – Navigabilité opérationnelle (OSEM – Nav Op) a déclaré qu’il n’y avait aucun processus officiel permettant de s’assurer que l’AEN prend part aux discussions portant sur l’établissement ou la levée d’une pause opérationnelle. 

2.10.10  L’OSEM – Nav Op s’est engagé à informer l’AEN à l’avenir concernant toute pause opérationnelle, en l’absence de procédure officielle; il n’y a eu, cependant, aucune initiative pour mettre au point une telle procédure. L’absence de méthode officielle visant à tenir l’AEN et l’ANT informés des pauses opérationnelles et de leur statut fait courir un risque au personnel et aux flottes de l’ARC, en raison de la possibilité que des personnes prennent des décisions sans posséder des informations complètes. Bien qu’il existe à présent un engagement à transmettre de manière informelle des informations à l’AEN, la proposition dépend du personnel et n’est donc pas fiable dans l’environnement dynamique de l’ARC.

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3  CONCLUSIONS

3.1  Faits établis

3.1.1  La source combustible de l’incendie est le liquide hydraulique qui a été vaporisé par un trou situé dans le tuyau souple hydraulique sous haute pression (réf. AE 2460010-H-0282) du circuit hydraulique auxiliaire. (2.2.10)

3.1.2  Le tuyau souple hydraulique comportait une tresse extérieure en acier inoxydable qui est entrée en contact avec le câble d’alimentation du moteur de la pompe hydraulique auxiliaire et qui a usé par frottement l’isolant du câble au point d’exposer les conducteurs électriques sous-jacents à la tresse en acier inoxydable. (2.2.10)

3.1.3  Le trou situé dans le tuyau souple hydraulique haute pression a été causé par un arc électrique qui s’est formé entre le fil de phase B du câble d’alimentation électrique du moteur de la pompe hydraulique auxiliaire et la conduite hydraulique.  (2.2.10)

3.1.4  La source d’allumage de l’incendie est l’arc électrique qui s’est formé entre le fil de phase B du câble d’alimentation électrique du moteur de la pompe hydraulique auxiliaire et le tuyau souple hydraulique.  (2.2.10)

3.1.5  Le tuyau souple hydraulique faisait partie de la modification CF‑378 visant à installer des prises d’essai au sol sur le circuit hydraulique auxiliaire; il constitue aussi la conduite qui relie la prise d’essai sous pression et le circuit hydraulique auxiliaire. (2.2.2)

3.1.6  La modification CF-378 d’origine, datée du 8 octobre 1976, a été rééditée le 20 septembre 1989 « afin de corriger le texte » de l’instruction de modification originale. Les changements ont inclus des amendements mineurs touchant les numéros de pièce et la conversion en format bilingue, ainsi qu’une modification apportée aux schémas. (1.18.3, 1.18.4)

3.1.7  L’entrepreneur de R et R a reçu pour mandat d’installer la modification CF-378 sur les avions CC130338 à CC130344 inclus, mais il n’a pas été en mesure d’appliquer la modification conformément à l’instruction de modification rééditée. (1.18.5, 1.18.6)

3.1.8  L’entrepreneur de R et R a élaboré une installation de remplacement et a présenté un MPP au GCVM afin qu’il l’approuve comme étant une réparation standard. (2.3.2, 2.3.3)

3.1.9  L’entrepreneur a présenté le MPP au GCVM le vendredi précédant une longue fin de semaine avec l’instruction « à traiter en urgence », l’essai en vol de l’avion étant prévu pour la semaine suivante. (2.3.3)

3.1.10  Un membre de la DNAT a approuvé le MPP le premier jour ouvrable suivant la longue fin de semaine, et le GCVM a autorisé le MPP deux jours plus tard. Aucune preuve n’a été trouvée pour décrire l’ampleur de l’examen du MPP qui a été exécuté par le GCVM ou par le membre de la DNAT. (2.3.4)

3.1.11  L’entrepreneur de R et R a installé la modification CF-378 sur les avions CC130338 à CC130342 conformément au MPP.  (1.18.6, 2.3.5)

3.1.12  Le MPP n’a pas localisé la ferrure de support de la prise d’essai au bon endroit; celle-ci a été installée à 5 pouces à l’intérieur par rapport à l’emplacement correct. (2.3.7)

3.1.13  L’emplacement incorrect de la ferrure a entraîné plusieurs changements de configuration pour la modification CF-378.  (2.3.8)

3.1.14  Si le support de la prise d’essai avait été placé correctement, la modification CF-378 aurait été appliquée conformément à l’instruction de modification et aucun MPP n’aurait été nécessaire. (2.3.9)

3.1.15  L’emplacement inapproprié de la ferrure de support a probablement découlé des changements apportés à l’instruction de modification rééditée CF-378, qui a passé outre les détails d’emplacement pour le montage du support de prise d’essai, ce combiné à la présence d’un schéma d’emplacement de montage ambigu. (2.3.12)

3.1.16  Dans le MPP, la longueur du tuyau souple hydraulique sous pression provenant de la prise d’essai a été allongée de 10 pouces, pour passer de 28,25 à 38,25 pouces. Le tuyau hydraulique plus long a été répertorié en tant que pièce de rechange dans le manuel des pièces, et il n’était pas mentionné que le tuyau plus long aurait dû s’appliquer uniquement aux avions H(T)90 et H-30 qui ont intégré la modification CF-378 conformément au MPP (2.3.8, 2.3.14)

3.1.17  Le tuyau souple hydraulique plus court de 28,25 pouces était installé sur l’avion en cause et sur tous les autres avions auxquels la modification CF-378 a été appliquée en utilisant le MPP.  (2.2.2, 2.3.15)

3.1.18  Le manque de documents appropriés précisant en détail que le tuyau souple plus long s’appliquait aux installations MPP a donné lieu à l’installation du tuyau souple plus court sur tous les avions; cette pièce, bien que répertoriée comme étant une pièce principale, ne devait pas s’appliquer à ces installations.  (2.3.15)

3.1.19  L’utilisation d’un tuyau hydraulique plus court de 28,25 pouces a conduit les techniciens à acheminer le tuyau plus près du bord arrière du plateau de moteur de pompe et du câblage du moteur de pompe hydraulique. (2.3.8, 2.3.15)

3.1.20  Ni la modification CF-378 ni le MPP ne contiennent des dispositions spécifiques concernant l’acheminement ou la fixation des tuyaux hydrauliques, ou l’espacement des tuyaux en question par rapport au câble du moteur de pompe. Dans la pratique, des tentatives inefficaces visant à éviter les frottements ont été constatées, y compris l’utilisation de ruban isolant et/ou d’un manchon en plastique couramment utilisés pour envelopper le câble de moteur de pompe.  (2.3.20, 2.3.21)

3.1.21  Le tuyau souple hydraulique sous pression provenant de la prise d’essai, utilisé conformément à la modification CF-378, était plus long que 24 pouces, mais il n’était pas fixé conformément à l’ITFC C-12-010-040/TR-010. (2.3.20)

3.1.22  Ni le tuyau souple hydraulique ni le faisceau de câbles n’ont été convenablement fixés pour garantir l’espacement du faisceau par rapport à la conduite inflammable, contrairement à ce que préconise l’ITFC C-17-010-002/ME-001, Système d’interconnexion du câblage électrique (EWIS) des aéronefs, Partie 8, chapitre 1.  (2.3.23)

3.1.23  Le MPP urgent a court-circuité le processus de modification et entravé l’examen approfondi des changements de conception proposés.  (2.3.13)

3.1.24  Le processus de modification actuel du DGGPEA n’inclut pas l’examen approuvé par signature de l’acheminement et de la fixation des câbles électriques et des conduites transportant du liquide inflammable en vue d’empêcher le frottement, l’abrasion ou d’autres dommages pouvant découler de divers phénomènes mécaniques et chimiques ou d’un milieu difficile, tel que cela est détaillé dans les ITFC C-12-010-040/TR-010 (Norme de fabrication, de remplacement et d’inspection des tuyaux flexibles d’aéronef) et C-17-010-002/ME-001 (Système d’interconnexion du câblage électrique (EWIS) des aéronefs). (2.3.26)

3.1.25  Il y a déjà eu des phénomènes de frottement entre les tuyaux souples hydrauliques haute pression des modifications CF-245 et CF-378 et le plateau de moteur de pompe et la structure de soutien. (2.3.18, 2.3.19)

3.1.26  L’examen des avions du 435e ETS, effectué trois jours après l’accident, a permis de constater que la situation dangereuse découlant de la mise en contact et du frottement du tuyau souple hydraulique avec/contre le câble d’alimentation du moteur de la pompe auxiliaire était présente sur trois autres avions CC130. (2.2.11)

3.1.27  Les techniciens de R et R ou de premier échelon n’ont pas décelé et/ou corrigé les anomalies d’acheminement, de fixation et de frottement impliquant le circuit hydraulique auxiliaire. (2.4.1, 2.4.2, 2.4.6, 2.4.8)

3.1.28  L’acheminement, la fixation et le frottement continuent de représenter un risque pour le maintien de la navigabilité au sein de l’ensemble de l’ARC.  (2.4.10)

3.1.29  La réaction de l’équipage à cette situation d’urgence critique inhabituelle a été appropriée et constituait le seul moyen d’éviter la perte de l’avion et de l’équipage. (2.6.1)

Faits connexes

3.1.30  L’ordinateur portable utilisé pour le déploiement contenait une copie obsolète de l’IETM. (1.18.11)

3.1.31  Le personnel navigant ne portait pas de protection double couche sur leur jambes. (2.7.2)

3.1.32  L’Arrim 1 portait son blouson de demi-saison DCamC en guise de couche extérieure par-dessus sa combinaison de vol au moment de l’accident. (2.7.2)

3.1.33  Les consignes du 435e ETS ne fournissent aucune directive précise concernant les circonstances et les procédures à utiliser pour assouplir l’exigence relative aux vêtements à double couche.  (2.7.4) 

3.1.34  Les techniciens de la maintenance étaient répertoriés comme étant des membres d’équipage pour la mission. Ils n’avaient aucune fonction en vol à assumer et ils se trouvaient à bord pour des motifs liés à la mission, afin d’exécuter des tâches de maintenance lorsque l’avion serait au sol pendant une escale programmée. (2.8.2)

3.1.35  Même si les techniciens avaient été identifiés comme des membres d’équipage, ils étaient, de facto, considérés comme des passagers en ce sens qu’ils n’avaient pas reçu la formation et les exposés de l’équipage requis, ni porté les vêtements de vol appropriés. (2.8.4)

3.1.36  Ni les consignes de vol de la Défense nationale ni le FOM ne traitent spécifiquement des exigences relatives à l’instruction, aux vêtements, aux équipements de survie ou aux exposés applicables aux techniciens lorsque ceux-ci sont transportés à bord en qualité de membres d’équipage. (1.18.22, 2.8.5, 2.8.6)

3.1.37  L’Annexe 2.2.1.1.B du FOM ne traite pas du transport des techniciens en qualité de membres d’équipage pour les vols/missions effectués sur le CC130H Hercules.  (1.18.20, 2.8.6)

3.1.38   Le robinet de vidange du circuit auxiliaire d’un certain nombre d’avions CC130 était fermé, contrairement à ce que prévoit la modification CF‑694 et l’IS NS-702, qui exigent que le robinet soit freiné au fil en position ouverte. (2.9.2, 2.9.4)

3.1.39  La pause opérationnelle a été levée prématurément en faisant des spéculations imprécises quant à l’origine de l’incendie/de l’accident. (2.10.8)

3.1.40  L’ANO n’a pas fait de rétroaction à l’ANT et à l’AEN concernant la levée de la pause opérationnelle.  (2.10.9)

3.2  Facteurs contributifs

Généralités

3.2.1  L’incendie s’est déclaré à la suite d’un arc électrique qui s’est produit entre le faisceau de câbles d’alimentation du moteur de pompe du circuit hydraulique auxiliaire et un tuyau souple tressé en acier inoxydable du système hydraulique auxiliaire sous pression installé dans le cadre de la modification CF‑378.  Le tuyau souple tressé en acier inoxydable a frotté contre l’isolant électrique du câble, et l’arc électrique subséquent a fait un trou de 2 mm dans le tuyau souple, causé une fuite du liquide hydraulique sous haute pression et l’embrasement du liquide hydraulique. (2.2.10)

Facteurs contributifs liés à l’approbation de la conception

3.2.2  L’instruction de modification CF-378 n’a pas fourni des directives suffisantes concernant l’acheminement et la fixation des câbles/tuyaux pour assurer un espacement entre les conduites hydrauliques sous pression provenant de la structure de soutien et le câble du moteur de la pompe hydraulique, et l’instruction de modification CF-378 rééditée a été ambigüe concernant l’emplacement approprié de la ferrure de support de la prise d’essai. (2.3.12, 2.3.20)

3.2.3  Le processus d’approbation du MPP a présenté des lacunes en ce sens qu’il n’a pas permis de déceler l’emplacement inapproprié du support de la prise d’essai au sol; il n’a pas tenu adéquatement compte des conséquences de la reconfiguration de l’acheminement et de la fixation; il n’a pas tenu compte de la configuration révisée en tant que nouvelle modification, et il n’a pas précisé le champ d’application des pièces de remplacement installées selon le MPP dans la liste des pièces modifiée. (2.3.13, 2.3.14, 2.3.15)

3.2.4  Le processus d’approbation de la modification n’a pas prévu de mesures spécifiques pour tenir compte des conséquences de l’acheminement et de la fixation des câbles, comme le prévoient les ITFC C-17-010-002/ME-001, Système d’interconnexion du câblage électrique (EWIS) des aéronefs, et des tuyaux souples, comme le prévoit l’ITFC C-12-010-040/TR-010, Partie 3, Norme de fabrication, de remplacement et d’inspection des tuyaux flexibles d’aéronef. (2.3.23, 2.3.26)

Facteurs contributifs liés à la maintenance

3.2.5  Le personnel de maintenance et les superviseurs, à tous les niveaux, n’ont pas détecté et/ou corrigé les lacunes liées à l’acheminement et à la fixation des conduites et des câbles pour la modification CF-378 et le MPP associé, que ce soit pendant l’installation ou lors des inspections subséquentes. (2.2.12, 2.4.1, 2.4.8)

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4  MESURES DE PRÉVENTION

4.1  Mesures de prévention prises

4.1.1  Le programme de navigabilité du MDN/des FAC a mis au point une politique et des procédures efficaces concernant l’approbation des modifications et des réparations standard, lesquelles ont pris en compte les lacunes du processus d’approbation MPP qui était en vigueur au moment des faits. (3.2.3)

4.1.2  Le GSA CC130 a déclenché une série d’IS pour les modèles E et H des avions CC130 visant plus particulièrement les composants du circuit hydraulique auxiliaire, la vérification de cas de frottements contre une structure ou des composants, et l’acheminement, la fixation et le câblage appropriés permettant d’assurer un espacement adéquat entre les composants.  (3.2.5)

4.1.3  Le GSA CC130 a redéfini les prises d’essai du circuit hydraulique auxiliaire. La modification CD-154 est une reconception complète qui remplace la modification CF-378 et qui traite des problèmes d’acheminement et de fixation en vue d’éviter les cas de frottement. La modification CD-154 traite également des cas de non-conformité observés avec la modification CF-694 (freinage au fil en position ouverte du robinet de vidange hydraulique auxiliaire).  (3.1.38, 3.2.1, 3.2.2)

4.1.4  Le DSV a sensibilisé le personnel aux problèmes d’acheminement, de fixation et de frottement par le biais de l’exposé de SV annuel et le magazine Propos de vol. (3.2.5)

4.1.5  L’OTMAE du 435e ETS a modifié la procédure de travail liée aux ITFC déployables D/BCRMA 4.5-7 afin de s’assurer que la version la plus récente de l’IETM peut être utilisée en déploiement. (3.1.30)

4.1.6  Le GSA CC130 a publié des instructions pour faire en sorte que tous les circuits hydrauliques des avions CC130E et CC130H utilisent du MIL‑PRF-87257, un liquide hydraulique synthétique résistant au feu ayant un point d’éclair supérieur. La modification CF-927 est complète et la conversion intégrale sera effective d’ici l’automne 2016. (2.5.3)

4.1.7  Le cmdt de la 1 DAC / l’O Resp EENTS a modifié le SMM‑60‑130-0917 (tâches de l’arrimeur/liste de vérifications approfondie CC130) pour y inclure la nécessité de présenter les procédures d’évacuation de l’avion aux membres d’équipage non qualifiés comme s’ils étaient des passagers. (3.1.35)

4.1.8  Le cmdt de la 1 DAC / l’O Resp EENTS a modifié le SMM‑60‑130-0912 (Liste de vérifications de l’Arrim) pour tenir compte de l’utilisation de la sonnette d’alarme comme signal d’évacuation au sol, tel que le précise le C-12-130-000/MB-001, PARTIE 3, Section 1, Paragraphe 6. (2.8.7)

4.1.9  Le cmdt de la 2 DAC / l’ETGAFC ont mis sur pied un module de formation traitant de l’acheminement et de la fixation des câbles électriques.  (3.2.5)

4.2  Mesures de prévention recommandées

4.2.1  Le GSA CC130 doit achever l’application de la modification CD‑154 sur tous les avions. Ce travail devrait être achevé en 2016.  (3.1.38, 3.2.1, 3.2.2)

4.2.2  Le GSA CC130 doit soumettre à un examen de navigabilité toutes les modifications mises en œuvre par l’entrepreneur au moyen de MPP (ce pour tous les modèles d’avion CC130 E/H) qui sont susceptibles de présenter un risque pour la sécurité des vols, le but étant de s’assurer que les problèmes de contrôle de la navigabilité et de la configuration ont été traités et documentés convenablement. Une évaluation des conséquences pour la navigabilité doit être réalisée pour toutes les lacunes recensées lors de ce processus d’examen, et l’évaluation doit être suivie de mesures correctives appropriées.   (3.2.3)

4.2.3  Le DGGPEA / l’ANT doivent amender la procédure de modification EMT04.001 pour y inclure l’inspection des câbles et des conduites hydrauliques par un spécialiste afin d’assurer un cheminement et un soutien adéquats et une protection appropriée de ces composants contre les frottements, l’abrasion, les environnements difficiles et les dommages découlant de dangers prévisibles.  (3.2.4)

4.2.4  Le cmdt de la 2 DAC doit demander à l’ETGAFC de mentionner cet accident lors de la formation des techniciens en génie aérospatial afin de souligner l’importance de déceler les fixations inappropriées des câbles et des conduites hydrauliques, de cerner les instructions techniques ambigües et de mieux sensibiliser le personnel aux conséquences d’un frottement entre des composants. (3.2.5)

4.3  Autres mesures de prévention recommandées

4.3.1  Le commandant du 435e ETS doit modifier les consignes de l’unité pour se conformer aux exigences du FOM de l’ARC et fournir des directives précises concernant l’assouplissement du principe de vêtement à double couche. (3.1.31, 3.1.33)

4.3.2  Le cmdt de la 1 DAC/l’ANO doivent contrôler l’application, par l’escadre et les unités, des directives du FOM de l’ARC concernant la protection double couche, et les résultats du contrôle doivent être pris en compte lors du prochain examen annuel du RARM ALSE-2011-003, Flying Operations without Dual-Layer Fire Protection. (3.1.31, 3.1.33)

4.3.  Le cmdt de la 1 DAC doit modifier les consignes de vol du MDN et/ou le FOM afin de définir de manière explicite les exigences liées au transport de techniciens en tant que membres d’équipage, y compris les exigences relatives à la formation, à la tenue vestimentaire, aux équipements de survie et à l’exposé de l’équipage afin de s’assurer que les techniciens embarqués en tant que membres d’équipage peuvent adopter une conduite appropriée en situations normales et en situations d’urgence. (3.1.36)

4.3.4  Le cmdt de la 1 DAC doit inclure dans l’Annexe 2.2.1.1.B du FOM des directives concernant le transport de techniciens embarqués en qualité de membres d’équipage et effectuant des tâches à bord des avions CC130H.  (3.1.37)

4.3.5  Le cmdt de la 1 DAC/l’ANO doivent mettre en place une procédure officielle concernant la notification des pauses opérationnelles et de leur statut à l’AEN et à l’ANT.  (3.1.40)

4.4  Remarques du DSV

4.4.1  Les incendies d’aéronefs peuvent s’avérer particulièrement dangereux, et la survie des équipages peut dépendre de la capacité à évacuer rapidement l’avion en feu. La survie des six membres d’équipage et des 15 passagers, à la suite d’une explosion en vol et d’un incendie à bord d’un CH147202 en Afghanistan, a été due, dans une très grande mesure, à la possibilité d’atterrir et d’évacuer l’aéronef dans un délai de 30 secondes suivant l’explosion initiale. Dans le cas détaillé ici, la décision rapide de l’équipage de poser immédiatement l’avion a certainement permis d’éviter un accident catastrophique et la perte de vies humaines. Il n’existe aucune procédure figée permettant de tenir compte de toutes les situations d’urgence; cela explique d’ailleurs pourquoi les listes de vérifications, les ITFC et d’autres publications précisent sans ambigüité que, par-dessus tout, le personnel doit faire preuve de discernement et de professionnalisme. Le protocole d’instruction standard veut que les avions multimoteurs poursuivent leur décollage à la suite de l’annonce V1/rotation. Dans l’accident relaté ici, la décision d’interrompre le décollage est un exemple parfait d’un pilote faisant preuve de jugement supérieur dans une situation exceptionnelle.   

4.4.2  En rétrospective, la cause physique de l’incendie parait évidente. Ce qui l’est moins, c’est la raison pour laquelle les circonstances dangereuses n’ont pas été décelées plus tôt. Le personnel a eu maintes occasions de détecter ces conditions dangereuses sur des avions concernés lors d’inspections programmées. Le laisser-aller a probablement joué un rôle, la zone de l’avion visée ayant été inspectée à plusieurs reprises, sans que personne ne remarque, ne comprenne, ni ne corrige le problème. La solution à court terme permettant de compenser ces facteurs humains consiste à optimiser la formation technique; la solution à long terme la plus efficace consiste à apprendre aux techniciens à s’attendre à trouver des problèmes chaque fois qu’ils effectuent une inspection. 

// original signé par //

S. Charpentier
Colonel
Directeur de la sécurité des vols

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Annexe A – SCHÉMA DU POSTE D’ÉQUIPAGE

Annexe B – DIAGRAMME DES RÉFÉRENCES FUSELAGE

Annexe C – SIGLES ET ABRÉVIATIONS

SIGLES/ABRÉVIATIONS - SIGNIFICATION

°C - degrés Celsius

°F - degrés Fahrenheit

1 DAC - 1re Division aérienne du Canada

2 DAC - 2e Division aérienne du Canada

AEN - Autorité des enquêtes sur la navigabilité

AFMES - Armed Forces Medical Examiner System

ALOS - Niveau de sécurité acceptable

ANO - Autorité de navigabilité opérationnelle

ANT - Autorité de navigabilité technique

ARA - Alerte de risque pour la navigabilité

ARC - Aviation royale canadienne

ATC - Contrôle de la circulation aérienne

c.a. - Courant alternatif

c.c. -  Courant continu

CdB - Commandant de bord

CDEV - Centre de dépouillement des enregistreurs de vol

CEN - Conseil d’examen de la navigabilité

CETQ - Centre d’essais techniques de la qualité

CFR -  Sauvetage et lutte contre le feu en cas d’accident

Cmdt - Commandant

Cmdt Ere - Commandant de l’escadre

CmdtA GF - Commandant adjoint – Génération de la force

CMOA - Centre multinational d’opérations aérospatiales

CNR - Conseil national de recherche

CVR -  Enregistreur de conversations de poste de pilotage

DCamC - Dessin de camouflage canadien

DGGPEA - Directeur général - Gestion du programme d’équipement aérospatial

DNAST - Direction - Navigabilité aérienne et soutien technique

DNT - Direction - Navigabilité technique

DSV - Directeur de la Sécurité des vols

ESA - Équipement de survie de l’aviation

Esc - Escadron

ETGAFC  - École de technologie et du génie aérospatial des Forces canadiennes

EWIS - Système d’interconnexion du câblage électrique

FAC - Forces armées canadiennes

FAMMA - Formulaire d'approbation de modification de matériel aérospatial

FC - Forces canadiennes

FDR - Enregistreur de données de vol

FOM - Manuel d’exploitation

FS - Référence fuselage

GCVM - Gestionnaire du cycle de vie du matériel

GSA - Gestionnaire des systèmes d’armes

h - heure

IETM - Manuel technique électronique interactif

IS - Inspection spéciale

ITFC - Instruction technique des forces canadiennes

lb - Livre

Lb/po2 - Livre par pouce carré

Arrim - Arrimeur

LMS - Système de surveillance des charges

LOX - Oxygène liquide

Méc B - Mécanicien de bord

MDN - Ministère de la Défense nationale

MDN - Ministre de la Défense nationale

METAR - Message d’observation météorologique régulière pour l’aviation

MPP - Permis de production de maintenance

NASKW - Naval Air Station Key West

OSCA - Officier de systèmes de combat aérien

OSEM Nav Op - Officier supérieur d’état-major – Navigabilité opérationnelle

OTMAE - Officier des techniques de maintenance des aéronefs de l’escadron

P/ N - Numéro de pièce

P1 - Commandant de bord

P2 - Copilote de niveau trois assumant les fonctions de commandant de bord

P3 - Copilote de niveau deux

PAR - Radar d’approche de précision

pi - pied

R et R - Réparation et révision

RAA - Ravitaillement air-air

RARM - Registre de gestion du risque pour la navigabilité

RENS - Rapport d’état non satisfaisant

RESV - Rapport d’enquête sur la sécurité des vols

SAR - Recherche et sauvetage

SGESV - Système de gestion des événements liés à la sécurité des vols

SMM - Manuel de manœuvres standard

SSFDR - Enregistreur transistorisé des données de vol

TEA - Technicien d’entretien d’aéronef

TS - Transport et sauvetage

WOW - Weight on Wheels (avion sur son train)

Annexe D – LISTE DES TABLEAUX ET DES FIGURES

Liste des tableaux

Table 1.  Blessures subies par le personnel

Table 2.  Renseignements sur le personnel.

Table 3.  Tableau des heures cellule.

Liste des figures

Figure 1.  Extérieur de l’avion – Dommages causés au plafond du fuselage, près de la porte parachutiste latérale gauche.

Figure 2.  Intérieur de l’avion – Côté gauche, arrière de la FS 737 : Principaux composants du circuit hydraulique auxiliaire.

Figure 3.  Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – côté gauche, à l’arrière de la porte parachutistes : Zone du circuit hydraulique auxiliaire.

Figure 4.   Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – Plafond côté gauche, à l’arrière de la FS 737.

Figure 5.  Zone intérieure de l’avion endommagée par le feu – Observée depuis l’arrière de la FS 737.

Figure 6.  Intervention du service CFR.

Figure 7.  Prises d’essai au sol du circuit hydraulique auxiliaire CF-378 (avion CC130335)

Figure 8.  Vue du tuyau hydraulique souple et du câble d’alimentation (Avion CC130342).

Figure 9.  Tuyau hydraulique souple et câble d’alimentation situés sous la prise encastrée.

Figure 10.   Gros plan du câble d’alimentation et du tuyau souple hydraulique en contact 

Figure 11.  Tuyau souple hydraulique après la dépose (longueur : 28,25 pouces)

Figure 12.  Gros plan de l’emplacement du trou sur le tuyau souple hydraulique 

Figure 13.  CC130341 (24 février 2012) : Frottement du câble d’alimentation du moteur de pompe hydraulique contre le tuyau souple hydraulique.

Figure 14.  CC130341 (24 février 2012) : Gros plan de l’usure par frottement causée par la mise en contact du câble d’alimentation avec le tuyau hydraulique 

Figure 15.  Comparaison des installations CF-378 : à gauche – Installation conforme à l’instruction de modification d’origine CF-378 (CC130335); à droite – Installation conforme au MPP (CC130344)

Figure 16.  Comparaison des CF-378, Figure 2 Installation du support – CF-378 d’origine montrant l’emplacement de montage de la ferrure de support.

Figure 17.  Comparaison des CF-378, Figure 2 Installation du support – CF-378 réédité 

Figure 18.  Comparaison des CF-378, Figure 6 Installation du support – Photographie originale (à gauche) et dessins de l’instruction de modification (à droite)

Figure 19.  CC130334 – Usure par frottement dans le plateau et la ferrure de support d’étagère (SGESV 123703) – Photos prises le 4 mai 2012 (à gauche) et le 29 juin 2012 (à droite)

Figure 20.  Exemple « de fixation de remplacement secondaire » permettant de prévoir un espacement sécuritaire entre le câble d’alimentation de la pompe auxiliaire et la conduite hydraulique souple  (CC130335, 8e Escadre, Trenton, 26 avril 2012)

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Notes

[1] Les niveaux d’instruction des copilotes de CC130 sont définis en termes de niveaux qui progressent de I à III et qui conduisent à l’obtention du statut de Commandant de bord (CdB). Un copilote de niveau III peut être amené à voler en qualité de CdB lors de missions opérationnelles ou d’instruction, un CdB titulaire étant alors autorisé à surveiller le vol.

[2] Heure : toutes les heures mentionnées dans le rapport correspondent à des heures locales, sauf indication contraire.

[3] « Affaiblir l’incendie » signifie réduire son intensité à un point permettant aux pompiers de pénétrer dans le fuselage pour finir de l’éteindre complètement.

[4] Tous les temps sont extraits des dossiers disponibles juste avant le vol et ils incluent le temps du dernier vol.

[5] Point d’éclair : Le point d’éclair d’une substance volatile correspond à la température la plus basse à laquelle la substance peut émettre une quantité de vapeur suffisante pour former un mélange inflammable dans l’air.

[6] Ordonnances du 435e ETS :  Section 1.3.2, paragraphe 4.

[7] Bowen and Shirvill (1994). Combustion hazards posed by the pressurized atomization of high-flashpoint liquids.

[8] Eaton Corporation Aerospace Brochure TF300-1 – Electrical Distribution and Controls, Circuit Breakers Military/Aerospace, dated December 2003.

[9] Message de la 1 DAC : ALSE 1201 portant la date 201529Z Aug 12

[10] Message AOC025 2201444Z Feb 12

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