BEAD-S-2003-017-A - Ministère de la Défense

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BEAD-S-2003-017-A
Date de l’événement
: 20 juillet 2003
Lieu de l’événement
: Pic de l’Arbizon
commune d’Ancizan (65)
Appareil :
Type
Immatriculation
: Hélicoptère BK 117 C2
: F-ZBPC
n°9009
Organisme
: Direction de la Défense
et de la Sécurité civiles
Unité
: Base hélicoptères de Pau
Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
AVERTISSEMENT
COMPOSITION DU RAPPORT
Les faits, utiles à la compréhension de l’événement, sont exposés dans le premier
chapitre du rapport. L'analyse des causes possibles de l’événement fait l'objet du
deuxième chapitre. Le troisième chapitre tire les conclusions de cette analyse et
présente les causes certaines ou possibles. Enfin, dans le dernier chapitre, des
propositions en matière de prévention sont présentées.
UTILISATION DU RAPPORT
L’objectif du rapport d’enquête technique est d’identifier les causes de l’événement
et de formuler des recommandations de sécurité. En conséquence, l’utilisation
exclusive de la deuxième partie de ce rapport et des suivantes à d’autres fins que
celle de la prévention pourrait conduire à des interprétations erronées.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
TABLE DES MATIÈRES
Avertissement ______________________________________________________________ 2
Table des matières __________________________________________________________ 3
Glossaire __________________________________________________________________ 6
Synopsis __________________________________________________________________ 8
1. Renseignements de base ______________________________________________________ 11
1.1. Déroulement du vol ______________________________________________________________
1.1.1. Mission ____________________________________________________________________
1.1.2. Déclenchement de la mission ___________________________________________________
1.1.3. Préparation du vol____________________________________________________________
1.1.3.1. Description du vol et des éléments qui ont conduit à l’événement ___________________
1.1.3.2. Reconstitution de la partie significative de la trajectoire du vol _____________________
1.1.4. Localisation_________________________________________________________________
1.2. Tués et blessés __________________________________________________________________
1.3. Dommages à l’aéronef ____________________________________________________________
1.4. Renseignements sur le personnel ____________________________________________________
1.4.1. Membres d’équipage de conduite ________________________________________________
1.4.1.1. Commandant de bord _____________________________________________________
1.4.2. Autres membres d’équipage ____________________________________________________
1.4.2.1. Mécanicien Sauveteur Secouriste ____________________________________________
1.5. Renseignements sur l’aéronef_______________________________________________________
1.5.1. Maintenance ________________________________________________________________
1.5.2. Carburant __________________________________________________________________
1.6. Conditions météorologiques ________________________________________________________
1.6.1. Prévisions __________________________________________________________________
1.6.2. Observations ________________________________________________________________
1.7. Aides À la navigation _____________________________________________________________
1.8. Télécommunications______________________________________________________________
1.9. Renseignements sur l’aérodrome ____________________________________________________
1.10. Enregistreurs de bord ____________________________________________________________
1.11. Renseignements sur l’épave et sur l’impact ___________________________________________
1.11.1. Collision avec le sol _________________________________________________________
1.11.2. Examen de la zone __________________________________________________________
1.11.3. Examens de l’épave _________________________________________________________
1.11.3.1. Examen de l’épave du 22 juillet 2003 ________________________________________
1.11.3.2. Examen de l’épave du 4 septembre 2003 (voir photos du 22 août 2003) _____________
1.11.3.3. Enlèvement de l’épave ___________________________________________________
1.11.3.4. Examen de l’épave à Tarbes _______________________________________________
1.12. Renseignements médicaux et pathologiques __________________________________________
1.12.1. Membres d’équipage de conduite (personnels appartenant à la DDSC)__________________
1.12.1.1. Commandant de bord ____________________________________________________
1.12.1.2. Mécanicien-Sauveteur-Secouriste___________________________________________
1.12.2. Autres membres d’équipage n’appartenant pas à la DDSC ___________________________
1.13. Incendie ______________________________________________________________________
1.14. Survie des occupants ____________________________________________________________
1.14.1. Abandon de bord____________________________________________________________
1.14.2. Organisation des secours _____________________________________________________
1.15. Essais et recherches _____________________________________________________________
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1.15.1. Au CEPr __________________________________________________________________
1.15.1.1. L’expertise de la cellule __________________________________________________
1.15.1.2. L’analyse des fluides_____________________________________________________
1.15.2. Au CEAT _________________________________________________________________
1.15.3. A Turboméca ______________________________________________________________
1.15.4. A Eurocopter_______________________________________________________________
1.15.5. A Thalès __________________________________________________________________
1.16. Renseignements sur les organismes et la gestion _______________________________________
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2. Analyse ____________________________________________________________________ 39
2.1. Analyse des faits_________________________________________________________________ 39
2.1.1. Analyse des faits ayant un lien direct avec l’accident_________________________________ 40
2.1.1.1. Contexte de la mission ____________________________________________________ 40
2.1.1.2. Connaissance du milieu haute montagne du pilote commandant de bord______________ 40
2.1.1.3. Expérience professionnelle du pilote et du MSS_________________________________ 41
2.1.1.4. Identification du point de récupération du secouru (point de posé de l’appareil) ________ 43
2.1.1.5. Aérologie dans le massif de l’Arbizon, le jour de l’évènement _____________________ 45
2.1.1.6. Procédure appliquée par le pilote pour reconnaître le point de poser _________________ 46
2.1.1.7. Procédure appliquée par le pilote pour récupérer le randonneur_____________________ 48
2.1.2. Analyse des faits en liaison plus générale avec l’accident _____________________________ 49
2.1.2.1. Formation générale et montagne sur le BK 117 _________________________________ 49
2.1.2.2. Documentation (Manuel d’utilisation et consignes permanentes opérationnelles) _______ 49
2.1.2.3. Directives concernant l’embarquement de secouristes à bord de l’aéronef_____________ 49
2.1.2.4. Aspects liés à l’ergonomie _________________________________________________ 50
2.1.2.5. Visualisation des extrémités de pales du disque rotor principal _____________________ 53
2.1.2.6. Sécurisation des personnes à bord du BK 117 __________________________________ 53
2.1.2.7. Evaluation technico-opérationnelle du BK 117 C2_______________________________ 54
2.1.2.8. Fonctionnement de la balise de détresse _______________________________________ 55
2.2. Résultats des investigations demandées par le BEAD ____________________________________ 56
2.2.1. Expertises réalisées par Turboméca ______________________________________________ 56
2.2.1.1. Sur le moteur gauche Arriel 1 E2 N°18608, son régulateur et son boîtier tachymètre ____ 56
2.2.1.2. Sur le moteur droit Arriel 1 E2 N° 18609, son régulateur et son boîtier tachymètre______ 57
2.2.2. Expertises réalisées par le CEPr _________________________________________________ 59
2.2.2.1. Au niveau des commandes de vol ____________________________________________ 60
2.2.2.2. La transmission de puissance _______________________________________________ 61
2.2.2.3. La BTP et le MRP________________________________________________________ 64
2.2.2.4. La transmission arrière ____________________________________________________ 65
2.2.2.5. Analyse du carburant et de l’huile de la BTP ___________________________________ 66
2.2.3. Expertises réalisées par le CEAT ________________________________________________ 67
2.2.3.1. Examen des pales du rotor principal __________________________________________ 67
2.2.3.2. Examen des pales du RAC _________________________________________________ 70
2.2.3.3. Rupture du train d’atterrissage ______________________________________________ 72
2.2.4. Expertises réalisées par Eurocopter et Thalès_______________________________________ 74
2.3. Enoncé et vérification des hypothèses relatives aux causes de l'événement____________________ 76
2.3.1. Le pilote subit un phénomène de perte d’efficacité du rotor anticouple liée aux conditions de vol
du moment, sur zone_______________________________________________________________ 77
2.3.2. Le pilote décolle proche de la butée mécanique du palonnier gauche ____________________ 81
2.3.3. Le RAC percute un obstacle ou est percuté par une pierre au moment de la récupération du
randonneur ou du décollage _________________________________________________________ 83
2.3.4. L’appareil est pris dans des rabattants tout en subissant les problèmes cités ci-dessus _______ 84
2.3.5. Les palonniers sont bloqués pour une raison quelconque ______________________________ 86
2.3.6. Malaise physique du pilote au décollage __________________________________________ 86
2.3.7. Un morceau de la dérive se désolidarise de la cellule et vient bloquer ou perturber le bon
fonctionnement du RAC. ___________________________________________________________ 87
2.3.8. Arborescence causale _________________________________________________________ 88
2.3.9. Arborescence chronologique et détaillée __________________________________________ 89
3. Conclusion _________________________________________________________________ 90
3.1. Faits Établis, utiles à la compréhension de l'événement ___________________________________ 90
3.2. Causes de l'événement ____________________________________________________________ 91
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4. Recommandations de sécurité _________________________________________________ 93
4.1. Mesures ayant trait directement à l’accident ___________________________________________ 93
4.2. Mesures de prévention n'ayant pas trait directement à l'accident ____________________________ 95
Annexes__________________________________________________________________ 99
1. Conclusions de la campagne d’essais___________________________________________ 100
2. Etudes des différents points de récupération ____________________________________ 102
2.1. Etude du point de récupération indiqué par le MSS _____________________________________
2.2. Etude du point de récupération indiqué par le CRS secouriste_____________________________
2.3. Etude des deux points indiqués par le randonneur ______________________________________
2.4. Autre point possible supposé par le groupe d’enquête ___________________________________
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3. Perte d’efficacité du rotor anticouple __________________________________________ 109
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GLOSSAIRE
AHRS
Attitude and heading reference system (Centrale d’assiette et de cap)
ALAT
Aviation légère de l'armée de terre
APM
Autopilote Module (Module pilote automatique)
BEAD
Bureau enquêtes accidents défense
BGTA
Brigade de gendarmerie des transports aériens
BTA
Boîte de transmission arrière
BTI
Boîte de transmission intermédiaire
BTP
Boîte de transmission principale
CEAT
Centre d’essais aéronautiques de Toulouse
CEMPN
Centre d’expertises médicales du personnel navigant
CEPr
Centre d’essais des propulseurs
CEV
Centre d'essais en vol
CRM
Crew ressource management (gestion des ressources de l'équipage)
CRS
Compagnie républicaine de sécurité
DDSC
Direction de la défense et de la sécurité civiles
EC
Eurocopter
ECD
Eurocopter DEUTSCHLAND (Allemagne)
ETO
Evaluation technico-opérationnelle
FAA
Federal aviation agency (agence fédérale de l'aviation).
ft
Feet (pied – 1 ft = 0,3048 mètre)
GHSC
Groupement d’hélicoptères de la Sécurité civile
GMA
Groupement des moyens aériens
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HES
Hors effet de sol
LTE
Loss of tail rotor effectiveness (Perte de l’efficacité du rotor de queue)
MRP
Moyeu rotor principal
MSS
Mécanicien sauveteur secouriste
PA
Pilote automatique
RAC
Rotor anticouple
SAMU
Service d’aide médicale urgente
SMUR
Service médical d’urgence
TL
Turbine libre
TRO
Kérosène
VEMD
Vehicle engine management display (affichage de gestion des paramètres
moteur)
VHF
Très haute fréquence
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SYNOPSIS
¾ Date de l’événement : 20 juillet 2003 vers 17 heures 50 minutes1.
¾ Lieu de l’événement : face nord du Pic de l’Arbizon, commune d’Ancizan,
Hautes-Pyrénées (64), à 2500 mètres d’altitude.
¾ Service : base hélicoptères de la sécurité civile de Pau.
¾ Commandement : ministère de l’intérieur, direction de la défense et de la
sécurité civiles (DDSC), groupement des moyens aériens (GMA), groupement
d’hélicoptères de la sécurité civile (GHSC).
¾ Aéronef : hélicoptère BK 117 C2 (appellation commerciale EC 2 145) –
immatriculé F-ZBPC – N°9009, équipé de deux moteurs Ariel 1 E2 N°18608 et
N°18609
¾ Nature du vol : mission de secours en montagne
¾ Nombre de personnes à bord : six
⇒ un pilote, commandant de bord,
⇒ un mécanicien sauveteur secouriste (MSS),
⇒ deux CRS3 secouristes en montagne,
⇒ un médecin,
⇒ un randonneur secouru.
Résumé de l’événement
Le dimanche 20 juillet 2003 à 17h00, le peloton de police de secours en montagne
(PPSM) de Luchon signale au poste de secours en montagne de Gavarnie qu’un
randonneur est bloqué dans la face nord de l’Arbizon.
A 17h20, l’hélicoptère d’alerte, un BK 117 C2 immatriculé F-ZBPC appartenant à la
base hélicoptère de la Sécurité civile de Pau, décolle de Gavarnie avec cinq
personnes à bord pour le secourir.
Passant le Pic de l’Arbizon, le randonneur est repéré à 2700 mètres d’altitude.
1
Sauf précision contraire, les heures figurant dans ce rapport sont exprimées en heures locales d’été (TU + 2
heures).
2
EC : Eurocopter.
3
CRS : compagnie républicaine de sécurité.
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Aux vues de la topographie dégagée des lieux, le pilote décide d’effectuer un poser
« patin » pour le récupérer.
Il effectue son approche après une reconnaissance aérologique raccourcie, en
longeant la pente « main gauche », tout en se gardant un dégagement à droite.
En finale d’approche, le pilote met son appareil en appui « patin gauche », sur un
petit éperon rocheux, aux pieds du randonneur.
Le randonneur est aussitôt hissé à bord. L’appareil décolle soit dans l’axe, soit à
droite selon les témoignages.
L’hélicoptère se met aussitôt en rotation autour de son axe de lacet, à droite, tout en
faisant des évolutions circulaires. Il perd de l’altitude et s’écrase à 2500 mètres
d’altitude dans une rimaye. L’aéronef est détruit.
Les conséquences humaines de cet accident sont les suivantes :
¾ membres d’équipage : un décédé et quatre blessés graves,
¾ passager : légèrement blessé.
Enquête technique
¾ Enquêteur désigné : un officier enquêteur du Bureau enquêtes accidents
défense de Brétigny sur Orge.
¾ Enquêteur adjoint : un officier enquêteur du BEAD.
¾ Composition du groupe d’enquête :
⇒ un pilote expert BK 117 C2 du groupement d’hélicoptères de la sécurité
civile,
⇒ un mécanicien contrôleur expert BK 117 C2 du centre de maintenance de
Nîmes Garons,
⇒ un médecin du groupement des moyens aériens de la sécurité civile.
Organisation de l’enquête
Le dimanche 20 juillet 2003 à 20h00, un appel téléphonique du conseiller en sécurité
aérienne de la DDSC signale au Bureau enquêtes accidents défense (BEAD) qu’un
BK 117 C2 s’est écrasé en montagne dans la région d’Oloron Sainte-Marie dans les
Hautes Pyrénées.
Dès le lendemain matin deux officiers enquêteurs du BEAD se rendent directement
sur les lieux de l’évènement.
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Parallèlement, et à la demande du BEAD, la DDSC désigne trois de ses personnels,
un pilote, un mécanicien expert BK 117 C2 et un médecin enquêteur, pour assister
l’enquêteur chargé des investigations.
Dès son arrivée, l’enquêteur du BEAD prend aussitôt contact avec la gendarmerie en
charge de l’enquête judiciaire.
Le lundi 21 juillet 2003 vers 15h00, le groupe d’enquête est réuni sur la base
hélicoptères de la sécurité civile de Pau.
Enquête judiciaire
¾ Le parquet de Tarbes a été saisi de l’affaire. Le procureur de la République a
ouvert une information judiciaire.
¾ L’affaire a ensuite été transmise à un juge d’instruction
¾ Un officier de police judiciaire de la brigade de gendarmerie des transports
aériens (BGTA) de Tarbes a, par ailleurs, été commis.
¾ Deux experts judiciaires ont été mandatés pour conduire les investigations
techniques au profit de la justice.
¾ La section de recherche de la gendarmerie de Roissy est ensuite mandatée pour
diriger l’enquête judiciaire.
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1. RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.1. DÉROULEMENT DU VOL
1.1.1. Mission
Indicatif mission
Dragon 64
Type de vol
Vol VFR4 en montagne
Type de mission
Secours à personne en montagne
Point de départ
Poste de secours de montagne de Gavarnie (65)
Heure de départ
17h20
Point d'atterrissage prévu
Poste de secours de Gavarnie en fin de mission
1.1.2. Déclenchement de la mission
Le 20 juillet 2003 à 17h00, le poste de police de secours de montagne de
Luchon (65), signale au poste de secours en montagne de Gavarnie (65) qu’un
randonneur est bloqué dans la face nord du massif de l’Arbizon (65).
Le poste de secours de Gavarnie demande aussitôt à l’équipage d’alerte de la
sécurité civile d’effectuer cette mission de secours à personne.
1.1.3. Préparation du vol
Après que le poste de secours de Luchon a demandé au poste de secours de
Gavarnie de récupérer un randonneur bloqué dans une paroi située en haute
montagne dans le massif de l’Arbizon, l’équipage d’alerte, composé du pilote et
du MSS d’alerte, se réunit avec un médecin et deux CRS secouristes pour définir
les modalités d’exécution de ce secours.
La personne à secourir étant supposée consciente, il est décidé de la récupérer par
treuillage.
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VFR : visual flight rules (règles de vol à vue).
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Le pilote commandant de bord embarque à bord :
¾ Le médecin, dans le cas où, d’une part, le secouru serait épuisé, et d’autre
part, une autre mission se déclencherait dans le secteur.
¾ Les deux CRS secouristes : la face nord de l’Arbizon dans laquelle doit être
récupéré le secouru, est réputée, par endroit, très pentue et difficile d’accès.
De ce fait, il juge qu’il pourrait être nécessaire de les déposer tous les deux
pour sécuriser la position du secouru avant d’effectuer l’opération
d’hélitreuillage.
Ensuite, il calcule la quantité de carburant nécessaire à la réalisation de cette
mission, soit 400 litres de TR0 5 (320 kilogrammes) et effectue son devis de
masse.
La place à bord de chacun étant par ailleurs parfaitement identifiée, le pilote
calcule le centrage de son appareil (calcul effectué à partir d’un logiciel
informatique).
Après avoir également calculé le temps de vol qui lui sera nécessaire pour se
rendre vers le massif de l’Arbizon, il en déduit la masse de son appareil au
moment du stationnaire hors effet de sol (HES) qu’il aura à effectuer sur le lieu du
secours.
Sa masse calculée est inférieure à la masse maximale autorisée pour effectuer le
treuillage.
Parallèlement, le mécanicien se rend vers le BK 117 C2 pour effectuer une visite
avant vol et vérifier le bon fonctionnement du treuil.
1.1.3.1. Description du vol et des éléments qui ont conduit à l’événement
L’hélicoptère décolle du poste de secours de Gavarnie à 17h20 avec 400 litres
de kérosène (320 kg) et cinq personnes à bord.
Après le décollage, il prend aussitôt la direction du massif de l’Arbizon.
Après dix minutes de vol, l’hélicoptère arrive sur les lieux à environ
2700 mètres d’altitude laissant le massif de l’Arbizon en main droite.
En contournant ce massif par un large virage par la droite, l’équipage repère le
randonneur à secourir.
5
TR0 : kérosène.
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Il se trouve en zone d’ombre.
Compte tenu de la configuration topographique des lieux, le pilote décide de ne
pas hélitreuiller le randonneur, mais de le secourir en posant son appareil en
« appui patin ».
Le pilote fait donc un virage par la droite, longe la paroi montagneuse à main
gauche et effectue son approche sur la position du randonneur qui ne présente,
a priori, pas d’obstacle.
La zone de dégagement est du côté du pilote, donc à droite.
En courte finale, le MSS s’attache par l’intermédiaire de sa longe sur le point
d’ancrage treuilliste situé au plafond de l’appareil, se dégrafe de son siège et
s’installe à l’avant de la porte latérale gauche pour réceptionner le randonneur.
En très courte finale, la porte latérale gauche est ouverte par le MSS qui
demande au randonneur, par signes, de s’accroupir.
Le randonneur comprend les signes qui lui sont adressés et s’accroupit.
L’hélicoptère se pose alors sur son patin gauche sur un sol constitué, à cet
endroit, d’une mille-feuille de dalles en pente.
Le MSS agrippe le randonneur et le hisse avec fermeté à bord avec l’aide du
médecin et d’un des secouristes CRS.
Après l’embarquement, l’hélicoptère décolle dans l’axe (en virage à droite pour
un des témoins).
Parallèlement, le MSS perçoit un bruit inhabituel sans en identifier l’origine.
L’appareil se met alors à tourner autour de son axe de lacet à droite, en
effectuant des évolutions circulaires et en perdant de l’altitude.
Une trentaine de secondes plus tard, et après plusieurs tours sur son axe de
lacet, il percute violemment et verticalement le sol, perd la partie gauche du
train d’atterrissage, rebondit et chute dans un couloir de neige très pentu.
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Il s’immobilise une trentaine de mètres plus bas à environ 2500 mètres
d’altitude, en position quasiment verticale, l’avant dirigé vers le bas, dans une
crevasse profonde qui sépare le névé de la paroi rocheuse.
Vue générale de la face nord du massif de l’Arbizon
et
de la position de l’épave dans le couloir de neige
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Position du
BK 117 dans
la rimaye
Le BK 117 percute le sol
et perd une partie de son
train d’atterrissage
Position du BK 117 C2 dans la rimaye
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1.1.3.2. Reconstitution de la partie significative de la trajectoire du vol
En l’absence d’enregistreur de vol, la trajectoire de l’appareil a été reconstituée
à partir des différents témoignages, des éléments épars retrouvés dans la zone
et de l’analyse des paramètres enregistrés par les calculateurs de bord.
Par ailleurs, les membres d’équipage n’ont pas souvenir du point de
récupération du randonneur, notamment le pilote qui a perdu la mémoire.
Dans ce cadre, deux zones d’embarquement du randonneur ont été identifiées
par le MSS et le secouru fin octobre 2003.
L’une est située à 2750 mètres d’altitude dans la face nord-ouest du massif,
l’autre à la verticale du crash à 2700 mètres.
Le temps de vol estimé, entre la première zone supposée d’embarquement du
randonneur et le point de chute final de l’hélicoptère, est d’une trentaine de
secondes.
Pendant cette phase de vol, le pilote a essayé de stabiliser son appareil, en vain.
En effet, dès le décollage après l’embarquement du randonneur, l’hélicoptère
s’est mis à tourner autour de son axe de lacet, tout en faisant de larges
évolutions circulaires.
Le randonneur estime que l’appareil a effectué six à sept tours autour de son
axe de lacet avant qu’il ne percute le sol et ne perde une partie de son train
d’atterrissage gauche.
A l’issue de cet impact, l’appareil rebondit et plonge dans une rimaye en forte
pente, dans laquelle il s’immobilise en position quasiment verticale, l’avant
dirigé vers le bas.
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1.1.4. Localisation
¾ Lieu :
⇒ pays : France
⇒ département : Hautes-Pyrénées (65)
⇒ commune : Ancizan
⇒ coordonnées géographiques :
ƒ N : 42° 52’ 64’’
ƒ E : 00° 16’ 62’’
⇒ altitude du lieu de l’événement : 2500 mètres
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Position de l’accident
sur une carte au 1/50000 du massif de l’Arbizon
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Position finale du
BK 117 C2
Points d’embarquement
supposés du secouru
Vue détaillée de la zone
¾ Moment : de jour en fin d'après-midi.
¾ Aérodrome le plus proche au moment de l’événement : Tarbes Lourdes
Pyrénées à 45 kilomètres dans le 330 du lieu de l’événement.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.2. TUÉS ET BLESSÉS
Blessures
Membres
d'équipage
Passagers
Autres
personnes
Mortelles
/
1
/
Graves
2
2
/
Légères
/
1
/
Aucunes
/
/
/
1.3. DOMMAGES À L’AÉRONEF
La position instable de l’appareil dans le couloir de neige a contraint les guides
secouristes à l’amarrer à la paroi et à sécuriser la zone.
Par ailleurs, la dangerosité du site n’a pas permis aux enquêteurs techniques d’y
examiner l’épave dans le détail.
Toutefois, deux examens ont eu lieu sur le site et deux autres après son enlèvement ;
l’un à Tarbes et l’autre à l’occasion de l’expertise de la cellule au CEPr6.
L’épave et les débris ont été rapatriés mi-septembre 2003 à la BGTA de Tarbes et ont
été mis sous scellés en attendant les différentes expertises.
Les différents examens visuels sont rapportés dans les paragraphes 1.11.3.1 Examen de l’épave du 22 juillet 2003, page 28 et 1.11.3.2 - Examen de l’épave du
4 septembre 2003, page 28
1.4. RENSEIGNEMENTS SUR LE PERSONNEL
1.4.1. Membres d’équipage de conduite
1.4.1.1. Commandant de bord
¾ Age : 45 ans.
¾ Sexe : masculin.
¾ Année d’obtention du brevet ALAT7 : 1977.
¾ Entrée à la Sécurité civile : 1993.
6
7
CEPr : centre d'essais des propulseurs.
ALAT : aviation légère de l'armée de terre.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ Base d'affectation : Pau depuis le 1er octobre 1997.
¾ Fonction à la base : pilote professionnel d’hélicoptère.
¾ Heures de vol comme pilote :
Dans le semestre
écoulé
Total
Dans les 30 derniers
jours
Sur tous
type
Sur BK 117
C2
Sur tous
type
Sur BK 117
C2
Sur tous
type
Sur BK 117
C2
Total
7411,4
47
101,9
47
29
29
Dont nuit
456,9
1,7
Dont
VSV8
0
0
1,7
0
0
¾ Date du dernier vol comme pilote :
⇒ sur l’aéronef :
ƒ de jour : 19 juillet 2003,
ƒ de nuit : 9 juillet 2003,
⇒ sur autres types :
ƒ de jour : 10 juin 2003,
ƒ de nuit : 28 avril 2003.
1.4.2. Autres membres d’équipage
1.4.2.1. Mécanicien Sauveteur Secouriste
¾ Age : 51 ans.
¾ Sexe : masculin.
¾ Base d'affectation : Pau depuis le 1er octobre 1985.
¾ Fonction à la base : mécanicien sauveteur secouriste.
¾ Spécialité :
Stage :
⇒ BK 117 C2 effectué en septembre 2002,
⇒ opérateur de bord en février 2003,
⇒ treuilliste BK 117 C2 effectué en janvier 2003.
8
VSV : vol sans visibilité
N° BEAD-S-2003-017-A
20 juillet 2003
- 21 -
1,7
0
0
Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ Heures de vol comme mécanicien :
Dans le semestre
écoulé
Total
Sur tous
type
Sur BK 117
C2
Total
5203,9
Dont nuit
456,9
Sur tous
type
Dans les 30 derniers
jours
Sur BK 117
C2
Sur tous
type
Sur BK 117
C2
47
47
29
29,6
1,7
1,7
1,6
1,6
¾ Date du dernier vol comme mécanicien :
⇒ sur l’aéronef :
ƒ de jour : 19 juillet 2003,
ƒ de nuit : 16 juillet 2003,
1.5. RENSEIGNEMENTS SUR L’AÉRONEF
¾ Service : direction de la défense et de la sécurité civiles (DDSC).
¾ Commandement organique d’appartenance : DDSC, GMA.
¾ Base aérienne de stationnement : base hélicoptères de la sécurité civile de Pau.
¾ Unité d'affectation : base hélicoptères de la sécurité civile de Pau.
¾ Type d’aéronef : BK 117 C2,
⇒ configuration : treuil monté à gauche,
Type
série
Cellule
BK 117
C2
Moteur 1
Arriel 1
(gauche)
E2
Moteur 2
Arriel 1
(droit)
E2
Numéro
Heures de
vol depuis
fabrication
9009
464,17
18608
18609
9
Cycles : mesuré par un compteur de bord.
Cycles N1 : générateur.
11
Cycles NTL : turbine libre.
10
N° BEAD-S-2003-017-A
20 juillet 2003
- 22 -
Cycles9
N110
Cycles
NTL11
464,17
578,5
593
464,17
571,4
582
Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.5.1. Maintenance
Cet appareil est sorti des chaînes de montage d’ECD (Eurocopter Deutschland) en
2002. Son certificat de navigabilité a été établi par les autorités allemandes le
10 juillet 2002.
L’appareil, livré le 5 juillet 2002 au groupement d’hélicoptères de Nîmes, est
immatriculé F-ZBPC le 15 juillet 2002.
Son premier vol sous cette immatriculation est effectué le 18 juillet 2002 à Nîmes.
Depuis le 18 juillet 2002, il a fait l’objet des visites suivantes :
N° de dossier
NI
Date
Type de visite
Vieillissement
Lieu
01/08/02
50 heures
53heures
Nîmes
139 cycles
000011
NI
17 au 18/09/02
50 + 100 heures
000014
NI
06/11/02
50 heures
000016
NI
15 au 20/01/03
50 + 100 heures
Le Luc en
326 cycles
Provence
150 heures
Le Luc en
469 cycles
Provence
209 heures
Pau
580 cycles
000031
NI
104 heures
12 au 13/02/03
50 heures
250 heures
834 cycles
000037
NI
13/3 au
50 + 100
307 heures
000041
03/04/03
+ 300heures
1033 cycles
NI
20/05/03
50 heures
350 heures
26/06/03
50 + 100 heures
14 au 15/07/03
50 heures
401 heures
453,33 heures
1636 cycles
000083
N° BEAD-S-2003-017-A
20 juillet 2003
Pau
Pau
1147 cycles
000075
NI
Pau
1303 cycles
000058
NI
Nîmes
- 23 -
Pau
Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
L’appareil a été entretenu à la sécurité civile conformément au programme
d’entretien (MSM12) en vigueur (révision 002 en date du 1er juillet 2002).
1.5.2. Carburant
¾ Type de carburant utilisé : TR0.
¾ Quantité de carburant au décollage : 400 litres (320 kg).
¾ Quantité de carburant restant au moment de l’événement : 360 litres
(290 kg).
1.6. CONDITIONS MÉTÉOROLOGIQUES
1.6.1. Prévisions
Il n’y a pas de station météorologique au poste de secours de Gavarnie. La plus
proche est située sur l’aéroport de Tarbes-Lourdes-Pyrénées.
Il est prévu, ce jour-là, un flux de sud-ouest, assez fort en altitude.
1.6.2. Observations
En altitude, circule un flux de sud-ouest instable, assez fort, turbulent avec de
fortes rafales.
En fin d’après-midi, le ciel est nuageux et des cumulus accrochent les reliefs.
La température à 17h00 est de 13° C à 8000 ft13 (ISA14 + 17°).
A 17h00, la station automatique du Pic du Midi de Bigorre15 enregistrait des vents
de 30 kt et de plus de 50 kt en rafale.
1.7. AIDES À LA NAVIGATION
Les deux postes VOR16 de l’appareil, le GPS17 et l’ADF18 étaient opérationnels.
12
MSM : maintenance service manuel.
ft : feet (pied – 1 ft = 0,3048 mètre).
14
ISA : international standard atmosphere (atmosphère standard internationale).
15
Station météorologique enregistrant, en permanence, les conditions météorologiques et ce toutes les
30 minutes, notamment la force et la direction du vent.
16
VOR : radiophare omnidirectionnel VHF.
17
GPS : global positioning system (système de positionnement par satellite).
18
ADF : radio compas automatique.
13
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.8. TÉLÉCOMMUNICATIONS
Les deux VHF étaient opérationnelles. Les fréquences suivantes étaient affichées :
¾ VHF 1 : « 120,30 » Lourdes information (AFIS19),
¾ VHF 2 : « 130,00 » fréquence habituellement utilisée en montagne,
¾ HF : canal 07 relatif aux secours en montagne passant par le relais du Pic du
Midi.
1.9. RENSEIGNEMENTS SUR L’AÉRODROME
L’hélisurface du poste de secours de Gavarnie est dotée de fûts de kérosène pour
l’avitaillement.
1.10. ENREGISTREURS DE BORD
L’appareil n’est pas équipé d’enregistreur de vol ou de paramètres.
1.11. RENSEIGNEMENTS SUR L’ÉPAVE ET SUR L’IMPACT
1.11.1. Collision avec le sol
L’appareil est venu percuter le sol avec violence.
Il s’est encastré dans une rimaye en forte pente, en position quasiment verticale,
l’avant dirigé vers le bas, à 2500 mètres d’altitude.
19
AFIS : air flight information service (service d’information de vol d’aérodrome)
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Paroi
verticale
Position de l’appareil dans la paroi
1.11.2. Examen de la zone
La zone, extrêmement difficile d’accès, se situe à une altitude de 2500 mètres.
A une centaine de mètres de dénivelé plus bas se trouve un pierrier, dans lequel
ont été retrouvés de nombreux morceaux de mousse de polyuréthane provenant
des pales principales et de celles du rotor anticouple, ainsi que le tube pitôt de
l’appareil.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Au dessus de la zone d’impact, à environ 60 mètres de dénivelé, se trouve la
partie avant du patin gauche sur un surplomb où l’hélicoptère est venu percuter le
sol, avant de plonger dans le couloir de neige.
Des morceaux de pales principales et du rotor anticouple ont également été
retrouvés dans ce secteur.
Morceaux de pales principales et du rotor anticouple
Traces d’impact
du patin
Morceau du
patin gauche
Morceaux du patin d’atterrissage gauche
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.11.3. Examens de l’épave
L’enlèvement tardif de l’appareil a fait évoluer son état. Plusieurs examens de
l’épave ont donc été réalisés.
1.11.3.1. Examen de l’épave du 22 juillet 2003
L’appareil est encastré entre la paroi et le névé, le nez vers le bas.
La queue de l’appareil n’a apparemment pas subi de gros dommages. L’épave
se trouve au centre de la faille. La partie avant de l’habitacle est contre la
roche.
Les pales arrière sont rognées sur leur moitié. Le plan fixe gauche n’a plus de
rigidité et la dérive gauche n’est plus en place.
La poutre de queue ne montre aucune déformation majeure.
Tous les capots de protection recouvrant les moteurs, la boîte de transmission
principale et les servocommandes, sont intacts.
La cellule est entière mais a subi des efforts importants ; la distance entre le
plafond et le plancher cabine a été réduite.
Les portes avant et latérale ne sont plus en place. L’avant de la cabine a été
découpé par les sauveteurs pour extraire le pilote.
La tête rotor est contre la roche. Les quatre pales sont en place mais ont
subi de gros dommages sur la moitié de leurs longueurs.
Le patin droit est en place sur l’appareil.
1.11.3.2. Examen de l’épave du 4 septembre 2003 (voir photos du
22 août 2003)
Le névé a considérablement fondu. De ce fait, l’appareil a glissé sur cinq à six
mètres, malgré son amarrage à la paroi, et a subi de nouveaux dommages.
La béquille est tordue, alors qu’à la précédente visite, elle était intacte.
De plus, les antennes situées sous la poutre de queue sont détériorées.
La dérive droite est en contact avec la paroi.
La cabine et la tête rotor ne portent plus contre le rocher.
Le patin droit est dans le vide.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.11.3.3. Enlèvement de l’épave
Compte tenu de la position de l’épave contre la paroi et des difficultés pour y
accéder, son enlèvement ne pouvait être effectué qu’à l’aide d’un hélicoptère.
Par ailleurs, mise sous scellés par la justice le lendemain même de
l’évènement, elle n’a pu être enlevée qu’à la fin du mois de septembre 2003
pour des raisons de faisabilité technique et de disponibilité d’hélicoptère.
C’est une société suisse qui a effectué cette opération avec un hélicoptère de
type SUPER PUMA.
L’appareil est arrivé sur les lieux de l’évènement le 10 septembre 2003 vers
17h55.
Après un briefing avec les différents responsables d’enquête (judiciaire et
technique), des personnels de cette société suisse ont été mis en place sur le
lieu du crash pour préparer l’amarrage du BK 117.
Le SUPER PUMA, équipé de deux élingues mises bout à bout (longueur de
120 mètres) s’est mis directement en stationnaire à la verticale de l’épave.
Les personnels au sol ont aussitôt accroché l’élingue à l’anneau de la tête rotor
de l’épave qui a été soulevée avec précaution et enlevée par le SUPER PUMA
trois minutes plus tard.
A 18h00, elle est déposée sur le plateau d’un camion préalablement mis en
place au col d’Aspin.
L’épave, recouverte d’une bâche, a été transportée par voie routière jusqu’à la
BGTA de Tarbes où elle a été mise sous scellés dans un hangar de l’aérodrome
vers 22h20.
L’enlèvement de l’épave s’est donc déroulé en moins de cinq minutes, sans
difficulté particulière et sans avoir occasionné de dégradation supplémentaire à
l’épave.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Double-cliquez sur l’image pour lancer la vidéo
1.11.3.4. Examen de l’épave à Tarbes
L’épave a été examinée en trois parties :
¾ le fuselage intérieur avec des restes du cockpit et circuit carburant,
¾ la partie supérieure du fuselage (moteur et plancher mécanique),
¾ la poutre de queue.
La structure de la cabine a été entièrement détruite lors de l’impact dans la
rimaye.
Les éléments mécaniques de commande du rotor principal et du rotor arrière
ont été retrouvés intacts et correctement installés.
Le groupe hydraulique est resté en bon état, le seul dommage constaté étant la
déformation d’une tige de piston du réservoir du circuit carburant N°2.
Les boutons de test de dépassement hydraulique sont fonctionnels et tous les
leviers de commande peuvent être actionnés librement.
Les SEMA20 semblent en bon état et tout est correctement connecté. Les trois
bielles principales (côté sortie du groupe hydraulique) sont cassées.
20
SEMA : smart electro mechanical actuator (vérin électromécanique).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Les arbres d’entraînement des moteurs présentent des formes de rupture
différentes :
¾ celui du moteur N°1 (gauche) montre des signes évidents de torsion et
s’est cassé au niveau du diaphragme d’accouplement Bendix avant,
¾ celui du moteur N°2 (droit) ne présente aucun signe de torsion, l’arbre est
cassé en flexion, juste devant l’accouplement Bendix avant.
Les moteurs ont été déposés et envoyés chez Turboméca à Tarnos pour une
expertise approfondie.
La commande des pales principales est globalement en bon état. Seul le levier
de pas de la pale « rouge » 21 s’est cassé en traction (rupture statique). Les
quatre bielles de changement de pas n’ont subi aucun dommage. Il est possible
de les faire tourner sans difficulté.
L’indicateur d’huile du moyeu rotor principal est cassé.
Le chapeau du moyeu de la tête du rotor est manquant. Seul un bras de l’étoile
rotor supportant la pale « jaune » révèle des marques de contact avec un
obstacle sur le dessus, sans trace de rotation.
La boîte de transmission principale est correctement montée sur ses supports
mais elle a basculé vers l’arrière lors de l’accident. Aucun des indicateurs de
colmatage du filtre à huile n’a été activé.
Le disque de frein rotor est voilé et l’étrier de frein est cassé. Les deux roues
libres embrayent et débrayent dans la bonne direction, mais la transmission
principale et le mât rotor ne tournent pas.
Pour faciliter la manutention de l’épave, la poutre de queue a été dévissée de sa
jonction avec le fuselage après que le bon fonctionnement de la commande de
pas ait été contrôlé. A l’issue, elle a été déposée.
21
Chaque pale est identifiée par un repère (bande adhésive d’environ 2 cm de large située en pied de pale) de
couleur différente (rouge, jaune, verte et noire)
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
L’arbre court de la transmission arrière est plié et les disques lamellaires du
flector avant présentent des signes de traction.
L’arbre long de la transmission arrière présente des marques indiquant une
rotation (contact avec le carénage supérieur).
Il y a continuité entre cet arbre de transmission et l’arbre du rotor arrière en
passant par les boîtes de transmission intermédiaire (BTI) et arrière (BTA).
L’ensemble BTA et moyeu rotor arrière (MRA) est presque arraché du
longeron au pylône, ce qui indique la présence d’un balourd important.
La commande de pas du rotor arrière fonctionne correctement.
1.12. RENSEIGNEMENTS MÉDICAUX ET PATHOLOGIQUES
1.12.1. Membres d’équipage de conduite (personnels appartenant à la DDSC)
1.12.1.1. Commandant de bord
¾ Dernier examen médical :
⇒ type : CEMPN22,
⇒ date : 25 février 2003,
⇒ résultat : apte,
⇒ validité : 6 mois.
¾ Blessures :
Le bilan initial transmis par le SAMU23 64 fait état, pour le commandant
de bord, d’un traumatisme facial, d’une embarrure frontale, d’une
dilacération du lobe frontal, d’une section possible du nerf optique
gauche, d’une hémorragie en lame sous durale et d’une hémorragie
méningée.
22
23
CEMPN : centre d’expertise médicale du personnel navigant.
SAMU : service d'aide médicale d'urgence.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Incarcéré et conscient, il répond aux ordres simples et se ventile
spontanément.
Il n’a pas de lésion périphérique associée.
Au cours du conditionnement, il est intubé, ventilé et perfusé.
Il a été admis en service de soins intensifs en neurochirurgie à l’hôpital
de Toulouse.
1.12.1.2. Mécanicien-Sauveteur-Secouriste
¾ Dernier examen médical :
⇒ type : CEMPN,
⇒ date : 5 juin 2003,
⇒ résultat : apte,
⇒ validité : 1 an.
¾ Blessures :
Le bilan initial réalisé sur les lieux par le SAMU 64 sur le MSS, fait état
d’un traumatisme crânien avec perte de connaissance initiale, d’une
hypothermie et d’une amnésie post traumatique. Il présente par ailleurs
des lésions périphériques (fracture bi-malléolaire avec luxation du pied
droit et une fracture du tibia péroné).
Il a également une fracture du sternum.
1.12.2. Autres membres d’équipage n’appartenant pas à la DDSC
¾ Un CRS secouriste décédé et l’autre gravement blessé,
¾ le médecin gravement blessé,
¾ le randonneur blessé légèrement.
1.13. INCENDIE
¾ Non
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.14. SURVIE DES OCCUPANTS
1.14.1. Abandon de bord
¾ Non.
1.14.2. Organisation des secours
Les inscriptions recueillies sur le cahier d’ordres du PGHM24 d’Oloron Sainte
Marie montrent que l’alerte a été donnée à 18h30 par le SMUR25 65 qui a été luimême activé par le SAMU suite à un appel téléphonique au 112.
Ce message téléphonique précise que le BK 117 C2 s’est écrasé sur la face nord
de l’Arbizon.
L’équipe d’alerte du SMUR se met en action et décide de prendre le matériel
nécessaire à un secours difficile.
Cette équipe de cinq personnes décolle dans un hélicoptère de type Alouette III
(Al III) de la gendarmerie nationale vers 18h45.
Arrivé sur les lieux vers 19h00, l’équipage n’est pas gêné par le soleil, mais
constate la présence de stratus bas, filiformes.
Après avoir repéré l’épave, le médecin est déposé, avec son matériel médical, sur
un pierrier situé en contre bas du névé.
Un gendarme secouriste de haute montagne est hélitreuillé près du BK 117.
Au cours de son approche, il aperçoit :
¾ une personne qui descend le névé en marche arrière,
¾ une personne assise un peu plus bas sur les cailloux du pierrier,
¾ une personne debout entre la paroi montagneuse et le névé, sous
l’hélicoptère.
Un secouriste est treuillé près de la personne debout. C’est le MSS, conscient, en
hypothermie (35°), n’ayant plus son casque.
24
25
PGHM : peloton de gendarmerie de haute montagne.
SMUR : service médical d’urgence régional.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
A l’approche de l’appareil accidenté, le secouriste constate qu’une des deux
turbines tourne encore et que du kérosène coule. Il monte ensuite dans l’appareil
accidenté et constate que deux personnes sont encore à bord :
¾ un secouriste montagne CRS, décédé, attaché par l’intermédiaire de sa longe
(environ un mètre de longueur) à l’avant du siège troupe droit,
¾ le pilote commandant de bord en place droite, sanglé sur son siège, et
incarcéré par l’affaissement de la cabine à droite. Il ne porte plus son casque
de vol. Il respire et répond à des ordres simples par mouvements coordonnés
du pied droit, libre.
Ne pouvant pas les désincarcérer, il redescend aider le MSS toujours au fond de la
rimaye d’où celui-ci sera hélitreuillé, puis déposé plus bas, à côté du médecin du
SMUR, pour être conditionné et évacué vers l’hôpital de Tarbes.
Le randonneur a quitté la zone de l’accident par ses propres moyens.
Parallèlement, le deuxième gendarme secouriste est déposé à côté de l’appareil
accidenté. Mais ne pouvant rien faire pour le pilote, il redescend également vers le
médecin pour conditionner les victimes (le MSS, le médecin et le deuxième
secouriste CRS) qui seront treuillés par un appareil de la sécurité civile
(Dragon 64) et l’hélicoptère de la gendarmerie.
A l’issue de leurs évacuations, le médecin du SMUR remonte vers l’appareil
accidenté pour prendre en charge médicalement le pilote pendant et après sa
désincarcération.
Les secouristes ont témoigné que la montagne « parpinait26 ».
Les victimes ont été évacuées dans les hôpitaux de la région suivants :
¾ le MSS à Tarbes,
¾ le médecin à Toulouse,
¾ le pilote à Toulouse,
¾ le CRS secouriste à Tarbes,
¾ le CRS secouriste décédé à la morgue de Tarbes,
¾ le randonneur à Bagnères de Bigorre.
26
"parpinait" : chute de pierre.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1.15. ESSAIS ET RECHERCHES
Dans cet évènement, trois faits distincts doivent être examinés :
¾ la rotation en lacet de l’appareil,
¾ la perte de contrôle de l’appareil,
¾ la destruction des pales du rotor anticouple et celles du rotor principal.
Pour en déterminer l’origine et les causes, le BEAD a demandé au CEPr, au CEAT27,
à Turboméca, à Eurocopter et à Thalès, par courrier officiel, les expertises et essais
suivants :
1.15.1. Au CEPr
Le CEPr a été chargé de l’expertise de la cellule du BK 117 C2 et de l’analyse des
fluides de l’appareil.
1.15.1.1. L’expertise de la cellule
S’agissant de la cellule, il a été demandé :
¾ d’effectuer un examen général de la cellule à sa livraison au CEPr,
¾ d’examiner la section arrière de l’appareil notamment la transmission
arrière, les commandes de pas, la boîte de transmission intermédiaire
(BTI), la boîte de transmission arrière (BTA), le rotor anticouple (RAC),
la cassure de la dérive,
¾ d’examiner les commandes de vol au niveau de leur continuité,
d’identifier les ruptures,
¾ de tester les commandes de vol hydrauliques et de déposer les différents
éléments pour un examen de précision,
¾ d’examiner et de déposer, le cas échéant, le mât rotor, les commandes de
pas du rotor principal et du plateau cyclique,
¾ d’examiner la boîte de transmission principale (BTP), ses entrées et
sorties, les pompes et accessoires et leur libre rotation,
¾ de contrôler le moyeu rotor principal (MRP).
27
CEAT : centre d'essais aéronautiques de Toulouse.
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1.15.1.2. L’analyse des fluides
S’agissant des fluides, il a été demandé d’analyser :
¾ le carburant,
¾ les huiles moteur, BTP et hydraulique.
1.15.2. Au CEAT
Le CEAT a été chargé :
¾ d’examiner les pales du rotor principal et celles du rotor anticouple,
¾ de vérifier la conformité des pales par rapport au procédé de fabrication,
¾ d’identifier les ruptures du train d’atterrissage.
1.15.3. A Turboméca
La société Turboméca a été chargée :
¾ d’examiner et de démonter les deux moteurs, les deux régulateurs et les
deux boîtiers tachymètriques dans les locaux de la BGTA de Tarbes,
¾ de rapatrier ces ensembles mécaniques dans les locaux de Turboméca,
¾ d’effectuer un examen visuel de ces ensembles,
¾ de pratiquer un examen endoscopique des deux moteurs,
¾ en fonction des résultats de ces examens, de passer les moteurs et les
régulateurs au banc d’essais,
¾ si les examens endoscopiques révèlent des anomalies au niveau des moteurs,
de les démonter entièrement,
¾ de rédiger un compte rendu de ces examens.
1.15.4. A Eurocopter
Il a été demandé à la société Eurocopter d’expertiser le pilote automatique et son
environnement (les deux NMS28).
1.15.5. A Thalès
Il a été demandé à la société Thalès d’examiner le VEMD/CAD B 19030NA02
S/N 1801 (vehicle engine management display).
28
NMS : navigation management system (gestion du système de navigation).
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1.16. RENSEIGNEMENTS SUR LES ORGANISMES ET LA
GESTION
La formation des pilotes du groupement d’hélicoptères de la sécurité civile sur
BK 117 C2 se déroule au centre d’instruction de Nîmes.
Le stage de qualification dure six semaines et se décompose en :
¾ 70 heures de formation théorique,
¾ 14 heures de formation pratique.
A l’issue de la formation théorique, les pilotes passent un test théorique. Ils
effectuent ensuite un contrôle en vol à l’issue de la formation pratique.
S’ils ont satisfait à ces contrôles, ils sont déclarés qualifiés sur ce type d’appareil.
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2. ANALYSE
Elle s’articule en quatre parties :
¾ la première partie analyse les faits exposés dans le chapitre premier relatif aux
renseignements de base,
¾ la seconde décline les différents résultats des expertises et essais,
¾ la troisième énonce et vérifie les hypothèses relatives à des causes liées au
facteur humain, à l’environnement et à la technique,
¾ la dernière propose une arborescence des causes possibles ou certaines liées à
cet accident aérien.
2.1. ANALYSE DES FAITS
Cette partie s’appuie sur l’analyse de faits directement ou indirectement liés à
l’évènement.
Concernant les faits ayant un lien direct avec l’accident, il s’agit :
¾ du contexte de la mission,
¾ de la connaissance du milieu haute montagne du pilote,
¾ de l’expérience professionnelle de l’équipage,
¾ du point supposé de récupération du randonneur,
¾ de l’aérologie dans le massif de l’Arbizon, le jour de l’évènement,
¾ de la procédure de reconnaissance du point de posé appliquée par le pilote,
¾ de la procédure appliquée par le pilote pour récupérer le randonneur.
Concernant les faits en liaison plus générale avec l’accident, il s’agit :
¾ de la formation générale et montagne sur BK 117,
¾ de la documentation (manuel d’utilisation et consignes permanentes
opérationnelles),
¾ des directives concernant l’embarquement de secouristes à bord,
¾ des aspects liés à l’ergonomie (Vartoms, Mast moment et alarmes visuelles et
sonores),
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ de la visualisation des extrémités de pales du rotor principal,
¾ de la sécurisation des personnes à bord de l’aéronef,
¾ de l’évaluation technico-opérationnelle du BK 117 C2,
¾ du fonctionnement de la balise de détresse.
2.1.1. Analyse des faits ayant un lien direct avec l’accident
2.1.1.1. Contexte de la mission
Dans le plan de secours en montagne de la préfecture des Hautes Pyrénées, il
est prévu, durant la période estivale, qu’un hélicoptère de la sécurité civile soit
basé une semaine sur deux au poste de secours de Gavarnie, en alternance avec
la gendarmerie.
A cet effet, le 15 juillet 2003, vers 16h00, un hélicoptère BK 117 C2 de Pau
Uzein, immatriculé F-ZBPC, est mis en place à Gavarnie avec un pilote et un
mécanicien sauveteur secouriste.
Pour des raisons administratives, une relève de MSS est effectuée le
16 juillet 2003.
Les 17, 18 et 19 juillet 2003, le nouvel équipage effectue deux entraînements
treuillages (neuf treuillages et une dépose), une mission de recherche de
personne et six missions de secours en montagne.
La récupération de ce randonneur entrait dans le cadre des missions de
secours en montagne.
2.1.1.2. Connaissance du milieu haute montagne du pilote commandant de
bord
Moniteur hélicoptère dans l’aviation légère de l’armée de terre (ALAT), le
pilote commandant de bord quitte le ministère de la défense pour intégrer la
direction de la défense et de la sécurité civile (DDSC) en 1993, et plus
précisément le groupement d’hélicoptères de la sécurité civile (GHSC) qui
l’affecte en Corse à Bastia le 1er juillet 1993.
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Le secteur de travail de la base hélicoptère de Bastia comprend la partie la plus
élevée du massif montagneux de Corse.
Dans ce secteur, les conditions de vol y sont souvent difficiles du fait de
températures estivales élevées et de vents violents toute l’année.
Pendant quatre ans, jusqu’en octobre 1997, il effectue des missions de haute
montagne, notamment dans le secteur du massif du Cinto qui culmine à
2706 mètres.
Durant son séjour, il est tout particulièrement apprécié pour ses qualités de
pilote, son dynamisme et sa haute conscience professionnelle.
A partir d’octobre 1997, il est affecté, à sa demande, à la base de Pau.
Il y effectue, pendant six ans, des missions en haute montagne dans la partie
centrale des Pyrénées, relief particulièrement rigide et élevé, où culmine
notamment à 3298 mètres le Pic du Vignemale.
Tous les étés, il participe au détachement de Gavarnie.
Le pilote commandant de bord détient une très bonne expérience du vol
en montagne et connaît tout particulièrement l’aérologie et les obstacles
dans le secteur de travail.
2.1.1.3. Expérience professionnelle du pilote et du MSS
¾ Le pilote
Pilote confirmé, il totalise plus de 7400 heures de vol dont 47 heures
comme pilote commandant de bord sur bimoteur.
Il effectue le stage « feux de forêt » nécessaire à son affectation en Corse.
Puis il est qualifié « montagne » sur sa base d’affectation de Bastia.
Tous les trimestres, il effectue des vols d’entraînement avec un
instructeur du GHSC pour maintenir ses qualifications, notamment celles
relatives au vol en montagne.
De plus, tous les deux ans, il effectue un stage de survie en haute
montagne à Chamonix d’une durée de cinq jours.
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Il réalise onze heures de vol entre le 2 et le 17 octobre 2002 pour être
qualifié sur BK 117 C2 au centre de formation de Nîmes.
Il effectue ensuite 9,8 heures de vols d’adaptation « montagne » du 23 au
29 avril 2003, et participe à la formation des partenaires de la base de Pau
(médecins, pompiers et secouristes) du 14 au 28 mai 2003 au cours de
laquelle il effectue 115 treuillages.
Il obtient sa validation opérationnelle sur BK 117 C2 après avoir été
évalué par un instructeur le 11 juin 2003.
Les différents témoignages des équipages et des instructeurs durant sa
formation montrent qu’il a rapidement acquis le maniement du
BK 117 C2, qu’il en connaît parfaitement les limitations et sait les
respecter.
Bon technicien, il est reconnu pour être un pilote sûr.
Le dernier instructeur ayant volé avec lui avant l’évènement, le définit
comme étant à l’aise en montagne et très compétent.
Très expérimenté sur monomoteur, le pilote a une faible
expérience sur hélicoptère bimoteur BK 117 C2.
Globalement, son expérience de moniteur dans les forces armées et
dix années de pratique du vol en montagne en font un pilote sûr et
expérimenté.
¾ Le MSS
Mécanicien sauveteur secouriste expérimenté, il a plus de 5200 heures de
vol à son actif.
Entré à la sécurité civile le 1er juillet 1977, il effectue un stage de
formation d’un an au centre technique de Paris. A l’issue, il est affecté à
la base de la sécurité civile d’Ajaccio en tant que MSS.
Huit ans plus tard, il rejoint la base de Pau le 1er octobre 1985.
Depuis cette date, il a réalisé plus de 1100 missions en montagne.
Il suit en septembre 2002, le stage de formation sur BK 117.
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En janvier 2003, il effectue le stage de « treuilliste », puis est qualifié
« opérateur de bord » BK 117 en février 2003.
Il obtient sa validation opérationnelle sur BK 117 C2 le 11 juin 2003.
Il connaît bien le pilote et l’apprécie.
Récemment qualifié sur hélicoptère BK 117, le MSS possède une
grande expérience du vol opérationnel en montagne.
2.1.1.4. Identification du point de récupération du secouru (point de posé de
l’appareil)
Les membres de l’équipage et les passagers n’ont pas le souvenir exact du
point de récupération du randonneur.
Or, l’identification formelle du point de récupération du secouru est
primordiale pour la compréhension de cet accident.
En effet, la recherche d’indices (traces et débris), sur et autour de ce point, est
de nature à déterminer si l’appareil a touché ou non un obstacle naturel avec les
pales de rotor principal ou celles du rotor anticouple.
Les investigations menées dans ce domaine sont jointes en annexe. Elles ont
permis de dégager deux points de récupération possibles.
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Double-cliquez sur l’image pour lancer la vidéo
¾ L’autre est situé à la verticale du point d’impact (photo ci-après).
Point de récupération possible situé à la verticale du crash
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2.1.1.5. Aérologie dans le massif de l’Arbizon, le jour de l’évènement
En altitude, selon les observations de Météo France, circulait un flux de sudouest instable, assez fort. En fin d’après-midi, le ciel était nuageux. Les
cumulus accrochaient les reliefs.
Le vent de sud-ouest était très turbulent avec de fortes rafales.
La température à 17h00 était de 13° C à 8000 ft.
A 17h00, la station automatique du Pic du Midi de Bigorre29 enregistrait des
vents de 30 kt, avec des pointes en rafales de plus de 50 kt, venant du sud-ouest
(du 210 à 240°).
Par ailleurs, les hélicoptères du Tour de France, dont l’étape du jour se
déroulait à quelques dizaines de kilomètres de là, étaient cloués au sol ; la force
du vent étant supérieure à leurs limitations.
En altitude, sur la chaîne des Pyrénées, le vent était fort et turbulent.
La zone de récupération la plus éloignée, située au nord-ouest du
sommet du massif de l’Arbizon, dans un cirque, pouvait être soumise à
des vents « rabattants ».
L’autre point possible de récupération (à la verticale du point
d’impact) étant situé au nord du Pic de l’Arbizon et à environ
200 mètres en contre bas, pouvait être également sujet à des vents
« rabattants ».
29
Station météorologique enregistrant, en permanence, les conditions météorologiques et ce toutes les 30
minutes, notamment la force et la direction du vent.
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2.1.1.6. Procédure appliquée par le pilote pour reconnaître le point de poser
La procédure générale de reconnaissance d’aire de posé enseignée au GHSC
est la suivante :
¾ dès l’arrivée de l’appareil sur zone, le pilote effectue un cercle au-dessus
de la zone d’intervention pour assurer la sécurité air et sol. Ce cercle
permet également de déterminer la direction du vent, de choisir un axe et
un angle d’approche, ainsi qu’une zone de poser,
¾ ensuite, le pilote effectue un ou plusieurs passages à hauteur de la zone
choisie, pour vérifier l’altitude du point de posé, valider la direction du
vent, confirmer la température extérieure et enfin déterminer avec
précision le point de posé définitif et la puissance nécessaire au
décollage,
¾ tous ces paramètres connus, le pilote peut vérifier sur les courbes du
manuel de vol la puissance qui lui sera nécessaire au stationnaire.
Ce n’est qu’à la fin de cette reconnaissance que le pilote prend la décision de se
poser ou de treuiller.
Toutefois, cette procédure standard n’est qu’indicative. Elle donne au pilote
non expérimenté en montagne, un canevas dont l’application lui permettra de
prendre une décision.
Avec l’expérience et la connaissance de la zone de travail (aérologie
notamment), il peut avoir une perception plus rapide et précise des éléments de
décision et ce, au cours d’une évolution plus réduite ; le pilote ayant toujours
la possibilité de confirmer en courte finale son estimation du vent sur le
point de posé et de prendre la décision, le cas échéant, de remettre les gaz
ou de transformer son approche en passage.
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Pour cette mission effectuée sur la face Nord du Pic de l’Arbizon à environ
2700 mètres d’altitude, le pilote connaît déjà :
¾ la force et la direction générale du vent (indiqué sur le FCDS30),
¾ la position du soleil,
¾ la puissance dont il dispose,
¾ l’absence d’obstacle artificiel.
Il ne lui reste plus qu’à définir son point de poser précis, la force et la direction
du vent sur ce point, son axe et son angle d’approche et le type de décollage
qu’il aura à réaliser.
Dans le cas présent, c’est au cours de son large virage à droite que le
pilote :
¾ repère le randonneur à secourir,
¾ décide d’effectuer un posé patin,
¾ définit son point de poser précis à proximité immédiate du randonneur,
¾ détermine son axe et son angle d’approche.
Le pilote, expérimenté et confiant dans les informations et les
performances de son appareil, a appliqué une procédure de
reconnaissance raccourcie.
Il n’effectue pas préalablement de passage stabilisé à hauteur du point
de récupération. Il ne peut donc pas connaître précisément la force et
la direction du vent sur le point de récupération.
Compte tenu des conditions météorologiques du moment sur la chaîne
des Pyrénées, son intervention aurait pu être complétée par une ou
plusieurs évolutions effectuées dans le cadre de sa reconnaissance pour
connaître précisément l’aérologie sur le point de posé.
Dans cette hypothèse, le pilote a pu sous estimer les conditions
aérologiques environnementales.
30
FCDS : Flight control display system (système de gestion de contrôle du vol).
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2.1.1.7. Procédure appliquée par le pilote pour récupérer le randonneur
Au départ de la mission, l’équipage envisage de récupérer le randonneur par
hélitreuillage.
Toutes les personnes embarquées pour effectuer ce secours connaissent
parfaitement les équipements et les procédures à appliquer.
A leur arrivée sur zone, le randonneur est facilement repéré.
Le pilote annonce aussitôt, dans le téléphone de bord, qu’il va le récupérer en
appui patin.
Par un large virage par la droite, il amorce une approche vers le point de poser
qu’il a choisi.
Le MSS s’accroche à sa ligne de vie, quitte son siège avant gauche qu’il a
reculé et le repousse vers l’avant. Il se positionne à l’avant de la porte latérale
gauche et demande au pilote l’autorisation d’ouvrir la porte. Cette autorisation
lui est donnée dès que la vitesse de l’appareil a suffisamment diminué.
La porte latérale gauche est alors ouverte par le MSS en courte finale
d’approche.
Le médecin est alors à la porte gauche avec le MSS. Un secouriste CRS est au
milieu attaché à la ligne de vie; l’autre étant assis à l’avant du siège troupe
droit.
Dès que le patin gauche est en appui sur le sol, le randonneur est hissé à bord
par le médecin et un secouriste.
Lorsque le secouru est à bord, le MSS annonce qu’il referme la porte. Le pilote
décolle.
La procédure appliquée par le pilote et le MSS pour récupérer le
randonneur n’appelle pas de remarque particulière.
Néanmoins, les constatations (traces, déformations, arrachements)
effectuées sur l’épave, au niveau de la porte latérale gauche de
l’appareil, en comparaison avec celles de la porte latérale droite,
permettent d’affirmer que celle-ci n’a pas été complètement verrouillée
après l’embarquement du secouru.
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2.1.2. Analyse des faits en liaison plus générale avec l’accident
2.1.2.1. Formation générale et montagne sur le BK 117
Les pilotes du GHSC suivent une formation générale sur BK 117 et une
formation d’adaptation opérationnelle.
La formation générale débouchant sur la qualification de type comprend une
phase théorique de soixante dix heures de cours, sanctionnée par un examen
débouchant sur la formation pratique, dite « formation hors ligne », de dix
heures de vol pour les pilotes d’origine monomoteur et de six heures pour ceux
d’origine bimoteur.
Cette formation générale est complétée par une formation d’adaptation
opérationnelle montagne, non standardisée, effectuée sur la base d’affectation.
Elle est validée après une évaluation avec un instructeur qui contrôle le travail
d’un équipage constitué pour une mission donnée.
2.1.2.2. Documentation (Manuel d’utilisation et consignes permanentes
opérationnelles)
L’appareil étant récemment arrivé à la DDSC, il n’existe pas encore de manuel
d’exploitation pour le BK 117.
Les consignes permanentes opérationnelles concernant son utilisation,
notamment celles relatives au vol en montagne, sont très succinctes.
2.1.2.3. Directives concernant l’embarquement de secouristes à bord de
l’aéronef
Le chef de la base de Pau rappelle que les CRS du secours en montagne
demandent à être systématiquement deux secouristes à bord d’un hélicoptère
pour toutes missions effectuées en montagne.
Cette position sera renouvelée au cours d’une réunion des médecins urgentistes
organisée par les CRS avant la saison d’été 2003.
Ils
réitèreront,
par
ailleurs,
plusieurs
fois
leur
demande
systématiquement deux à bord.
Le pilote était, sur ce point, en accord avec la demande des secouristes.
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d’être
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Une note du chef du GMA du 27 septembre 1999 précise à ce sujet que :
« le nombre et le type de spécialistes embarqués seront définis par l’organisme
régulateur du secours dans la limite fixée par le commandant de bord ».
Le chef de la base de Pau, au cours d’un entretien oral avec le pilote et avant
qu’il ne parte en détachement à Gavarnie, lui recommande de n’embarquer
qu’un seul secouriste à bord, et deux, seulement si la mission l’exige.
Cette recommandation est motivée par le fait que le retour d’expérience
sur le BK 117 C2 n’est pas suffisant et que l’évaluation technicoopérationnelle de cet appareil était toujours en cours.
Dans le cas présent, le commandant de bord juge qu’il est nécessaire de
déposer deux secouristes de façon à ce qu’ils sécurisent, d’une part le médecin,
et d’autre part le secouru avant que ne soit effectuée l’opération
d’hélitreuillage.
Avec ces deux secouristes à bord, le devis de masse est dans les normes.
La décision du pilote d’embarquer deux secouristes à bord est en
conformité avec les directives de la direction centrale (GMA).
2.1.2.4. Aspects liés à l’ergonomie
Trois problèmes d’ordre ergonomique ont été constatés sur cet appareil,
notamment pour un emploi opérationnel en montagne. Il s’agit des systèmes
Vartoms et Mast Moment, ainsi que des alarmes sonores et visuelles.
¾ Le Vartoms
⇒ Présentation de ce système
Le Vartoms est un système qui gère automatiquement le régime rotor
et l’alignement des moteurs, en fonction de l’altitude et de la vitesse
de l’hélicoptère. La gestion peut également se faire manuellement par
le pilote.
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La régulation des tours rotors permet l’optimisation des performances
du rotor en basse vitesse (inférieure à 55 kt),
L’alignement automatique des couples permet, par ailleurs, d’alléger
la charge de travail du pilote.
⇒ Inconvénients de ce système
Il génère de fausses alarmes qui alourdissent la charge de travail du
pilote.
En atmosphère turbulente, le système peut atteindre ses limites, se
déconnecter et imposer au pilote une gestion manuelle.
Dans certain cas, les limites de puissance (torque) sur un moteur
peuvent être atteintes et générer des alarmes (sonores et visuelles).
En atmosphère turbulente, le pilote doit donc surveiller
constamment ce système alors qu’il est censé lui faciliter la tâche
puisqu’il est automatique.
Des contraintes liées à une régulation automatique des moteurs
peuvent entraîner, en atmosphère turbulente, une surcharge de
travail pour le pilote.
Elle monopolise une partie de ses ressources attentionnelles, ce
qui peut aller à l’encontre des exigences du vol en montagne.
¾ Le Mast Moment
⇒ Présentation de ce système
La surveillance du Mast Moment est un dispositif de contrôle du
couple de flexion du mât rotor.
En vol, le mât subit une contrainte mécanique de flexion. Les limites
de cette contrainte sont indiquées sur un instrument situé sur le tableau
de bord.
Un indicateur situé sur le tableau de bord permet d’éviter de dépasser
les limites de contrainte mécanique du mât.
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⇒ Inconvénients
Ce système oblige le pilote à le surveiller constamment, en fonction
du dévers et de la nature du sol lors des atterrissages, c’est-à-dire au
moment précis et notamment en montagne, où l’attention du pilote
doit être concentrée sur les dangers extérieurs environnant son
appareil.
De plus, cet instrument, situé sur le tableau de bord, n’indique pas au
pilote le sens des corrections qu’il doit effectuer lorsqu’il s’approche
des limites.
Par ailleurs, son emplacement à l’intérieur du cockpit exige une
dispersion délicate de l’attention du pilote, notamment durant les
phases critiques comme celle du posé en montagne ou sur un terrain
accidenté.
Une surveillance des limites de contraintes mécaniques
entraîne une surcharge de travail pour le pilote.
Elle monopolise une partie des ressources attentionnelles, ce
qui peut aller également à l’encontre des exigences du vol en
montagne.
¾ Les alarmes sonores et visuelles
Le tableau des alarmes permet de contrôler plusieurs circuits. Il fournit
des indications visuelles et sonores en cas de pannes.
Les alarmes sonores se déclenchent également pour signaler qu’une
limitation est atteinte.
Il existe, de plus, quatre autres alarmes sonores (tours rotor mini, maxi,
feux compartiment moteur et sonde altimétrique).
A ces alarmes incontournables, s’en ajoutent de nombreuses autres que le
pilote doit analyser en cas d’allumage. Parmi ces dernières, certaines ne
sont pas indispensables lors des phases critiques du vol en montagne
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Les contraintes liées à ces alarmes entraînent une surcharge de
travail pour le pilote. Elle monopolise une partie de ses ressources
attentionnelles, ce qui peut aller à l’encontre des exigences du vol
en montagne, notamment dans les phases délicates d’hélitreuillage
ou de posé effectué à proximité de paroi.
2.1.2.5. Visualisation des extrémités de pales du disque rotor principal
A ce jour, l’extrémité des pales principales du BK 117 C2 est peinte en jaune.
Cette couleur, suivant l’éclairage ambiant, ne permet pas à l’équipage de
visualiser correctement, en vol stationnaire, à proximité des obstacles,
l’extrémité du disque rotor de l’appareil, ce qui est particulièrement pénalisant
pour les vols en montagne.
Le fait de ne pas pouvoir apprécier la distance séparant l’extrémité du
disque rotor des obstacles environnants, est préjudiciable au vol en
montagne, notamment lors des phases de stationnaires à proximité des
obstacles.
2.1.2.6. Sécurisation des personnes à bord du BK 117
Lors des phases de décollage et d’atterrissage, toutes les personnes à bord d’un
hélicoptère doivent impérativement être attachées.
Lors des phases opérationnelles, une ligne de vie permet de maintenir attaché
dans la machine, par l’intermédiaire d’une longe, le personnel appelé à se
déplacer à l’intérieur du cargo ou à stationner près de la porte latérale lorsque
celle-ci est ouverte.
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Au décollage du Pic de l’Arbizon, toutes les personnes à bord étaient
attachées, à l’exception du secouru.
Toutefois, le CRS secouriste décédé était attaché du côté droit du cargo,
mais pas sur un point prévu à cet effet.
2.1.2.7. Evaluation technico-opérationnelle du BK 117 C2
Par note en date du 16 juillet 2001, le ministre de l’intérieur demande à la
DDSC de procéder à l’évaluation technico-opérationnelle (ETO) du premier
BK 117 C2 qui sera livré et de désigner dès que possible, une équipe de
Marque chargée d’organiser le déroulement du programme d’évaluation.
Le 26 juillet 2001, la DDSC demande au chef du groupement d’hélicoptères de
lui communiquer les noms des personnels constituant l’équipe d’évaluation.
Un pilote qualifié « réception » et un MSS sont désignés.
Un programme d’évaluation d’emploi opérationnel, rédigé par les intéressés,
est avalisé par la DDSC.
Du fait de la livraison tardive, l’évaluation technico-opérationnelle débute en
août 2002. Toujours en cours au moment de l’accident, l’appareil est utilisé à
des fins opérationnelles.
Le rapport d’évaluation est actuellement en cours de rédaction.
L’évaluation technico-opérationnelle du BK 117 C2 avait pour but :
¾ de mesurer les performances de l’ensemble des équipements,
¾ de vérifier la bonne adaptation du manuel de vol et de la documentation
technique liée à l’exploitation de l’aéronef,
¾ de déterminer les procédures opérationnelles liées à l’exploitation de
l’aéronef notamment celles relatives à son emploi en montagne (treuil,
sling, etc.), et de ses équipements optionnels,
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¾ de définir avec les partenaires (RAID 31 , GIPN 32 , SAMU, etc.) les
aménagements indispensables à la réalisation de leur mission,
¾ d’appréhender les modifications techniques jugées indispensables à
l’utilisation opérationnelle de l’aéronef,
¾ d’élaborer les règles de sécurité liées à la mise en œuvre des différents
équipements,
¾ de vérifier que les consignes d’emploi opérationnel et de sécurité
aérienne sont adaptées aux performances de l’appareil,
¾ de vérifier l’adéquation du système avec les missions du GHSC,
¾ de définir la répartition des tâches au sein de l’équipage.
L’appareil a été utilisé alors que l’évaluation technico-opérationnelle
du BK 117 C2 était en cours.
Les procédures d’emploi opérationnel liées à ce nouvel appareil
étaient cependant en cours de rédaction.
Par ailleurs, le programme de l’évaluation ne faisait pas l’objet de
calendrier d’exécution.
Il relève de la décision de l’exploitant de fixer les normes d’emploi
opérationnel d’un appareil durant le déroulement de son ETO.
2.1.2.8. Fonctionnement de la balise de détresse
La balise de détresse du BK 117 est de marque ARTEX, type ELT C 4062 HM N°00366.
Les premiers sauveteurs arrivés en ALOUETTE III confirment avoir entendu
un signal faible, lorsqu’ils sont arrivés à la verticale de l’épave; le signal
disparaissant dès qu’ils s’en éloignaient.
Sa non détection à distance, est très certainement due à la position de l’épave
encastrée dans une coulée de névé particulièrement étroite et encaissée,
entourée de sommets dépassant de 200 à 300 mètres de hauteur le site de
l’accident.
31
32
RAID : unité de recherche, assistance, intervention et dissuasion.
GIPN : Groupement d’intervention de la police nationale.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Le centre de contrôle et de mission Cospas-Sarsat 33 n’a par ailleurs, reçu
aucune émission provenant du lieu de l’accident sur les fréquences de détresses
406 Mhz et 121,5 Mhz. Il n’explique pas la non réception du signal de la
balise.
Le signal de la balise de détresse n’a pas pu être reçue par le centre de
détection et de contrôle.
2.2. RÉSULTATS DES INVESTIGATIONS DEMANDÉES PAR
LE BEAD
Cette deuxième partie synthétise les résultats des différentes expertises et recherches
effectuées sur l’appareil par les organismes concernés.
2.2.1. Expertises réalisées par Turboméca
L’expertise officielle des deux moteurs du BK 117 C2 et de leur régulateur
respectif a eu lieu les 8 et 9 octobre 2003 dans les ateliers de Turboméca à Tarnos
en présence de l’expert judiciaire, des brigades de gendarmerie des transports
aériens (BGTA) de Tarbes et de Toulouse, des experts moteurs de chez
Turboméca et du BEAD.
Après la levée des scellés effectuée par la BGTA de Tarbes, les faits suivants ont
été constatés :
2.2.1.1. Sur le moteur gauche Arriel 1 E2 N°18608, son régulateur et son
boîtier tachymètre
¾ Le moteur
La présence de nombreux cailloux dans ce moteur gauche n’a pas permis
de réaliser d’essai de fonctionnement au banc moteur.
Son démontage n’a, par ailleurs, pas mis en évidence d’endommagement
interne. Celui-ci fournissait de la puissance au moment de l’impact
(rotation de l’écrou cannelé du pignon menant du réducteur) et a été
33
Cospas-Sarsat : centre de contrôle du ministère des transports ayant une équipe d’alerte Sarsat permanente.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
arrêté par le système de protection survitesse après la rupture de l’arbre
de liaison moteur/BTP.
¾ Le régulateur
L’essai réalisé sur le régulateur montre que son fonctionnement est
normal.
¾ Le boîtier tachymètrique
Les tests de contrôle montrent que le relais a été activé et a conduit à
l’arrêt du moteur par protection « survitesse ».
2.2.1.2. Sur le moteur droit Arriel 1 E2 N° 18609, son régulateur et son
boîtier tachymètre
¾ Le moteur
La présence également de nombreux cailloux dans le moteur a interdit la
réalisation d’essai de fonctionnement au banc moteur.
Le démontage n’a, par ailleurs, pas mis en évidence d’endommagement
interne du moteur. D’ailleurs, celui-ci tournait après l’accident.
L’absence de rotation de l’écrou cannelé du pignon menant du réducteur
peut s’expliquer par le fait que l’arbre de transmission moteur s’est
déconnecté à l’impact, évitant, au moteur, un couple résistant important.
¾ Le régulateur
L’essai réalisé sur le régulateur montre un fonctionnement normal de
celui-ci.
¾ Le tachymètre
L’expertise du tachymètre référencé N°9580116170 N/S 4308 a été
réalisée le 16 octobre 2003 dans la société Jouan Robotics à Morlaas en
présence de la BGTA de Tarbes, de la société Turboméca et de
représentants de la société Robotics.
Ce boîtier tachymètrique présente un voyant magnétique d’indication de
panne en position « couleur noire » (position activé).
Cet indicateur détecte les problèmes internes du boîtier liés à la carte
électronique du comptage de cycles. Il n’a aucune relation avec la
fonction « protection survitesse ».
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Ce voyant est repassé à la couleur blanche dès la mise sous tension du
boîtier réalisée au début du test de bon fonctionnement. Le choc violent
occasionné lors du crash peut être à l’origine de l’activation de ce voyant
électromagnétique bistable.
Un contrôle de l’état du relais test de continuité entre les broches du
connecteur et du boîtier hors tension a donc été réalisé.
Ce relais n’a pas été activé et n’a donc pas arrêté le moteur par le système
de protection survitesse.
La logique de cette protection survitesse veut qu’en cas de coupure d’un
moteur par ce système, la protection survitesse du deuxième moteur soit
inhibée.
Les investigations menées conduisent à émettre le scénario suivant de
comportement des moteurs au moment de l’accident :
¾ au moment du premier impact, la BTP, par réaction, a eu tendance à
tourner dans le sens anti-horaire. Un effet de compression a donc eu lieu
sur l’arbre de transmission du moteur gauche et de traction sur celui du
moteur droit.
Ceci s’est traduit par :
⇒ sur le moteur gauche :
ƒ une rupture en torsion de l’arbre de transmission après un
vrillage de plus de 180°. L’importante résistance qu’a opposé
l’arbre avant sa rupture, a généré un surcouple sur le moteur
qui s’est traduit par une rotation de l’écrou du pignon menant,
ƒ un départ en survitesse de la turbine libre du moteur au
moment de la rupture,
ƒ un arrêt du moteur par le système de protection survitesse
(coupure par le boîtier tachymètrique lorsque la vitesse de la
turbine libre (TL) atteint 123%).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
⇒ sur le moteur droit :
ƒ une déconnexion entre l’arbre de transmission et l’arbre de
sortie moteur au moment de l’impact patin. L’arbre de
transmission libéré a impacté le moteur en plusieurs points
(régulateur, support avant, support géné-démarreur). Cet
arbre est rompu en flexion.
Le désaccouplement instantané du moteur est probablement la
raison pour laquelle l’écrou du pignon menant de ce moteur
n’a pas tourné, n’étant pas soumis à un couple résistant,
ƒ un départ en survitesse de la turbine libre du moteur est donc
probable au moment de cette déconnexion. Cette survitesse
dont la valeur n’est pas connue, n’a pas pu être stoppée par la
protection survitesse qui est inhibée dès lors qu’un moteur a
déjà été arrêté par cette même protection.
C’est donc le régulateur qui a ramené la vitesse TL au nominal
(100%) avant que celle-ci n’arrive au seuil de départ des pales
par « blade shedding 34 » à environ 150% des tours moteurs
(N2).
C’est donc le moteur droit qui a tourné pendant encore deux
heures après l’accident.
2.2.2. Expertises réalisées par le CEPr
Les examens effectués par le CEPr de Saclay ont porté sur les commandes de vol,
la transmission de puissance, la BTP, le MRP et la transmission arrière.
Des analyses de fluides ont également été réalisées.
Ces expertises font l’objet du rapport d’investigation N°104-IP-03 en date du
17 février 2004.
34
Blade shedding : limite de désolidarisation des pales du mât rotor (par la force centrifuge).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Les conclusions de ce rapport sont les suivantes :
2.2.2.1. Au niveau des commandes de vol
¾ Sur les leviers et palonniers
Les leviers de pas cyclique et de pas collectif avec leur timonerie se sont
diversement
rompus
de
manière
statique
à
l’impact,
sans
endommagement préexistant.
Le palonnier en place pilote (à droite) et sa timonerie sont intacts. Les
renvois et articulations sont restés liés entre eux, jusqu’à la fixation avant
de la commande à billes.
Ce palonnier est enfoncé à fond à gauche.
Le palonnier en place gauche a été complètement arraché.
¾ Les commandes à billes
Les commandes à billes en tangage, roulis et celles du pas collectif se
sont brisées statiquement à l’impact au droit de la tige avant en sortie de
leur gaine.
Chacune de ces trois commandes est libre en mouvement.
La commande à billes de lacet est restée liée à la timonerie du palonnier
droit. La tige est sortie de 180 millimètres de sa gaine vers l’avant,
correspondant à l’enfoncement du palonnier pilote à fond à gauche. Elle
est fléchie à la sortie de la gaine, interdisant tout déplacement.
La continuité de la commande à billes a été vérifiée en désolidarisant son
extrémité avant des renvois du palonnier droit. Malgré sa déformation,
elle peut bouger de 10 millimètres environ.
Cette commande à billes est correctement raccordée à son extrémité
arrière sur l’entrée de la servocommande.
Les quatre commandes à billes étaient restées normalement connectées à
leurs servocommandes respectives.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Les observations effectuées à Tarbes et ces dernières constatations
attestent que la commande de lacet est mécaniquement correcte, du
palonnier jusqu’à l’entrée de la servocommande.
¾ Test des servocommandes
Le test a été réalisé à l’aide d’un outillage fabriqué par ECD.
L’essai des quatre servocommandes par entraînement électrique extérieur
actionnant successivement les deux pompes hydrauliques déposées de la
BTP, a démontré la manoeuvrabilité normale des vérins de commande du
plateau cyclique ainsi que la complète variation de pas du RAC.
Les trois bielles de renvoi sur le plateau cyclique, en sortie des
servocommandes, se sont rompues statiquement au droit de l’extrémité
arrière du premier étage de ces bielles.
Bielles rompues en statiques
2.2.2.2. La transmission de puissance
¾ Les arbres de sortie du moteur
L’arbre de sortie du moteur 1 (gauche) est déconnecté de son
manchon d’accouplement. Il est extrêmement vrillé au tiers de sa
longueur. Cette déformation en torsion s’est produite sur plus de 180°,
sous l’effet du blocage de la BTP. L’arbre s’est ensuite brisé vers l’avant,
dans la section de l’accouplement souple Bendix, juste en arrière des
flectors le liant à la BTP.
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L'arbre de transmission du moteur 1 est vrillé et sorti de son logement
L'arbre de transmission du moteur 1 est vrillé et sorti de son logement
L’arbre de sortie moteur 2 (droit) s’est déconnecté du moteur (traces
d’usinage sur ce dernier en rotation) et s’est rompu statiquement en
flexion, dans sa partie avant, alors qu’il n’était pas en rotation.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
L'arbre de sortie du moteur 2 rompu en flexion
Cet arbre s’est séparé de la sortie du moteur, lequel était alors en rotation.
Cette affirmation est attestée par l’usinage profond de l’entrée du
manchon cannelé de l’arbre arrêté, causé par l’extrémité de la sortie du
moteur en rotation, ainsi que par les traces de frottement parcourant sa
périphérie extérieure.
¾ Les roues libres
Les deux roues libres accrochent normalement le mécanisme de la BTP
dans le sens de rotation des moteurs et se libèrent dans le sens inverse.
Elles fonctionnaient donc librement.
¾ Les deux ventilateurs
Les arbres d’entraînement des deux ventilateurs sont rompus en torsion
dans leur section à casser, à la suite du blocage de la BTP par leur propre
inertie.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
L'arbre d'entraînement des deux ventilateurs est rompu
en torsion dans leur section à casser
2.2.2.3. La BTP et le MRP
La BTP a été découverte bloquée en rotation. Elle a été libérée lors de la
dépose de la roue libre 2. La radiographie comparée des deux roues libres, leur
examen après démontage et les empreintes sur la denture de la roue libre 2 ont
montré que le blocage de la BTP a été provoqué par la poussée vers l’avant du
moteur 2 au moment de l’impact, favorisant le coincement des engrenages en
vis-à-vis par cette interférence forcée.
L’ouverture de la BTP a montré, par ailleurs, le parfait état de ses engrenages.
Suite à l’impact final, le mât rotor est fléchi de l’ordre de 5°.
Le mât est fléchi de l'ordre de 5°
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Les douze bagues recevant les boulons de fixation de la tête sur le mât sont
toutes déformées en cisaillement sous l’effet du couple résistant du rotor lors
de l’impact.
La tête rotor ne présente pas d’autre endommagement que ceux subis à
l’impact.
2.2.2.4. La transmission arrière
Le bloc étrier du frein rotor en sortie de la BTP s’est rompu à l’impact.
L’arbre de transmission intermédiaire s’est plié en flexion au tiers avant de sa
longueur. Ces endommagements se sont produits sur un impact secondaire
après l’arrêt de la BTP, vraisemblablement lorsque la structure principale s’est
pliée en deux.
Arbre de transmission intermédiaire plié
L’arbre de transmission arrière est intact. Il est correctement raccordé à l’arbre
de transmission intermédiaire. Il n’est pas déformé mais juste repoussé en
arrière de cinq millimètres environ. L’arbre tourne librement et entraîne le
RAC. Une trace circulaire de frottement provoquée par l’enfoncement de son
capot supérieur révèle sa rotation lors de l’impact.
La rotation de l’arbre de transmission et du RAC confirme le bon état de
la BTI et de la BTA.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
En conclusion de ces expertises menées au CEPr :
¾ l’appareil
ne
présente
aucune
trace
de
dysfonctionnement
ou
d’endommagement antérieur à son écrasement sur le relief, dans un
périmètre proche du site où l’épave a terminé sa course,
¾ l’ensemble des commandes de vol ne présente que des endommagements
relativement modérés, visiblement consécutifs à l’impact. La commande en
lacet, en particulier, est demeurée parfaitement continue du palonnier en
place droite jusqu’aux bielles de variation de pas du rotor anticouple,
¾ le bon fonctionnement mécanique des servocommandes a été vérifié, in situ
sur l’épave,
¾ le blocage de la BTP, relevé à la récupération de l’épave, n’était dû qu’à la
perte des références géométriques des axes des pignons coniques à l’entrée
de la BTP et à leur coincement l’un dans l’autre, causé par la poussée vers
l’avant de la roue libre du moteur N°2, lors d’un impact secondaire,
¾ les indices de rotation et de transmission de puissance à l’impact ont été
identifiés à plusieurs reprises, principalement sur certains composants de
l’ensemble BTP et mât rotor principal,
¾ enfin, l'absence d'endommagement de la transmission arrière (vrillage), de
ses paliers et flectors, permet d'affirmer que le rotor arrière n'a, à plein
régime, ni percuté la paroi, ni percuté de rocher au moment de la
récupération du randonneur.
2.2.2.5. Analyse du carburant et de l’huile de la BTP
¾ Résultats de l’analyse du carburant
Les échantillons de carburant sont conformes à la composition du kérosène
F 34.
¾ Résultats de l’analyse de l’huile BTP
L’échantillon d’huile BTP est conforme.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
2.2.3. Expertises réalisées par le CEAT
Le CEAT avait en charge l’examen des pales du rotor principal et celles du rotor
anticouple, la vérification de la conformité des pales par rapport au procédé de
fabrication et l’identification des différentes ruptures du train d’atterrissage.
2.2.3.1. Examen des pales du rotor principal
Les quatre pales du rotor principal présentent des endommagements importants
et sensiblement comparables.
Vue générale des quatre pales principales :
endommagements sensiblement comparables
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Extrados
Intrados
Pale bleue et pale verte
Extrados
Masselottes
Intrados
Pale rouge et pale jaune
Les masselottes sont restées solidaires des pales, exceptée celle de la pale
rouge qui s’est rompue en statique.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Sur leur moitié extrême, la structure des quatre pales est détruite presque en
totalité. Le revêtement extérieur et la mousse interne ont disparu. Seuls les
morceaux du bord d’attaque et quelques torons de fibre de verre en lambeaux
dans le sens longitudinal de la pale subsistent. Ceci indique que les pales ont
percuté un obstacle ou le sol à plusieurs reprises alors qu’elles étaient
encore en rotation.
Sur la première moitié des pales (côté pied de pale), les endommagements ont
été moins violents. La structure n’est que partiellement ou peu endommagée.
Sur les pales rouge et jaune, des chocs relativement importants sont constatés à
environ 1mètre/1,20mètre de l’œil de chape du pied de pale causant la
destruction du revêtement extérieur. Ces endommagements ne sont pas répétés
sur les deux autres pales (pale verte et pale bleue).
Ces observations indiquent que les pales rouge et jaune ont bloqué la
rotation définitive du rotor lors du basculement final de l’appareil dans la
brèche.
Par ailleurs, une entaille du revêtement est aussi constatée sur l’intrados des
quatre pales. Ces entailles traversent également la structure (côté extrados) sur
les pales bleue, jaune et rouge. Elles se situent à environ 1,70 mètre du centre
de l’œil de chape de pied de pale et ont une orientation à 45° par rapport à l’axe
longitudinal.
Des traces de frottement et des transferts de couleur jaune orangée sont
également visibles.
Ces traces examinées, par comparaison avec des éléments obtenus par
analyse, ont montré qu’elles étaient de même nature que la peinture de
l’hélicoptère.
La couleur de ces traces semble indiquer qu’il s’agit d’un élément de couleur
rouge (avec du jaune). Il s’agit très certainement du coupe câble.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Entaille
Après dépose, l’examen des ferrures de pied de pale n’a pas montré de
dommage particulier qui pourrait être lié à l’accident. Seules quelques traces
d’appui des pieds de pale sont visibles sur la face intérieure des ferrures.
L’examen visuel des pieds de pale en matériau composite fibre de verre (après
dépose des ferrures) montre des fissures de délaminage parallèles à l’axe
longitudinal de la pale sur les quatre pales. Elles se situent au niveau de la
jonction ferrure/pale et sont plus marquées sur la pale bleue. Un examen
radiographique des pieds de pale confirme ces observations.
Selon les informations fournies par Eurocopter, ces différents types de fissures
de délaminage ont été reproduits sur des pales lors de cycles d’essais. Ces
fissures ne sont apparues qu’au bout de 250 à 300 cycles; malgré ce défaut, ces
essais ont pu être poursuivis jusqu’à 100000 cycles.
2.2.3.2. Examen des pales du RAC
¾ Les deux pales du RAC présentent des endommagements importants. La
plus grande partie de l’âme centrale en mousse et plus de 50% de la
surface du revêtement (essentiellement la partie située en bord de fuite)
ont disparu.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ Les deux pales du RAC
Des impacts très marqués sont visibles sur les bords d’attaque des deux
pales. La bande anti-érosion est perforée et le jonc de renfort de bord
d’attaque en plomb est fortement écrasé ou sectionné.
Pale 1
Pale 2
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾
Pale 1
Pale 2
Impacts
L’examen de ces impacts par microanalyse au microscope électronique à
balayage a montré la présence d’éléments chimiques comparables à ceux
trouvés sur la roche présente sur le site de l’accident.
Le repositionnement du centre de gravité sur les deux pales endommagées
montre un écart de position. Le balourd engendré par cet écart pourrait
expliquer l’endommagement observé sur le pylône support de la BTA.
2.2.3.3. Rupture du train d’atterrissage
Les ruptures observées sur l’ensemble du patin d’atterrissage gauche sont la
conséquence de plusieurs chocs avec le sol et se sont vraisemblablement
produites selon le scénario suivant :
¾ l’hélicoptère percute le sol à l’arrière gauche au niveau de la traverse
arrière qui fléchit conduisant à un écrasement et une déformation du
patin gauche au niveau de la jonction « patin gauche/traverse »,
¾ l’appareil bascule ensuite vers l’avant et s’affaisse sur sa gauche, ce qui
provoque deux ruptures sur la traverse avant et son fléchissement. La
rupture finale du patin gauche au niveau de la jonction « patin/traverse
arrière » s’est vraisemblablement produite lorsque l’hélicoptère est venu
se ficher dans la faille
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
En conclusion de ces expertises menées au CEAT :
¾ Les ruptures observées sur l’ensemble « patin-atterrisseur » sont toutes
statiques et la conséquence de plusieurs chocs avec le sol.
¾ Les endommagements examinés sur les pales du RAC sont dus à des
chocs avec des pierres. Les différents morceaux de pales retrouvés à
proximité de l’accident, permettent de situer la majorité des impacts dans
la phase finale.
¾ Les endommagements examinés sur les pales principales sont en majorité
consécutives à des chocs avec des obstacles ou le sol (probablement des
rochers).
Par ailleurs, une entaille a été observée à environ 1,70 mètres du centre
de l’œil de pied de pale. Elle semble avoir pour origine la rencontre des
pales avec le coupe câble.
L’analyse des examens effectués sur ces différents endommagements, en
comparaison avec des dommages constatés par Eurocopter lors d’essais en
endurance des pales, conduit à émettre le scénario possible suivant :
¾ dans un premier temps, la moitié extrême des pales principales a percuté
un obstacle ou le sol, vraisemblablement à plusieurs reprises.
¾ la non rupture des pales au niveau des ferrures (dommages constatés
plusieurs fois par Eurocopter lors d’accidents antérieurs) montre que la
vitesse de rotation du rotor s’est réduite (de l’ordre de 60 à 70% de sa
vitesse nominale) à l’impact des pales.
¾ ensuite, en finale dans la rimaye, la première moitié des pales (rouge et
jaune) a percuté le rocher immobilisant définitivement le rotor en
rotation.
Le scénario relatif à la réduction de la vitesse angulaire du rotor principal
est en adéquation avec celui émis à la suite des investigations menées sur les
moteurs.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
2.2.4. Expertises réalisées par Eurocopter et Thalès
Eurocopter et Thalès avaient en charge le dépouillement et l’analyse des
paramètres enregistrés par les calculateurs du pilote automatique et du
VEMD/CAD.
¾ Le calculateur PA (pilote automatique)
L’enregistrement des codes de maintenance est activé lorsque le PA est en
conditions « vol » et que le rotor tourne.
La mémoire non volatile (NVM) révèle un vol sans aucune panne
enregistrée, du décollage jusqu’à 11 mn 28 s de vol.
Ensuite des pannes ont été enregistrées pendant 13 secondes avant l’arrêt
complet des enregistrements qui a très probablement été causé par une perte
complète d’alimentation des modules pilote automatique (APM).
De manière générale, les données extraites des codes de maintenance ne
permettent pas de déterminer avec certitude le moment de l’impact.
Toutefois, la période pendant laquelle les pannes ont été enregistrées peut
être séparée en deux phases successives :
⇒ entre 11mn 28s et 11mn 34s, les pannes concernent pour la plupart des
problèmes au niveau des AHRS (centrale d’assiette et de cap). Ces
problèmes surviennent simultanément sur les deux AHRS alors que ces
deux équipements sont indépendants. Ceci est vraisemblablement dû à un
choc violent (premier impact patin), ce que tend à confirmer l’apparition
de pannes sur les capteurs de position du manche cyclique.
⇒ Entre 11mn 37s et 11mn 41s, en plus des pannes observées dans la
première phase, la plupart des pannes pourraient s’expliquer par une
perte d’alimentation au niveau des APM (calculateur PA) ainsi que du
FOG (gyroscope à fibres optiques) en lacet.
Le premier impact patin a donc eu lieu à 11mn 28s de vol, et l’impact final
dans la rimaye entre 11mn 37s et 11mn 41s.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ Le VEMD/CAD
L’analyse des enregistrements du VEMD/CAD permet d’affirmer que
les deux moteurs fonctionnaient correctement avant l’accident.
L’analyse des paramètres enregistrés permet, par ailleurs, de préciser que
l’impact final dans la rimaye s’est produit après 11mn 38s de vol.
De plus, elle confirme les conclusions de la société Turboméca sur le fait
que le moteur N°1 (gauche) a été coupé par la fonction de protection
survitesse, et que le moteur N°2 a été ramené au ralenti par le système de
régulation primaire.
En conclusion générale, les différentes expertises menées au CEAT,
CEPr,
TURBOMÉCA
et
EC
montrent
que
l’appareil
mécaniquement intact jusqu’au moment de la perte de contrôle.
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- 75 -
était
Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
2.3. ENONCÉ
ET
VÉRIFICATION
DES
HYPOTHÈSES
RELATIVES AUX CAUSES DE L'ÉVÉNEMENT
A l’issue de cette étude et afin de formuler un certain nombre d’hypothèses sur
l’origine et les causes de cette perte de contrôle de l’appareil, il convient d’analyser
les faits, témoignages et résultats des expertises et essais divers.
Les témoignages du secouru, du CRS secouriste et du MSS indiquent que :
¾ l’appareil s’est mis en rotation à droite, autour de son axe de lacet, dès le
décollage, ou peu de temps après (au maximum cinq secondes après) ; le
décollage étant effectué dans l’axe ou en virage à droite selon les témoignages,
¾ lors de l’expertise de la cellule de l’appareil réalisée au CEPr, le palonnier
gauche du pilote a été retrouvé enfoncé jusqu’à sa butée mécanique.
Ces deux faits laissent à penser que le pilote a tenté de contrer la rotation en
lacet de son appareil, sans y parvenir. Décollant en virage à droite, il a très bien
pu ne pas s’apercevoir immédiatement, voire rapidement, de la dégradation des
qualités de vol liées à un phénomène de perte d’efficacité du RAC.
Les origines de cette perte de contrôle en lacet peuvent être multiples.
Les résultats des différentes expertises permettent cependant d’éliminer toutes
causes d’origine purement mécanique (cellule et moteur), mais n’excluent pas
des causes d’origine technique, notamment celle relative à l’efficacité du RAC.
De plus, celles-ci peuvent se combiner à des causes d’origine environnementale
ou humaine.
Dans ce cadre, les hypothèses conduisant à une perte de contrôle en lacet de
l’appareil, peuvent être les suivantes :
¾ le pilote subit un phénomène de perte d’efficacité du rotor anticouple liée aux
conditions aérologiques du moment, sur zone,
¾ le pilote subit un départ en rotation de son appareil (axe de lacet) de même type
que celui du 22 janvier 2004, mais sans pouvoir l’arrêter (cf : Exemple : Le 22
janvier 2004, un pilote subit un départ en rotation de son appareil (axe de
lacet).page 79.
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¾ le pilote décolle proche de la butée mécanique du palonnier gauche,
¾ le RAC percute un obstacle, ou est percuté par une pierre, au moment de la
récupération du randonneur, ou du décollage,
¾ l’appareil est pris dans des rabattants tout en subissant les problèmes cités
supra,
¾ l’appareil touche le relief avec les pales principales lors du décollage,
¾ les palonniers du pilote sont bloqués pour une raison quelconque,
¾ le pilote a un malaise au décollage,
¾ une partie de la dérive se désolidarise de la cellule et vient bloquer ou perturber
le bon fonctionnement du RAC.
2.3.1. Le pilote subit un phénomène de perte d’efficacité du rotor anticouple
liée aux conditions de vol du moment, sur zone
Le NTSB35 a identifié un phénomène appelé « loss of tail rotor effectiveness »
(LTE 36 ) ou perte de l’efficacité du rotor de queue, comme étant un facteur
contributif à plusieurs accidents concernant différents types d’hélicoptères
américains, au cours desquels le pilote a perdu le contrôle en lacet de son appareil.
L’apparition du phénomène de perte d’efficacité du RAC n’est pas spécifique
au BK 117 C2 ; tous les appareils à voilure tournante peuvent y être sujets.
Dans la plupart des cas LTE répertoriés, une action de correction
inappropriée ou tardive semble avoir concouru à une perte d’efficacité du
RAC. Ce phénomène est présenté dans le détail en 3, Perte d’efficacité du
rotor anticouple, page 109.
Se produisant à des vitesses aérodynamiques réduites (inférieures à 30 kt), il peut
avoir comme effet un taux rapide, non désiré, de rotation en lacet, qui ne diminue
pas par lui-même. S’il n’est pas corrigé rapidement, il peut aboutir à la perte de
contrôle de l’appareil.
35
36
NTSB : national transportation safety board (bureau national de la sécurité des transports américain).
Le LTE peut se retrouver aussi sous les termes : URY (unanticipated right yaw).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
N’étant pas dû à un défaut de maintenance, ce phénomène peut apparaître dans les
conditions suivantes :
¾ Lors de manœuvres qui se déroulent dans un contexte demandant de fortes
puissances, à basse vitesse et sous vent traversier.
Cette situation peut s’appliquer à l’évènement.
En effet, les conditions du décollage (faible vitesse) ont pu conduire
temporairement à une forte demande de puissance du fait :
⇒ de la masse importante de l’appareil pour une altitude de
2700 mètres, à une température de 13°C,
⇒ d’un possible vent traversier ou de rabattants.
¾ Les virages à droite (pour le BK 117 C2), à faible vitesse, sont davantage
susceptibles de conduire à une perte d’efficacité du RAC.
Cette situation peut s’appliquer à l’évènement.
En effet, l’un des témoins a indiqué que l’appareil a décollé (faible
vitesse) en virant à droite et qu’il est aussitôt parti en rotation, à droite,
sur son axe de lacet.
¾ Un départ en rotation de l’appareil sur son axe de lacet à droite est
corrigible si le palonnier est employé immédiatement. Si la réaction aux
commandes du pilote est incorrecte ou lente, ou si le palonnier est déjà en
butée mécanique, la vitesse de rotation peut alors rapidement augmenter, à
un point tel que le contrôle de l’appareil devient impossible.
Cette situation peut s’appliquer à l’évènement.
En effet, les témoignages indiquent que l’appareil est parti en rotation à
droite autour de son axe de lacet et qu’il a fait six à sept tours avant de
s’écraser.
Le pilote du BK 117 C2 peut avoir eu une réaction inappropriée ou
lente au palonnier ou s’être retrouvé, au décollage, en butée mécanique
de palonnier gauche (hypothèse explicitée dans la partie suivante).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Dans ce cadre, les conditions dans lesquelles se trouvait l’appareil, pouvaient
donc être de nature à déclencher un phénomène de perte d’efficacité du RAC
tel qu’il est défini par le NTSB.
Afin de mieux cerner ce phénomène, une réflexion destinée à préciser les
mesures à prendre pour réduire son déclenchement et les techniques de
récupération à appliquer par les équipages pourrait être menée par le CEV.
Une perte d’efficacité du RAC peut donc être à l’origine de la perte de
contrôle en lacet de l’appareil.
Cette hypothèse est RETENUE.
Exemple : Le 22 janvier 2004, un pilote subit un départ en rotation de son
appareil (axe de lacet).
Plusieurs problèmes de lacet ont été rencontrés par la DDSC et la gendarmerie sur
les BK 117 C2; le dernier étant celui survenu le 22 janvier 2004 au Pic de
Balaïtous dans les Pyrénées (la température était de -2°C à 10220 ft, la masse de
3335 kg, le vent général du 340 pour 20 kt et la masse maximale autorisée à
10220 ft de 3380 kg) :
En très courte finale, un hélicoptère de type BK 117 C2, après que le pilote ait
effectué une très légère application de Pas pour amortir son posé, part en rotation
brutale, à droite, autour de son axe de lacet. En essayant de contrer cette rotation
au palonnier, il arrive en butée mécanique du palonnier gauche et la rotation
s’accélère.
Pendant ce temps, le pilote arrive à assurer la verticalité de l’appareil sur le point
en le contrôlant au cyclique.
Lorsque l’hélicoptère se retrouve face au dégagement, le pilote décide d’appliquer
une assiette à piquer, ayant pour conséquence l’arrêt franc de la rotation.
Le pilote baisse alors aussitôt le pas général.
L’appareil a effectué 270° de rotation en trois secondes avant de s’arrêter.
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Cette perte de contrôle se répétera une seconde fois sensiblement de la même
façon.
EC a mené, sous la direction des services des programmes aéronautiques (SPAé),
en collaboration avec le centre d'essais en vol (CEV), une campagne d’essais
concernant la chaîne de lacet du BK 117 C2.
Les enquêteurs judiciaires et techniques du BEAD ont été associés à cette
campagne.
Les premiers résultats de la campagne d’essais n’ont pas mis en évidence de
problème de lacet.
Toutefois, des efforts inhabituels aux palonniers ont été constatés dans certains
cas en haute altitude, sans pour autant en affecter la contrôlabilité en lacet.
De plus, des messages fréquents d’alerte « ACTUATOR » du PA ont été constatés
lorsque la butée du palonnier était atteinte ou lorsque des efforts importants
étaient ressentis aux palonniers.
Dans ce cadre, des essais complémentaires ont donc été nécessaires de façon à
étudier :
¾ l’apparition des efforts particuliers,
¾ le comportement de l’appareil avec des vents venant de la gauche, à haute
altitude, hors effet de sol et dans l’effet de sol,
¾ l’effet éventuel des oreilles sur les performances du rotor anticouple.
Les résultats de cette campagne d’essais complémentaire sur la chaîne de
lacet sont les suivants :
¾ Les performances et les qualités de vol (manoeuvrabilité) sont en parfait
accord avec les résultats des essais de certification.
Les performances du manuel de vol sont confirmées.
¾ Les dérives verticales (oreilles) n’ont pas d’influence notable sur le contrôle
en lacet en stationnaire.
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¾ Le PA est une aide précieuse à la stabilisation de l’appareil en conditions
turbulentes. Il n’y a pas de différence sur la contrôlabilité en lacet entre le
PA sur « MARCHE » et le PA sur « ARRET ».
¾ Les efforts en lacet perturbent la perception des butées de commandes. Une
lettre service a été diffusée pour prévenir les équipages de cet effet.
¾ Aucun phénomène de perte d’efficacité de lacet n’a été rencontré,
¾ Il est important de ne pas laisser s’installer une vitesse de rotation en lacet.
Tout départ en rotation doit immédiatement être contré par le pilote.
(phénomène non spécifique au BK 117 C2).
Les
conclusions
de
ces
essais
ont
été
présentées
par
EC
le
08 septembre 2004 (cf. 1, Conclusions de la campagne d’essais, page 100
Les efforts inhabituels et importants constatés aux palonniers lors des
essais, peuvent laisser croire au pilote que la butée de Pas du RAC est
atteinte alors que ce n’est pas le cas.
Dans ce cadre, le pilote du BK 117 C2 N°9009 n’aurait alors pas
immédiatement appliqué le couple maximum sur le RAC et donc laissé
le mouvement de lacet s’installer, sans plus pouvoir l’arrêter.
Ces efforts inhabituels et importants ont donc pu concourir aux causes
de l’évènement du Pic de l’Arbizon.
2.3.2. Le pilote décolle proche de la butée mécanique du palonnier gauche
Avant de vérifier cette hypothèse, il est nécessaire de rappeler l’utilité du RAC.
¾ Rôle du RAC
Le rotor anticouple sert à contrer la somme de l’effet du couple moteur et de
celui du vent.
Cet effet est contré tant que le palonnier n’atteint pas sa limite mécanique
(butée mécanique).
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Dès qu’il arrive en butée à gauche, et que la somme de l’effet de couple
moteur et de celui du vent continue à augmenter, l’appareil se met en
rotation autour de son axe en lacet.
Cette rotation est d’autant plus rapide que l’application de pas général est
importante.
Le pilote est alors obligé de prendre de la vitesse ou de baisser le pas
général pour arrêter cette rotation en lacet.
¾ Etude aérodynamique en prenant en compte les paramètres de vol du jour
de l’évènement.
Une simulation a été effectuée en prenant en compte les paramètres
suivants :
⇒ une altitude de 9000 ft,
⇒ une température de 13° C,
⇒ une masse de 3140 kg.
Dans ces conditions, la documentation de certification indique que la masse
maximale autorisée, hors effet de sol, est de 3380 kg.
A la masse de 3140 kg, en stationnaire et dans les conditions précisées ci-dessus,
le rotor de queue est capable de contrer environ 40 kt de vent travers droit.
Si pour une raison quelconque (effet des rabattants ou vent traversier) le
pilote est amené, en stationnaire ou au décollage, à faible vitesse, à utiliser la
puissance maximale autorisée au décollage, la simulation montre que la
contrôlabilité en lacet reste assurée jusqu’au moins 17 kt de vent traversier.
Or, sachant qu’au Pic du Midi de Bigorre, massif proche de l’Arbizon, la
station automatique a enregistré, à 17h00 locales, des vents de 30 kt et de plus de
50 kt en rafale.
En supposant que ces conditions météorologiques aient été similaires au Pic
de l’Arbizon au moment de la récupération du randonneur, l’appareil a pu
éventuellement subir des rabattants ou de forts vents traversiers.
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Dans ces conditions, il est possible que le pilote se soit posé proche de la butée
mécanique de la pédale gauche de son palonnier. A la mise en puissance pour
décoller, il a pu se retrouver en butée mécanique de la pédale gauche du
palonnier et ne plus pouvoir contrôler son axe de lacet.
N’ayant pas effectué de passage stabilisé à hauteur du point de
récupération pour y connaître précisément l’aérologie, le pilote a pu, après
avoir embarqué le randonneur, décoller proche de la butée mécanique ou
en butée mécanique de la pédale gauche du palonnier.
Dans ce cadre, il a pu perdre le contrôle en lacet de son appareil.
Cette hypothèse est donc RETENUE.
2.3.3. Le RAC percute un obstacle ou est percuté par une pierre au moment
de la récupération du randonneur ou du décollage
Ces deux cas qui ne peuvent avoir eu lieu qu’au moment de la récupération du
randonneur ou lors du décollage (la perte de contrôle en lacet s’est produite dès le
décollage selon les témoignages), pourraient être la conséquence :
¾ d’une possible déstabilisation de l’appareil au moment de l’embarquement
du randonneur, conduisant le pilote à un surcontrôle aux commandes et à
toucher un obstacle avec le RAC,
¾ d’une possible chute de pierre sur le RAC, le détériorant et le détruisant,
¾ d’un problème possible de contrôle en lacet de l’appareil, comme cela s’est
déjà passé dans d’autres circonstances sur d’autres BK 117 C2, conduisant
le pilote à percuter un obstacle au niveau du RAC,
¾ d’une possible arrivée en butée ou en limite de butée palonnier, interdisant
au pilote de contrer temporairement la somme de l’effet de couple et de vent
traversier, conduisant là encore l’appareil à percuter un obstacle au niveau
du RAC.
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Toutefois :
¾ compte tenu :
⇒ de l’absence d’obstacle, de débris et de trace, sur ou autour des deux
points de récupération possibles ; tous les débris ayant été retrouvés sur
le lieu de l’accident;
⇒ que les deux points de poser sont suffisamment éloignés de la paroi
rocheuse pour être à l’abri de toute chute de pierre,
¾ et que par ailleurs, aucune déformation (vrillage) de la transmission arrière,
aucun endommagement des paliers ou des flectors n’a été constaté lors de
l’expertise.
Le RAC ne peut en aucun cas avoir, sur ces deux points de posé supposés,
percuté un obstacle ou avoir été percuté par une pierre.
En conséquence, l’hypothèse que le RAC ait pu être détérioré ou détruit,
au moment de la récupération du randonneur, après avoir percuté la paroi
(ou un rocher) ou à cause d’une chute de pierre, est REJETEE.
2.3.4. L’appareil est pris dans des rabattants tout en subissant les problèmes
cités ci-dessus
La façon dont l’appareil a, dans un premier temps, percuté le sol (verticalement et
violemment) après que le pilote en ait perdu le contrôle en lacet, laisse à penser
qu’il peut avoir chuté verticalement après le décollage.
Les expertises menées sur le train d’atterrissage confirment cette hypothèse.
Elles montrent, par ailleurs, que l’appareil avait une faible vitesse translationnelle,
mais était en rotation, à droite, sur son axe de lacet.
Dans cette hypothèse, seul le point de récupération situé à la verticale de la zone
de crash doit être pris en considération ; l’autre en est trop éloigné.
Les raisons pour lesquelles l’appareil aurait chuté verticalement après son
décollage, pourraient être les suivantes :
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¾ l’hélicoptère percute, au décollage, la paroi avec les pales du rotor principal,
¾ l’hélicoptère a une panne « moteur »,
¾ l’hélicoptère est pris dans un fort rabattant.
⇒ L’hélicoptère percute la paroi avec le rotor principal lors du décollage.
Les conclusions des différentes expertises effectuées sur les pales du
rotor principal dont l’essentiel des débris a été retrouvé sur le lieu de
l’accident, l’absence de trace sur les points de récupération (les versants
ayant été ratissés par les gendarmes) et les témoignages (pas de vibration
importante), permettent d’exclure le fait que le rotor principal ait pu
toucher la paroi au décollage.
L’hypothèse que les pales du rotor principal aient pu toucher la
paroi au décollage est REJETEE.
⇒ L’hélicoptère a une panne moteur
Les expertises moteur et du VEMD/CAD permettent d’affirmer que les
deux moteurs fonctionnaient parfaitement jusqu’au moment de l’impact
du patin gauche.
L’hypothèse que l’appareil ait eu une panne moteur est REJETEE.
⇒ L’hélicoptère est pris dans un rabattant.
Le vent, ce jour là, était à priori très fort, même si le randonneur a
témoigné que sur sa position, il ne lui paraissait pas violent.
La zone de récupération étant située au nord nord-ouest du massif de
l’Arbizon et en contrebas, elle pouvait être sujette à des rabattants dans
lesquels l’appareil aurait pu être pris.
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Ces rabattants ont pu, par ailleurs, être ponctuellement très forts, compte
tenu des fortes rafales observées au niveau du Pic du Midi (54 kt) à
l’heure de l’évènement.
Dans ces conditions, pour contrer l’effet des rabattants, le pilote est
contraint d’augmenter rapidement la puissance et de mettre de plus en
plus de pression sur la pédale gauche du palonnier. Lorsqu’il atteint la
butée mécanique, il perd le contrôle de l’axe de lacet.
Par ailleurs, cette forte et rapide demande de puissance entraîne une
perte de tours du rotor principal et du RAC, se traduisant respectivement
par une perte de portance de l’appareil et une perte de contrôle en lacet.
L’hypothèse que des rabattants aient pu entraîner une perte de
contrôle en lacet de l’appareil est donc RETENUE
2.3.5. Les palonniers sont bloqués pour une raison quelconque
Les constatations et les expertises réalisées sur l’appareil permettent d’exclure
cette possibilité.
En conséquence, l’hypothèse que le palonnier ait pu être bloqué est
REJETÉE.
2.3.6. Malaise physique du pilote au décollage
Certains membres de l’équipage ont témoigné avoir vu le pilote se « battre » avec
les commandes de l’appareil pour essayer de le contenir et ce jusqu’au premier
impact.
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Un malaise du pilote est donc exclu.
En conséquence, l’hypothèse que le pilote ait pu avoir un malaise physique,
est REJETÉE.
2.3.7. Un morceau de la dérive se désolidarise de la cellule et vient bloquer ou
perturber le bon fonctionnement du RAC.
Les expertises réalisées sur la dérive, le RAC et ses pales permettent d’exclure
cette possibilité.
En conséquence, l’hypothèse qu’un morceau de dérive ait pu bloquer le
RAC ou perturber son fonctionnement, est REJETÉE.
EN CONCLUSION :
L’analyse des faits, témoignages et expertises permet donc de ne
retenir que les hypothèses possibles suivantes :
¾ L'appareil subit un phénomène de perte d’efficacité du RAC,
¾
Après la récupération du randonneur, le pilote décolle
proche ou en butée mécanique de palonnier gauche ce qui
entraîne une contrôlabilité limitée,
¾ L'appareil est pris dans des rabattants.
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2.3.8. Arborescence causale
HUMAIN
ENVIRONNEMENT
¾Reconnaissance de zone raccourcie :
pas de passage stabilisé sur le point
Aérologie
Fort vent
Rabattants
Vent traversier
¾ Manque d’information sur l’aérologie,
sur le point de récupération, avec une
éventuelle sous estimation de cette
dernière
¾Faible expérience sur BK 117 C2
Lieu de l’événement
¾Embarquement de deux secouristes
Relief (cirque)
Altitude
Température
ACCIDENT AÉRIEN
TECHNIQUE
¾Ergonomie perfectible des indicateurs Vartoms, Mast moment et
alarmes
¾ Efforts importants aux palonniers perturbant la perception des
butées de commande
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2.3.9. Arborescence chronologique et détaillée
IMPACT FINAL DANS LA RIMAYE
Premier impact vertical et en rotation autour de l’axe de lacet, à droite
Perte de contrôle en lacet de l’appareil
Accélération de la rotation en lacet de
l’appareil
Perte d’efficacité du RAC (LTE)
Impossibilité de contrer la somme de l’effet de
couple et du vent traversier
Butée mécanique du palonnier
Absence de connaissance de la force
du vent traversier sur le point de poser
Absence de connaissance de la force
des rabattants sur le point de poser
Sous estimation des conditions aérologiques
Reconnaissance du point de poser raccourcie :
Pas de passage stabilisé
Confiance du pilote dans les informations et performances de son
appareil
Fort vent
Mission de secours à personne, en haute montagne
ENVIRONNEMENT
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TECHNIQUE
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HUMAIN
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3. CONCLUSION
3.1. FAITS ÉTABLIS, UTILES À LA COMPRÉHENSION DE
L'ÉVÉNEMENT
¾ L’évènement a eu lieu le 20 juillet 2003 au cours d’une mission de secours à
personne, dans les Pyrénées, en haute montagne, avec un hélicoptère BK 117
C2,
¾ le vent général sur la chaîne des Pyrénées est du sud-ouest. Au Pic du Midi, à
l’heure de l’évènement, la station météorologique a enregistré des vents
d’environ 30 kt en continu et de plus de 50 kt en rafales,
¾ dix minutes après avoir décollé de Gavarnie, l’équipage, composé de cinq
personnes, repère le randonneur sur le versant nord-ouest du massif de
l’Arbizon à environ 2750 mètres d’altitude,
¾ à la vue de la configuration topographique de la zone, le pilote décide de
récupérer le randonneur en se posant à proximité en appui « patin » gauche,
¾ à l’issue de l’embarquement du randonneur, l’appareil redécolle dans l’axe ou
en virage à droite selon les témoignages,
¾ l'hélicoptère se met aussitôt en rotation à droite sur son axe de lacet, perd de
l’altitude, percute le sol verticalement, toujours en rotation, sur la partie arrière
de son patin gauche, rebondit et s’immobilise une trentaine de mètres plus bas,
dans une rimaye à 2500 mètres d’altitude, l’avant dirigé vers le bas,
¾ deux heures plus tard, les premiers secours arrivent sur place,
¾ les membres de l’équipage sont dirigés vers différents hôpitaux de la région,
¾ un des deux secouristes CRS est décédé, les deux membres de l’équipage et
deux passagers sont gravement blessés, le secouru est légèrement blessé,
¾ depuis le 5 juillet 2002, date de sa livraison à la DDSC, l’appareil avait
effectué 453 heures de vol,
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¾ sorti d’une visite des 50 heures le 17 juillet 2003, il a été entretenu
conformément à la réglementation en vigueur,
¾ le BK 117 C2 était dans une phase d’évaluation technico-opérationnelle,
notamment « montagne », menée par le GHSC,
¾ les expertises menées sur la cellule, les pales, le train d’atterrissage et les deux
moteurs, n’ont mis en évidence aucune anomalie technique ou mécanique.
3.2. CAUSES DE L'ÉVÉNEMENT
Les conclusions de l’enquête technique reposent principalement sur l’analyse des
faits, de quelques témoignages et des résultats des différentes expertises.
Ces dernières permettent d’affirmer que l’appareil était intact jusqu’au
moment de la perte de contrôle.
L’accident est la conséquence d’une perte de contrôle en lacet, à droite, de
l’appareil.
Les causes possibles de cette perte de contrôle en lacet sont essentiellement liées à
l’environnement, au facteur humain et à la technique :
¾ s’agissant des causes d’origine environnementale :
⇒ l’aérologie (fort vent, rabattants ou vent traversier),
⇒ le lieu de l’évènement (relief, cirque, altitude, température),
ont pu concourir aux causes de l’évènement.
¾ s’agissant des causes d’origine humaine :
⇒ une reconnaissance de zone raccourcie : pas de passage stabilisé sur le point,
⇒ un manque d’information sur l’aérologie, sur le point de récupération, avec
une éventuelle sous estimation de cette dernière,
⇒ une faible expertise du pilote sur bimoteur et sur le BK 117 C2 en
particulier,
⇒ l’embarquement de deux secouristes à bord,
ont pu concourir aux causes de l’évènement.
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¾ s’agissant des causes d’origine technique :
aucune déficience mécanique endogène à l’appareil n’a été identifiée comme
pouvant être une cause de l’accident. Les expertises effectuées montrent que
l’appareil était mécaniquement intact jusqu’au moment de la perte de contrôle.
Les efforts importants et inhabituels constatés sur la chaîne de lacet lors de la
campagne d’essais, peuvent perturber la perception des butées de commande. A
ce titre, ces efforts ont pu concourir aux causes de l’évènement.
Par ailleurs, il a été constaté que l’ergonomie des indicateurs Vartoms, Mast
Moment et des alarmes sonores et visuelles, génère une surcharge de travail pour
le pilote, notamment lors de certaines phases de vol en montagne.
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4. RECOMMANDATIONS DE SÉCURITÉ
Suite à une réunion organisée par la DGA, il a été demandé à Eurocopter de proposer
des limitations en attendant la fin de la campagne d’essais menée sur la chaîne de
lacet des BK 117 C2.
Dans ce cadre, un acte technique du SPAé (envoi N°60258 du 11 mars 2004)
préconise que la masse maximale autorisée au décollage, à l’atterrissage, et pour
toutes opérations en stationnaire hors effet de sol, soit limitée à la plus faible des
masses suivantes :
¾ 3585 kg,
¾ ou la masse définie dans les courbes « Plafond » en vol stationnaire
DES/régime de décollage/composante vent de travers de 17 kt, telles que
définies au chapitre relatif aux limitations du manuel de vol de l’appareil,
¾ ou la masse définie dans les courbes « Plafond » en vol stationnaire HES avec
10% de marge de poussée rotor arrière supplémentaire, telles que définies dans
les courbes de vol transmises par ECD.
Ces limitations ont été levées par l’acte technique n° 285-04 / SPAé / ST / AAé
du 13 octobre 2004.
4.1. MESURES AYANT TRAIT DIRECTEMENT À L’ACCIDENT
Le Bureau enquêtes accidents défense recommande :
¾ s’agissant du phénomène de perte d’efficacité du RAC
⇒ Qu’EC poursuive ses investigations sur la chaîne de lacet.
⇒ De plus, les pilotes étant tous susceptibles de rencontrer le phénomène de
perte d’efficacité du RAC quel que soit le type d’hélicoptères, que le CEV,
en liaison avec Eurocopter, mène une réflexion destinée à préciser :
ƒ les mesures à prendre pour réduire les conditions de son déclenchement,
ƒ les procédures à appliquer par les équipages en cas de perte d’efficacité
du RAC.
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¾ s’agissant des efforts en lacet
⇒ Que la DDSC et la DDGN :
ƒ s’assure que tous les pilotes ont bien pris connaissance de la lettre service
d’EC relative à l’augmentation des efforts aux palonniers lors de
mouvements rapides (lettre service 2004-06-30, MBB BK117 C2-011),
ƒ rappelle aux pilotes les conséquences qui peuvent résulter de
l’installation d’une vitesse de rotation en lacet et les sensibiliser sur la
nécessité de contrer immédiatement tout départ en rotation.
⇒ Qu’EC poursuive ses investigations techniques et apporte des modifications
correctives pour limiter ou supprimer les efforts inhabituels sur la chaîne de
lacet.
¾ s’agissant des performances du RAC
Qu’EC mène une réflexion destinée à améliorer la marge de poussée du RAC.
¾ s’agissant de la documentation
Que les documentations suivantes soient rédigées et dûment approuvées par les
autorités compétentes :
⇒ manuel d’exploitation BK 117 C2,
⇒ consignes opérationnelles permanentes relatives au BK 117 C2,
⇒ consignes permanentes d’entraînement et de contrôle, notamment celles
relatives aux séances d’instruction pratique sur BK 117 C2 (mise à jour),
⇒ de formaliser les séances d’entraînement à l’adaptation opérationnelle sur
BK 117 C2.
¾ s’agissant de l’embarquement des secouristes à bord
Que des directives soient données sur le nombre et la qualité des secouristes,
ainsi que sur le matériel à embarquer à bord des hélicoptères du GHSC, et ce
en fonction des missions, notamment celles effectuées dans le cadre de secours
en montagne.
N° BEAD-S-2003-017-A
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ s’agissant du manuel de vol
Qu’Eurocopter mette en place dans le manuel de vol du BK 117 C2 un
supplément relatif à l’utilisation de l’appareil en montagne.
4.2. MESURES
DE
PRÉVENTION
N'AYANT
PAS
TRAIT
DIRECTEMENT À L'ACCIDENT
Le Bureau enquêtes accidents défense recommande que :
¾ s’agissant des évaluations technico-opérationnelles
En règle générale, à l’arrivée d’un nouvel appareil, une évaluation technicoopérationnelle (ETO) est menée avant qu’il ne soit utilisé dans un contexte
opérationnel, notamment celui de la haute montagne.
Si, pour des raisons quelconques, son utilisation opérationnelle est
indispensable avant la fin de l’ETO, il convient, du fait que le comportement
de l’appareil est encore mal connu, de rédiger des consignes et des procédures
d’emploi opérationnel provisoires, ainsi que des règles de sécurité aérienne
adaptées.
Le programme de l’ETO doit, par ailleurs, faire l’objet d’un calendrier
d’exécution détaillé et de rapports d’étape afin que les consignes, procédures
d’emploi opérationnel et règles de sécurité provisoires, citées supra, soient
régulièrement actualisées.
Dans le cas présent, l’ETO a débuté en août 2002. A ce jour, le rapport relatif
à cette ETO n’a pas été diffusé. Il est donc souhaitable de finaliser dans les
meilleurs délais les conclusions de cette ETO afin de pouvoir procéder à la
rédaction des consignes opérationnelles permanentes.
En effet ces consignes conditionnent au plus haut point l’instruction et la
formation du personnel navigant.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ s’agissant des enregistreurs de vol
Que les nouveaux appareils arrivant en service soient systématiquement
équipés d’enregistreurs de paramètres ou de sécurité, notamment pour le
BK 117 C2.
¾ s’agissant d’ergonomie
⇒ Que l’ergonomie de l’indicateur Vartoms soit améliorée afin de réduire
notamment le nombre de fausses alarmes et les désalignements « moteur »
dus aux passages en mode manuel lors de variations amples de puissance.
Une étude de faisabilité technique pourrait, par ailleurs, être menée pour que
les BK 117 C2 soient équipés d’un FADEC (Full Authority Digital Engine
Control) qui supprimerait ces inconvénients.
⇒ Que l’ergonomie de l’indicateur Mast Moment soit améliorée (type
hélicoptère TIGRE) de façon à ce qu’il rende sa surveillance la moins
pénalisante possible pour le pilote, notamment dans les terrains difficiles.
La suppression du Mast moment pourrait, par ailleurs, faire l’objet d’une
étude technique.
⇒ Que l’ergonomie des alarmes sonores et visuelles soit améliorée de façon
à éviter le déclenchement d’alarmes secondaires, notamment en pilotage
« montagne ».
¾ s’agissant de l’utilisation des appareils en mono pilote
Dans le cadre de l’ETO, qu’une réflexion soit menée sur la pertinence à
employer, dans certaines circonstances, un équipage à deux pilotes, notamment
dans l’environnement ergonomique complexe cité supra.
¾ s’agissant de la visualisation du disque rotor
Que le dispositif de visualisation des extrémités pales du rotor principal soit
nettement amélioré, quelles que soient les conditions météorologiques.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ s’agissant de la formation des équipages au CRM (Crew Ressources
Management)
Les surcharges de travail du pilote générées par l’ergonomie du Vartoms, du
Mast Moment et des nombreuses alarmes sonores et visuelles montrent que les
équipages doivent suivre une formation CRM spécifique au BK 117 C2 et
qu’un recyclage soit prévu.
¾ s’agissant de modification technique
Qu’un indicateur de vent (indicateur de dérapage), de type « ficelle », soit
monté sur le BK 117 C2 de façon à ce que le pilote puisse visualiser le vent
lors des passages stabilisés à basse vitesse.
¾ s’agissant des consignes de sécurité
Que des directives soient données pour que les équipages rappellent
systématiquement au personnel embarqué et fassent respecter, à chaque vol, les
consignes de sécurité, notamment celles relatives au port obligatoire de la
ceinture de sécurité ou celles relatives à l’accrochage sur un point prévu à cet
effet.
¾ s’agissant des points d’assurance spécifiques
Que des points d’assurances spécifiques, de types « ligne de vie », soient
développés pour les partenaires équipés de baudriers.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
BEAD-S-2003-017-A
ANNEXES
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
ANNEXES
1
Conclusions de la campagne d’essais
100
2
Etudes des différents points de récupération
102
3
Perte d’efficacité du rotor anticouple
109
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
1. CONCLUSIONS DE LA CAMPAGNE D’ESSAIS
La synthèse des résultats de la campagne d’essais présentés par EC est la
suivante :
¾ Les performances (masses maximales en vol stationnaire) et les qualités de vol
(manoeuvrabilité) sont en parfait accord avec les résultats des essais de
certification.
Les performances du manuel de vol sont confirmées.
¾ Des vols comparatifs ont été effectués avec et sans les dérives verticales de
plan fixe (oreilles).
Il n’a pas été mesuré de différence significative sur la manoeuvrabilité autour
du vol stationnaire entre les deux configurations.
¾ Plusieurs vols d’essais ont été réalisés avec et sans PA dans des configurations
identiques.
Il est confirmé que le PA est une aide précieuse à la stabilisation en conditions
turbulentes et qu’il n’y a pas de différence sur la contrôlabilité en lacet entre
PA sur « ON » et PA sur « OFF ».
¾ A plusieurs reprises les pilotes ont rencontré des efforts importants sur la
chaîne de lacet.
Dans certains cas, le pilote a estimé faussement que l’hélicoptère était en butée
de commande de lacet. Le fait de maintenir la poussée sur le palonnier permet
néanmoins d’atteindre la butée réelle.
Les efforts en lacet perturbent donc la perception des butées de commande.
Une lettre service a donc été diffusée par EC pour prévenir les pilotes de cet
effet.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ Le contrôle en lacet a fait l’objet de vols d’essais à des azimuts de vent relatif
répartis sur 360° avec des vents de 0 à plus de 20 kt.
Sur de fortes applications de couple jusqu’aux valeurs transitoires, il est
possible, en fonction du vent, de déclencher une rotation à droite. Mais il n’a
pas été démontré de départ rapide ou inattendu.
Aucun phénomène de perte de contrôle en lacet n’a été rencontré lors des
essais.
¾ Lors de mise de couple jusqu’aux valeurs transitoires, il a été évalué
l’influence du temps de retard de l’application de l’action aux pédales
correspondantes (anticouple).
Il est important de ne pas laisser s’installer une vitesse de rotation. Tout
départ doit être immédiatement contré.
Ces résultats ont conduit EC à faire les propositions suivantes :
¾ Pour les vols prévus être effectués en automne 2004 par la Sécurité civile dans
le cadre de l’évaluation en montagne du BK 117 C2, d’équiper l’hélicoptère
d’une installation de mesures légères, en assurer sa maintenance et son
exploitation et de mettre à disposition un équipage pendant la durée des vols.
¾ Pour faire bénéficier les utilisateurs des enseignements qui peuvent être tirés de
la campagne d’essais en vol et des évaluations en montagne menées par la
Gendarmerie et la Sécurité civile, de mettre en place dans le manuel de vol du
BK 117 C2 un supplément opérationnel intitulé « recommandations pour le vol
en montagne ».
¾ De conserver la recommandation opérationnelle qui préconise d’utiliser des
masse permettant au moins 10% de marge en lacet dans le cadre des opérations
en montagne.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
2. ETUDES DES DIFFÉRENTS POINTS DE RÉCUPÉRATION
Les membres de l’équipage et les passagers n’ont pas de souvenir exact du point de
récupération du randonneur.
Or l’identification formelle du point de récupération du secouru est primordiale pour
la compréhension de cet accident.
En effet, les recherches d’indices (traces et débris), sur et autour de ce point, sont de
nature à déterminer si l’appareil a touché ou non un obstacle naturel avec ses pales de
rotor principal ou anticouple.
Il a donc été nécessaire d’emmener en vol, séparément, le MSS, le CRS secouriste et
le randonneur.
Ils ont indiqué chacun un point de poser différent.
C’est pourquoi les paragraphes qui vont suivre s’attachent à étudier, dans le détail,
chacun de ces points, pour essayer de n’en retenir qu’un seul.
2.1. ETUDE DU POINT DE RÉCUPÉRATION INDIQUÉ PAR LE
MSS
Point le plus éloigné du lieu de l’évènement, c’est un petit éperon rocheux situé dans
un cirque, le long d’une paroi orientée nord-ouest, à 2700 mètres d’altitude dans le
massif de l’Arbizon.
Il est situé à une trentaine de secondes de vol du point d’impact, en cas de perte de
contrôle en lacet de l’appareil.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Position du
BK 117 C2
Point de
récupération
du randonneur
Point de récupération indiqué par le MSS
Ce point de récupération permet au pilote :
¾ d’effectuer une reconnaissance de point de poser en toute sécurité,
¾ de pratiquer une approche de précaution en longeant la paroi main gauche et de
disposer en permanence d’un dégagement situé à sa droite,
¾ de réaliser un poser « patin » gauche en toute sécurité,
¾ étant posé, d’être suffisamment éloigné de la paroi lui assurant :
⇒ une protection face à d’éventuelles chutes de pierre,
⇒ la certitude de ne pas toucher des pales principales ou du RAC,
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
¾ d’avoir un axe d’approche et de décollage dégagé de tout obstacle,
¾ de récupérer le randonneur en se posant à ses pieds, tout en gardant sur lui une
vue permanente, et ce pendant toute les phases de vol du secours.
C’est donc un point de poser qui permet au pilote de réaliser le secours dans les
meilleures conditions possibles en appui patin.
Ce point de récupération, appelé « point du MSS », est pris en compte dans
l’énoncé et la vérification des hypothèses.
2.2. ETUDE DU POINT DE RÉCUPÉRATION INDIQUÉ PAR LE
CRS SECOURISTE
Le point indiqué par le CRS secouriste se trouve dans un pierrier très étroit et très
pentu. Il est situé dans la face nord-ouest du massif de l’Arbizon à 2750 mètres
d’altitude.
Il impose au pilote d’effectuer une reconnaissance très précise de la zone.
Son emplacement dans la paroi et son exiguïté interdisent tout poser patin car le
disque rotor toucherait obligatoirement le sol.
Tous les pilotes qui ont été emmenés, pour avis, sur les lieux, sont unanimes sur ce
point.
A partir de ce point, la récupération du randonneur ne peut donc se réaliser que par
hélitreuillage.
Les chutes de pierre rendent par ailleurs l’endroit extrêmement dangereux pour un
randonneur. Cette constatation est en totale contradiction avec le témoignage du
secouru qui a indiqué que sa position était dégagée et qu’elle n’était pas sujette aux
chutes de pierre.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Enfin, le secouriste indique que de sa position, il ne voyait aucune route ou
habitation. Or, ce point le permet.
En conséquence, compte tenu de ces éléments d’une part, et que d’autre part,
le CRS secouriste n’a pas vraiment reconnu la zone, il convient de ne pas
prendre en compte ce point de récupération.
2.3. ETUDE
DES
DEUX
POINTS
INDIQUÉS
PAR
LE
RANDONNEUR
Le randonneur a identifié deux points comme étant possible.
¾ Le premier point matérialisé par le randonneur correspond, à une dizaine
de mètres près, à celui indiqué par le MSS et déjà étudié supra, en premier lieu.
Cette indication conforte l’hypothèse qu’il est le point de récupération le plus
probable.
Ce premier point du randonneur confirme donc le point indiqué par le
MSS.
¾ Un deuxième point a été indiqué par le randonneur. Il fait suite à une
reconnaissance effectuée avec la gendarmerie de Tarbes au cours de laquelle il
pensait reconnaître une zone de récupération et non un point précis. Il a, peu de
temps après, éliminé ce point de récupération et confirmé le premier point qu’il
avait indiqué.
Une étude approfondie de cette zone mérite toutefois d’être menée pour
déterminer les possibilités de poser patin qu’elle offre.
Cette zone est située à environ 200 mètres de dénivelée au-dessus du point
final du crash, à 2700 mètres d’altitude et à mi chemin entre le crash et le point
indiqué par le MSS.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Particulièrement difficile d’accès à pied, elle est relativement pentue et n’offre
pas beaucoup de possibilité de poser en appui patin, voire aucune.
Un seul endroit dans cette zone pourrait être de nature à conduire un pilote à
essayer de se poser en appui patin.
C’est un endroit particulièrement proche de la paroi et des obstacles (rocher
proéminant), assez exigu et sujet à de nombreuses chutes de pierre.
Il demande, obligatoirement, avant d’essayer de s’y poser, d’effectuer une
reconnaissance de zone très pointue.
Cette reconnaissance, si elle est menée dans les règles de l’art, doit inciter le
pilote, mais aussi l’équipage, à prendre la décision de treuiller le randonneur
pour le secourir.
Compte tenu des éléments cités supra et de l’absence de débris dans
cette zone, il convient d’éliminer ce deuxième point indiqué par le
randonneur.
2.4. AUTRE POINT POSSIBLE SUPPOSÉ PAR LE GROUPE
D’ENQUÊTE
Compte tenu de la façon dont l’appareil a initialement impacté le sol (violemment et
verticalement), et de l’éloignement du point de poser patin indiqué par le MSS et le
secouru par rapport au point d’impact, il est nécessaire de supposer qu’un autre point
de récupération est possible.
Il pourrait être positionné dans un secteur situé au dessus du point de crash, à plus ou
moins 10 ou 20° de sa verticale, et plus particulièrement au centre du cercle en
pointillés matérialisé sur la photographie ci-après.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Ce point de récupération supposé (« point des enquêteurs »), sera pris en
compte dans le chapitre traitant de « l’énoncé et de la vérification des
hypothèses ».
Autre point de récupération possible
situé à la verticale de la position de l’épave
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Position du
BK 117 C2
Autre point de
récupération
possible
En conclusion, aucun débris ou trace n’ont été retrouvés autour de ce « point des
enquêteurs », autour du « point du MSS », pas plus qu’autour d’aucun autre point de
récupération envisagé.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
3. PERTE D’EFFICACITÉ DU ROTOR ANTICOUPLE
(LOSS OF TAIL ROTOR EFFECTIVENESS LTE)
Traduction partielle de la circulaire N°90-95 émise par
la FAA37
La perte d'efficacité du rotor de queue est une condition aérodynamique critique de
vol à basse vitesse qui peut conduire à un brusque mouvement de lacet non
commandé qui ne se réduit pas de lui-même et qui, s'il n'est pas corrigé, peut
entraîner la perte de contrôle de l'appareil.
Le LTE n'est pas lié à une déficience de la maintenance et peut se produire à des
degrés divers sur tout hélicoptère mono rotor pour des vitesse aérodynamiques
inférieures à 30 kt. Le LTE n'est pas nécessairement le résultat d'une insuffisance de
la marge de contrôle.
La marge de contrôle de l'anticouple établie lors des essais de la FAA est
précisément définie et a été déterminée pour tenir compte de manière adéquate des
vitesses de vent arrière et traversier approuvées, ainsi que pour contrer des rafales de
vent de force raisonnable. Ces essais sont basés sur le postulat que le pilote a
connaissance de l'azimut de vent critique pour son hélicoptère et maintient le
contrôle de l'hélicoptère en ne permettant pas à des taux de lacet excessifs de se
développer.
37
FAA : federal aviation agency (agence fédérale de l'aviation).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Le LTE a été identifié comme un facteur contributif dans plusieurs accidents
d'hélicoptère lié à une perte de contrôle. Les vols à basse altitude et basse vitesse
dans lequel l'attention du pilote est susceptible d'être détournée des conditions
dynamiques de contrôle de l'hélicoptère, sont particulièrement sensibles à ce
phénomène.
Les trois exemples suivants sont caractéristiques de ce type d'accident.
¾ Un hélicoptère est entré en collision avec le sol à la suite d'une perte de
contrôle lors d'une phase d'approche à l'atterrissage. Le pilote a rapporté qu'il
était en approche sur un site d'atterrissage placé sur une crête, quand à 70 ft au
dessus du sol, à une vitesse de 20 kt, une rafale a induit une perte de contrôle
directionnel. L'hélicoptère est parti en rotation rapide par la droite autour de
l'axe du rotor. Le pilote n'a pu reprendre le contrôle de l'appareil avant de
toucher le sol.
¾ Un hélicoptère s'est écrasé sur le sommet du Mont Pike à altitude de 14000 ft
MSL38. Le pilote a indiqué qu'il avait fait un passage à basse hauteur au dessus
du sommet avec un vent de face de 40 kt avant de perdre l'efficacité du rotor de
queue. Il a ensuite perdu le contrôle directionnel et a touché le sol.
¾ Un hélicoptère est entré dans un virage à droite non commandé et est entré en
collision avec le sol. Le pilote évoluait à environ 300 ft AGL39 quand l'appareil
est entré dans un virage à droite non commandé. Incapable de reprendre le
contrôle, il a coupé les gaz et a tenté un atterrissage d'urgence dans un parc
urbain.
38
39
MSL : mean sea level (altitude, exprimée en pieds, mesurée à partir du niveau moyen de la mer.)
AGL : above ground level (altitude, exprimée en pieds, mesurée à partir du niveau du sol).
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
COMPRENDRE LE PHENOMENE LTE
Pour comprendre le LTE, le pilote doit d'abord comprendre la fonction du système
anticouple.
Sur les hélicoptères mono rotor de fabrication américaine, le rotor principal tourne
dans le sens inverse des aiguilles d'une montre en vue de dessus.
Le couple produit par le rotor principal provoque la rotation du fuselage de l'appareil
dans le sens opposé (le nez part à droite). Le système anticouple fournit une poussée
qui contrecarre ce couple et permet le contrôle directionnel en vol stationnaire.
Sur certains hélicoptères de fabrication européenne ou russe, le rotor principal tourne
dans le sens des aiguilles d'une montre en vue de dessus.
Dans ce cas, le couple produit par le rotor principal provoque la rotation du fuselage
de l'appareil dans la direction opposée (le nez part à gauche en vue de dessus).
La poussée du rotor de queue contrecarre ce couple et permet le contrôle directionnel
en vol stationnaire. (Note : nous étudierons le cas des hélicoptères de fabrication
américaine.)
La poussée du rotor de queue est contrôlée par l'appui sur la pédale anticouple par le
pilote. Si le rotor de queue génère plus de poussée que nécessaire pour contrer le
couple du rotor principal, l'hélicoptère prendra un mouvement de lacet et tournera
par la gauche autour de l'axe vertical. Si une poussée inférieure du rotor de queue est
générée, l'hélicoptère tournera en lacet à droite. En faisant varier la poussée générée
par le rotor de queue, le pilote contrôle son cap en vol stationnaire.
En l'absence de vent, pour un réglage de couple de rotor principal donné, il existe
une valeur exacte de poussée du rotor de queue qui permet d'empêcher l'hélicoptère
de partir en lacet à droite ou à gauche. Ceci est appelé la poussée d'équilibre du rotor
de queue. Pour maintenir un cap constant en vol stationnaire, le pilote doit maintenir
la poussée du rotor de queue à la valeur de la poussée d'équilibre.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Cependant, l'environnement dans lequel les hélicoptères évoluent, n'est pas contrôlé.
Les hélicoptères sont constamment soumis à des variations de vent en force et en
direction. La poussée d'équilibre requise en vol réel dépend des effets du vent. Si un
mouvement de lacet à droite non commandé apparaît, il peut être le fait d'une
réduction de la poussée effective du rotor de queue, du fait du vent.
Le vent peut aussi augmenter la poussée du système anticouple. Dans ce cas,
l'hélicoptère réagira par un mouvement de lacet à gauche non commandé. Le vent
peut produire des variations de la poussée du système anticouple. Certaines
directions relatives du vent sont plus susceptibles que d'autres de produire des
variations de la poussée du rotor de queue. Ces directions relatives du vent, ou
secteurs, forment un environnement propice au LTE.
CONDITIONS DANS LESQUELLES LE LTE PEUT SE PRODUIRE
Toute manœuvre qui nécessite que le pilote opère à puissance élevée, à basse vitesse
avec un vent traversier gauche ou arrière, crée un environnement où un mouvement
de lacet droite non commandé peut se produire.
Les virages à droite sont davantage susceptibles de conduire au phénomène LTE.
Ceci est particulièrement vrai lors des vols à basse vitesse car le pilote peut être dans
l'incapacité d'arrêter la rotation. L'hélicoptère aura tendance à partir en lacet à droite.
Une réponse adaptée au bon moment au lacet à droite non commandé est critique. Le
mouvement de lacet est généralement contrable si une action supplémentaire sur la
pédale gauche du palonnier est appliquée immédiatement. Si la réponse est incorrecte
ou trop tardive, la vitesse de lacet peut rapidement augmenter jusqu’à un point où la
récupération n'est pas possible.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
Une simulation informatique a montré que si le pilote tardait à inverser l'action sur le
palonnier lors d'un passage à une situation de vent traversier gauche (où une action
prononcée sur la pédale droite du palonnier est nécessaire pour contrer le dérapage) à
celle du vent arrière, le contrôle serait perdu et l'appareil tournerait sur plus de 360°
avant de s'arrêter.
Le pilote doit anticiper ces variations, se concentrer sur le pilotage et ne pas laisser
s'installer le mouvement de lacet. La prudence doit être de mise dans l'exécution du
virage à droite dans des conditions propices au LTE.
CARACTERISTIQUES DE VOL DU LTE.
Des essais en vol et en soufflerie approfondis ont été conduits par les fabricants
d'hélicoptères. Ces essais ont identifié quatre secteurs d'azimuts de vent relatif et les
caractéristiques d'appareils résultantes, qui peuvent, soit isolément ou de manière
combinée, créer un environnement favorable au LTE de nature à affecter
défavorablement la contrôlabilité des appareils. Un résultat direct de ces essais, est
que les opérations dans les régimes de basse vitesse, augmentent considérablement la
charge de travail du pilote.
Bien que des azimuts de vents déterminés ont été identifiés pour chaque secteur, le
pilote doit être conscient que ces azimuts fluctuent en fonction des conditions
d'environnement. Ces régions se chevauchent effectivement. Les variations de
poussée les plus importantes se produisent dans les zones de chevauchement.
Ces conditions ne sont présentes qu'aux vitesses air inférieures à 30 noeuds et
s'appliquent à tous les hélicoptères mono rotor.
Les données des essais en vol ont montré que le rotor de queue ne décrochait
pas lorsque le phénomène LTE se produit.
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INTERFERENCES DU VORTEX DU DISQUE DU ROTOR PRINCIPAL
(285° à 315°)
¾ Des vents de vitesse compris entre 10 et 30 kt environ venant du secteur avant
gauche conduiront le vortex du rotor principal à être soufflé dans le rotor de
queue de part le vent relatif. L'effet du vortex du disque du rotor principal est
d'amener le rotor de queue à travailler dans un environnement extrêmement
turbulent.
¾ Pendant un virage à droite, le rotor de queue subira une réduction de la poussée
lorsqu'il viendra à opérer dans le champ du vortex du disque du rotor principal.
La diminution de la poussée du rotor de queue provient des variations du flux
d'air qu'il subit lorsque le vortex du disque du rotor principal se déplace au
travers du disque du rotor de queue. L'effet du vortex du disque du rotor
principal est d'augmenter l'angle d'attaque des pales du rotor de queue
(augmentation de la poussée).
¾ L'augmentation de l'angle d'attaque nécessite que le pilote agisse davantage sur
la pédale droite du palonnier (réduction de poussée) pour maintenir le même
taux de virage.
¾ Lorsque le vortex du disque du rotor principal dépasse le rotor de queue,
l'angle d'attaque du rotor de queue est réduit. Cette réduction de l'angle
d'attaque produit une réduction de la poussée et une accélération d'un lacet à
droite s'installe. Cette accélération peut être surprenante puisque le pilote était
précédemment en train d'accentuer la pression sur la pédale droite pour
maintenir le taux de virage à droite.
¾ Cette réduction de poussée se produira brutalement et si elle n'est pas
rapidement corrigée, se transformera en une rotation brutale et incontrôlable
autour de l'axe du rotor. En opérant dans ce secteur, le pilote doit être conscient
que la réduction de la poussée du rotor peut survenir brutalement et il doit être
prêt à réagir rapidement et contrer la réduction de poussée par une action sur la
pédale gauche.
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EFFET GIROUETTE (120° à 240°)
¾ Des vents arrière du 120° au 240°, tout comme les vents traversiers gauche,
conduiront à une forte charge de travail du pilote. La caractéristique la plus
significative des vents arrière est, qu'ils agiront comme des accélérateurs du
mouvement de lacet. Les vents dans ce secteur tendront à placer le nez de
l'appareil dans le lit du vent relatif. Cette caractéristique est liée au fuselage et à
l'empennage vertical.
¾ L'hélicoptère fera un lent virage non commandé, soit à gauche, soit à droite,
selon la direction exacte du vent à moins qu'une action contraire sur la pédale
de palonnier soit faite. Si une vitesse de lacet s'est établie dans l'une ou l'autre
direction, elle sera accélérée dans la même direction quand le vent relatif
entrera dans le secteur 120° - 240° à moins qu'une action corrective soit
entreprise.
¾ Si le pilote laisse une vitesse de lacet à droite se développer et que la queue de
l'hélicoptère se déplace dans ce secteur, la vitesse de lacet peut s'accélérer
rapidement. Il est impératif que le pilote maintienne un contrôle ferme du lacet
et porte toute son attention sur le maintien du contrôle de l'appareil lors du vol
en condition de vent arrière.
¾ L'hélicoptère peut opérer en sécurité dans les secteurs de vent relatif
précédemment mentionnés si une attention correcte est portée au maintien du
contrôle. Si le pilote relâche son attention pour une raison quelconque et qu'une
vitesse de lacet s'établit dans un des secteurs de vent relatifs mentionnés, la
vitesse de lacet peut augmenter.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
SITUATION D’ANNEAU DE VORTEX DU ROTOR DE QUEUE (210° à 330°)
¾ Les vents dans ce secteur conduiront à l'établissement d’une situation d'anneau
du vortex du rotor de queue. Alors que le flux d'air passe au travers du rotor de
queue, il crée une poussée du rotor de queue sur la gauche. Un vent traversier
gauche s'opposera à cette poussée du rotor de queue. Ceci conduit à la
formation de l'anneau vortex qui produit un flux d'air non uniforme et instable
dans le rotor de queue. Cette situation d'anneau vortex entraîne des variations
de la poussée du rotor de queue amenant des écarts en lacet. L'effet résultant de
ce flux instable est une oscillation de la poussée du rotor de queue. C'est la
raison pour laquelle des mouvements rapides et continus sur le palonnier sont
nécessaires en vol stationnaire par vent traversier gauche.
¾ En réalité, le pilote tente en permanence de compenser les changements rapides
de la poussée du rotor de queue. Le maintien d'un cap précis dans ce secteur est
difficile. Le LTE peut se produire lorsque le pilote exagère les manœuvres
nécessaires.
¾ La charge de travail importante sur le palonnier résultant de la situation
d’anneau du vortex du rotor de queue est bien connue et les hélicoptères sont
régulièrement pilotés dans ce domaine. Ces conditions ne présentent pas de
problèmes significatifs à moins d'une action corrective tardive.
¾ Quand la poussée générée est inférieure à celle requise, l'hélicoptère partira en
lacet à droite. En vol stationnaire par vent traversier gauche, le pilote doit se
concentrer sur une coordination souple des pédales et ne pas se laisser se
développer un mouvement de lacet droit.
¾ Si le pilote laisse s'installer une vitesse de lacet droit, l'hélicoptère peut tourner
dans le secteur de l'azimut du vent où l’effet de girouette accélèrera ensuite le
virage à droite.
La charge de travail pendant une situation d’anneau vortex sera élevée. On ne
devra pas laisser s'installer une augmentation du taux de lacet droit.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
PERTE DE LA PORTANCE TRANSLATIONNELLE
¾ La perte de portance translationnelle résulte d'une augmentation de la demande
de puissance et de besoins additionnels d'anticouple.
¾ Cette condition est plus marquée lors des opérations près de où à la puissance
maximale et est associée au LTE pour deux raisons :
⇒ premièrement si l'attention du pilote est détourné du fait d'une augmentation
de la vitesse de roulis droit, le pilote peut ne pas se rendre compte que
l'appareil n'est plus face au vent et de ce fait la portance translationnelle est
réduite.
⇒ deuxièmement, si le pilote ne maintient pas la vitesse air lors d'un virage à
droite en vent arrière, l'appareil peut subir une accélération de la vitesse de
lacet à droite, alors que la demande de puissance augmente et que la vitesse
de chute augmente. Une attention insuffisante du pilote à la direction et à la
vitesse du vent peut conduire à une perte inattendue de la portance
translationnelle. Lors d'opérations près de ou à la puissance maximale,
l'augmentation de la demande de puissance pourrait conduire à une
réduction de la vitesse de rotation du rotor.
¾ Le pilote doit constamment prendre en considération le cap de l’appareil, la
trace au sol et la vitesse du sol apparente qui conduisent tous à des sensations
de dérive dues au vent ou des sensations de vitesse. Laisser dériver un
hélicoptère au dessus du sol de part le vent conduit à une perte de la vitesse
relative du vent et une diminution correspondante de la portance
translationnelle. Toute réduction de la portance translationnelle se traduira par
une augmentation des besoins de puissance et de l’anticouple.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
AUTRES FACTEURS
Les facteurs suivants peuvent influencer de manière significative l'intensité du
déclenchement du LTE.
¾ Masse totale et densité de l'air
Une augmentation de l'un ou l'autre de ces facteurs diminuera la marge de
puissance entre la puissance maximale disponible et la puissance requise pour
le stationnaire.
Le pilote devrait conduire les manœuvres à basse vitesse et basse altitude à la
masse minimale.
¾ Basse vitesse indiquée
Aux vitesses inférieures à la portance translationnelle, le rotor de queue doit
fournir pratiquement 100 % du contrôle directionnel. Si la valeur de la poussée
rotor requise n'est pas disponible pour quelques raisons que ce soit, l'appareil
partira en lacet droit.
¾ Ecroulement de la puissance
Une application rapide de puissance peut conduire à un écroulement transitoire
de la puissance. Toute diminution dans la vitesse de rotation du rotor principal
amènera une réduction correspondante de la poussée du rotor de queue.
Le pilote doit anticiper cela et appliquer une action additionnelle sur la pédale
gauche du palonnier pour contrer le couple du rotor principal. Toutes les
demandes de puissance doivent être faites le plus souplement possible pour
minimiser les effets d'un écroulement de puissance.
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Rapport public d’enquête technique – novembre 2004
REDUIRE LES CONDITIONS DE DECLENCHEMENT DU LTE
Dans le but de réduire les conditions de déclenchement du LTE, le pilote devra :
¾ s'assurer que le rotor de queue est réglé conformément au manuel de
maintenance.
¾ maintenir le maximum de puissance pour la vitesse de rotation du rotor
principal. Si on laisse diminuer la vitesse de rotation du rotor principal, la
poussée anticouple diminue proportionnellement.
LORS DES MANŒUVRES ENTRE LE VOL STATIONNAIRE ET LA
VITESSE DE 30 KT
¾ Eviter les vents arrière : si une perte de portance translationnelle se produit,
cela se traduira par une augmentation de la demande de la puissance et des
besoins d'un anticouple additionnel.
¾ Eviter le stationnaire hors effet de sol et les situations demandant une forte
puissance tels que les virages à basse vitesse en vent arrière.
¾ Etre particulièrement attentif aux variations de vitesse et de direction du vent
en vol stationnaire par vents compris entre 8 et 12 kt environ
(particulièrement hors effet de sol). Pour le pilote, il n'y a pas d'indication
claire d'une réduction de la portance translationnelle. Une perte de portance
translationnelle se traduit par une forte demande de puissance non prévue et
une augmentation des besoins en anticouple.
¾ Etre conscient que si une forte action sur la pédale gauche du palonnier est
maintenue, l’action nécessaire pour conter un mouvement de lacet à droite non
prévu pourra ne pas être disponible.
¾ Etre attentif au changement des conditions de vent et de vol de l'appareil qui
pourraient être rencontrées lors des vols le long des crêtes et autour des
bâtiments.
¾ Rester vigilant aux conditions de vent et de puissance.
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TECHNIQUES DE RECUPERATION RECOMMANDEES
Si un mouvement de lacet brutal à droite se produit, le pilote devrait entreprendre les
actions suivantes :
¾ Appliquer une action maximale sur le palonnier gauche. Simultanément
avancer la commande de pas cyclique vers l'avant pour augmenter la vitesse. Si
l'altitude le permet, réduire la puissance.
¾ Une fois la récupération effectuée, ajuster les commandes correspondantes au
vol rectiligne vers l'avant.
¾ La réduction du pas collectif participera à l'arrêt du mouvement de lacet mais
pourra engendrer une augmentation du taux de descente. Toute augmentation
importante et rapide du pas collectif pour éviter le sol ou un obstacle peut
augmenter davantage la vitesse de rotation en lacet et réduire la vitesse de
rotation du rotor.
¾ L'amplitude de la réduction du pas collectif devra tenir compte de la hauteur au
dessus des obstacles ou du sol, la masse totale de l'appareil et des conditions
atmosphériques ambiantes.
¾ Si la rotation ne peut être arrêtée et que l'impact est imminent, une autorotation
peut être la meilleure alternative. Le pilote devra maintenir une pleine action
sur la pédale gauche du palonnier jusqu'à l'arrêt de la rotation et ensuite
entreprendre une action adaptée au maintien du cap.
Les différentes directions du vent peuvent affecter significativement les vitesses
de rotation en lacet pour une position de palonnier donnée. Le principe le plus
important pour le pilote est d'avoir à l'esprit que le rotor de queue ne décroche
pas aérodynamiquement. L'action corrective est d'appliquer un effort sur le
palonnier dans le sens opposé au virage.
Eviter le LTE peut être efficacement entrepris par des pilotes ayant
connaissance de ce phénomène et des conditions propices à son déclenchement.
Une action appropriée et à l'instant opportun est essentielle.
En maintenant une attention particulière au vent à ses effets sur l'appareil, le
pilote peut réduire significativement l'exposition au LTE.
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