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RAPPORT D’ENQUÊTE AÉRONAUTIQUE
A09A0016
PANNE DE BOÎTE DE TRANSMISSION PRINCIPALE ET
COLLISION AVEC UN PLAN D’EAU
DU SIKORSKY S-92A C-GZCH
EXPLOITÉ PAR COUGAR HELICOPTERS INC.
À 35 MILLES MARINS À L’EST DE ST. JOHN’S
(TERRE-NEUVE-ET-LABRADOR)
LE 12 MARS 2009
RÉSUMÉ DE
L’ÉVÉNEMENT
A09A0016
ÉVÉNEMENT
QUESTIONS DE
SÉCURITÉ
RECOMMANDATIONS
DU BST
Panne de boîte de transmission et
collision avec un plan d’eau
• du Sikorsky S-92A C-GZCH exploité par
Cougar Helicopters Inc. à 35 nm à l’est de
St. John’s (Terre-Neuve et Labrador)
Le 12 mars 2009, un hélicoptère Sikorsky S-92A du transporteur Cougar
Helicopters à destination de la plateforme de forage Hibernia a éprouvé
une perte totale d’huile dans la boîte de transmission principale.
L’équipage a fait descendre l’hélicoptère à 800 pieds puis a mis le cap sur
St. John’s. À environ 35 milles marins de St. John’s, lors d’un amerrissage
forcé, l’hélicoptère a percuté l’eau à une grande vitesse verticale. Un des
passagers a survécu et les 17 autres personnes à bord se sont noyées.
•
Il se peut que les giravions de catégorie A certifiés en fonction du
critère « extrêmement rare » ne puissent fonctionner pendant une
période continue de 30 minutes si la boîte de transmission principale
n’est lubrifiée qu’avec l’huile résiduelle.
•
Compte tenu du milieu d’exploitation actuel, il est peut-être possible
d’un point de vue technique, et viable sur le plan économique, de
fabriquer un hélicoptère qui puisse fonctionner pendant plus de
30 minutes après que la boîte de transmission principale a perdu
beaucoup d’huile.
•
Les équipages et les passagers d’hélicoptères au Canada demeurent à
risque lorsque les hélicoptères survolent des mers de forces plus
élevées que celles pour lesquelles les dispositifs de flottaison d’urgence
ont été conçus.
•
Sans dispositif respiratoire de secours, les occupants n’ont que très peu
de temps pour évacuer un hélicoptère immergé ou chaviré avant de
perdre leur souffle dans l’eau froide.
•
La Federal Aviation Administration, Transports Canada et l’Agence
européenne de la sécurité aérienne éliminent la clause « extrêmement
rare » de la règle exigeant qu’un hélicoptère de catégorie A puisse
fonctionner durant 30 minutes après une perte d’huile de la boîte de
transmission principale pour tous les nouveaux appareils, et qu’ils
fassent de même pour les appareils existants après l’octroi d’une
période de transition.
•
La Federal Aviation Administration réévalue l’exigence imposée aux
hélicoptères de transport de catégorie A selon laquelle ces derniers
doivent pouvoir fonctionner avec une boîte de transmission principale
à sec pendant 30 minutes.
•
Transports Canada interdise l’exploitation commerciale d’hélicoptères
de transport de catégorie A en survol maritime lorsque l’état des mers
ne permet pas d’amerrir de façon sécuritaire et de réussir l’évacuation
de l’appareil.
• Transports Canada rende obligatoires les dispositifs respiratoires
submersibles de secours pour tous les occupants d’hélicoptères en
survol maritime qui sont tenus de revêtir une combinaison pour
passagers d’aéronef.
Le Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST) a enquêté sur cet événement dans le
seul but de promouvoir la sécurité des transports. Le Bureau n’est pas habilité à attribuer ni à
déterminer les responsabilités civiles ou pénales.
Rapport d’enquête aéronautique
Panne de boîte de transmission principale et
collision avec un plan d’eau
du Sikorsky S-92A C-GZCH
exploité par Cougar Helicopters Inc.
à 35 milles marins à l’est de St. John’s
(Terre-Neuve-et-Labrador)
le 12 mars 2009
Rapport numéro A09A0016
Résumé
Le 12 mars 2009 à 9 h 17, heure avancée de Terre-Neuve-et-Labrador, le Sikorsky S-92A
(immatriculation C-GZCH, numéro de série 920048) de Cougar Helicopters exploité sous le
numéro de vol Cougar 91 (CHI91), décolle de l’aéroport international de St. John’s (TerreNeuve-et-Labrador) à destination de la plateforme de forage Hibernia avec à son bord
16 passagers et 2 membres d’équipage. Vers 9 h 45, soit 13 minutes après la mise en palier à
l’altitude prévue de 9000 pieds au-dessus du niveau de la mer (asl), un voyant d’alarme pour la
pression d’huile de la boîte de transmission principale s’allume. L’hélicoptère est à environ
54 milles marins de l’aéroport de St. John’s. L’équipage déclare une situation d’urgence et
commence à descendre en faisant demi-tour pour revenir à St. John’s. Il descend jusqu’à
800 pieds asl et se met en palier à un cap de 293 degrés magnétiques et à une vitesse de
133 nœuds. À 9 h 55, à environ 35 milles marins de St. John’s, l’équipage signale qu’il fait un
amerrissage forcé. Moins d’une minute plus tard, l’hélicoptère percute la surface de l’eau en
cabré légèrement incliné à droite, à une faible vitesse avant mais à un taux de descente élevé. Le
fuselage est lourdement endommagé et l’hélicoptère coule rapidement par 169 mètres de fond.
Un passager gravement blessé survit et est secouru environ 1 heure et 20 minutes après
l’accident. Les 17 autres passagers périssent noyés. Aucun signal en provenance de l’émetteur
de localisation d’urgence de l’hélicoptère ou des radiobalises individuelles des occupants n’est
détecté.
This report is also available in English.
© Ministre des Travaux publics et des Services gouvernementaux 2010
no de cat. TU3-5/09-0016F
ISBN 978-1-100-96382-2
TABLE DES MATIÈRES
1.0
Renseignements de base ......................................................................1
1.1
Déroulement du vol ................................................................................................... 1
1.1.1
Préparation du vol ...................................................................................................... 1
1.1.2
Départ et croisière ....................................................................................................... 1
1.1.3
Détection de la panne et descente ............................................................................ 1
1.1.4
Mise en palier et poursuite du vol à 800 pieds asl ................................................. 4
1.1.5
Lieu de l’accident et sauvetage du survivant ......................................................... 4
1.2
Victimes ........................................................................................................................ 5
1.3
Dommages à l’aéronef................................................................................................ 5
1.4
Autres dommages ....................................................................................................... 6
1.5
Renseignements sur le personnel ............................................................................. 7
1.5.1
Généralités ................................................................................................................... 7
1.5.2
Commandant de bord ................................................................................................ 7
1.5.3
Copilote ........................................................................................................................ 8
1.6
Renseignements sur l’aéronef ................................................................................... 9
1.6.1
Généralités ................................................................................................................... 9
1.6.2
Examen des dossiers de maintenance .................................................................... 11
1.6.3
Boîte de transmission principale du S-92A ........................................................... 11
1.6.3.1
Description................................................................................................................. 11
1.6.3.2
Principes de la lubrification..................................................................................... 15
1.6.3.3
Vidange de la BTP et remplacement des filtres du S-92A .................................. 16
1.6.4
Réservoir de carburant auxiliaire ........................................................................... 17
1.6.5
Dispositifs de sécurité et résistance à l’impact du S-92A .................................... 17
1.6.6
Dispositif de flottaison d’urgence .......................................................................... 18
1.6.7
Émetteur de localisation d’urgence ........................................................................ 19
1.7
Renseignements sur les conditions météorologiques .......................................... 20
1.7.1
Conditions météorologiques observées à CYYT .................................................. 20
1.7.2
Conditions météorologiques observées en mer.................................................... 21
1.7.3
Conditions météorologiques en vol ....................................................................... 21
1.8
Aides à la navigation ................................................................................................ 21
1.9
Communications ....................................................................................................... 22
1.9.1
Communications avec l’ACC de Gander .............................................................. 22
1.9.2
Communications avec le centre de régulation des vols de Cougar ................... 22
1.9.3
Communications internes et externes .................................................................... 22
1.10
Renseignements sur l’aérodrome ........................................................................... 23
1.10.1
Généralités ................................................................................................................. 23
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS iii
TABLE DES MATIÈRES
1.10.2
Surface d’atterrissage du cap Spear ....................................................................... 23
1.11
Enregistreur de bord ................................................................................................ 24
1.11.1
Généralités ................................................................................................................. 24
1.11.2
Interruption d’alimentation de l’enregistreur de bord multifonction............... 24
1.11.3
Données HUMS ........................................................................................................ 26
1.12
Renseignements sur l’épave et sur l’impact.......................................................... 26
1.12.1
Examen préliminaire de l’épave ............................................................................. 26
1.12.2
Empreinte des dommages et caractéristiques de l’impact .................................. 27
1.12.3
Examen de la BTP de CHI91 ................................................................................... 28
1.12.4
Examen de la cuve du filtre de la BTP de CHI91 ................................................. 29
1.12.5
Essai sur des ensembles goujons-écrous de la cuve du filtre à huile ................ 29
1.12.6
Réservoir de carburant auxiliaire ........................................................................... 30
1.12.7
Examen du dispositif de flottaison d’urgence ...................................................... 30
1.12.8
Examen des sièges et des harnais de sécurité ....................................................... 31
1.13
Renseignements médicaux ...................................................................................... 31
1.13.1
Généralités ................................................................................................................. 31
1.13.2
Équipage .................................................................................................................... 32
1.13.3
Passagers .................................................................................................................... 32
1.14
Incendie ...................................................................................................................... 33
1.15
Questions relatives à la survie des occupants ...................................................... 34
1.15.1
Généralités ................................................................................................................. 34
1.15.2
Normes de formation élémentaire sur la survie................................................... 36
1.15.3
Examen de la qualité du programme de FES ....................................................... 38
1.15.4
Périodicité et réalisme de la FES ............................................................................. 40
1.15.5
FES destinée aux équipages de conduite qui participent à des opérations
en haute mer .............................................................................................................. 42
1.15.6
Normes et règlements actuels sur les combinaisons pour passagers
d’aéronef .................................................................................................................... 43
1.15.7
Combinaisons de survie des équipages de Cougar Helicopters ........................ 45
1.15.8
Combinaisons pour passagers d’aéronef .............................................................. 47
1.15.9
Mise en service des combinaisons pour passagers d’aéronef ............................ 49
1.15.10
Examen des normes régissant les combinaisons pour passagers d’aéronef .... 49
1.15.11
Combinaisons pour passagers d’aéronef et dimensions des hublots................ 49
1.15.12
Radiobalise individuelle de repérage .................................................................... 50
1.15.13
Dispositif respiratoire submersible de secours..................................................... 51
1.15.14
Casques et visières de l’équipage de conduite ..................................................... 52
1.16
Essais et recherches................................................................................................... 53
iv BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
TABLE DES MATIÈRES
1.17
Renseignements sur les organismes et la gestion................................................. 54
1.17.1
Aperçu général de l’organisme ............................................................................... 54
1.17.2
Système de gestion de la sécurité ........................................................................... 54
1.17.2.1
Généralités ................................................................................................................. 54
1.17.2.2
SGS de Cougar Helicopters ..................................................................................... 55
1.17.2.3
Tableau d’évaluation des risques et centre de régulation des vols Cougar ..... 56
1.17.2.4
Suivi des données de vol des hélicoptères et système de surveillance des
cycles de fonctionnement du S-92A ....................................................................... 57
1.17.2.5
Surveillance réglementaire externe et interne des opérations de Cougar
Helicopters ................................................................................................................. 57
1.17.3
Formation des pilotes de S-92A de Cougar Helicopters ..................................... 58
1.17.3.1
Exigences réglementaires......................................................................................... 58
1.17.3.2
Formation théorique concernant le S-92A ............................................................. 60
1.17.3.3
Dispositif d’entraînement de vol et formation sur simulateur de S-92A.......... 61
1.18
Renseignements supplémentaires .......................................................................... 61
1.18.1
Procédures d’urgence et gestion des situations d’urgence ................................. 61
1.18.1.1
Généralités ................................................................................................................. 61
1.18.1.2
Principes d’élaboration des procédures en cas de situations anormales et
d’urgence ................................................................................................................... 62
1.18.1.3
Manuel de vol de l’hélicoptère du S-92A .............................................................. 65
1.18.1.4
Perte de poussée du rotor de queue ....................................................................... 70
1.18.1.5
Autorotation de l’hélicoptère .................................................................................. 71
1.18.1.6
Comparaison des procédures en cas de panne BTP ............................................ 73
1.18.1.7
SOP de Cougar Helicopters..................................................................................... 74
1.18.1.8
Liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters ...................................... 75
1.18.1.9
Gestion de la situation d’urgence par l’équipage de conduite
du vol CHI91 ............................................................................................................. 77
1.18.2
Formation en gestion des ressources de l’équipage ............................................ 82
1.18.2.1
Objectif de la CRM.................................................................................................... 82
1.18.2.2
Règlement canadien concernant la CRM .............................................................. 83
1.18.2.3
Formation en CRM de Cougar Helicopters .......................................................... 86
1.18.2.4
Évolution de la CRM ................................................................................................ 87
1.18.2.5
Évolution récente ...................................................................................................... 89
1.18.2.6
Meilleures pratiques en matière de CRM.............................................................. 89
1.18.2.6.1 Gestion des tâches et de la charge de travail et gestion des urgences .............. 89
1.18.2.6.2 Prise de décision ....................................................................................................... 91
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS v
TABLE DES MATIÈRES
1.18.2.6.3 Communications entre les membres d’équipage ................................................. 92
1.18.2.6.4 Procédures d’utilisation normalisées et listes de vérifications........................... 93
1.18.3
Événements antérieurs et suivi ............................................................................... 93
1.18.3.1
Pannes antérieures de pompe à huile de BTP ...................................................... 93
1.18.3.2
Incident subi par l’hélicoptère de CHC en Australie-Occidentale le
2 juillet 2008 ............................................................................................................... 94
1.18.3.3
Processus de gestion de la sécurité de Sikorsky ................................................... 96
1.18.3.4
Mesures de maintenance et de suivi antérieures ................................................. 97
1.18.3.5
Premières mesures prises par Sikorsky ................................................................. 98
1.18.3.6
Examens indépendants au Canada ........................................................................ 98
1.18.3.7
Analyse et évaluation des risques subséquentes de Sikorsky ............................ 98
1.18.3.8
Examen des goujons de montage et des écrous de la cuve de filtre
du CHI91 par le BST .............................................................................................. 100
1.18.3.9
Examen des méthodes de remplacement des filtres BTP de Cougar
Helicopters ............................................................................................................... 101
1.18.3.10 Mesures prises par Sikorsky ................................................................................. 102
1.18.4
Dispositifs de flottaison d’urgence ....................................................................... 104
1.18.4.1
Contexte ................................................................................................................... 104
1.18.4.2
Bien-fondé des exigences visant les dispositifs de flottaison d’urgence
pour hélicoptères .................................................................................................... 104
1.18.4.3
Recherche et développement concernant les DFU............................................. 105
1.18.4.4
Caractéristiques et développement des composants des DFU ........................ 107
1.18.4.5
Source d’alimentation électrique autonome ....................................................... 107
1.18.4.6
Technologie des générateurs de gaz à froid........................................................ 108
1.18.5
Certification de la BTP du S-92A .......................................................................... 108
1.18.5.1
Exigences de certification ...................................................................................... 108
1.18.5.2
Expérience de certification de la BTP du S-92A ................................................. 111
1.18.5.3
Certification de la BTP du S-92A avec dispositif de dérivation
du refroidisseur d’huile ......................................................................................... 112
1.18.5.4
Validation de la certification de la BTP du S-92A par les
Joint Airworthiness Authorities ........................................................................... 113
1.18.5.5
Validation de la certification de la BTP du S-92A par Transports Canada .... 114
1.18.5.6
Considérations liées au fonctionnement à sec de la BTP .................................. 115
1.18.5.7
Commercialisation du S-92A ................................................................................ 115
1.18.6
Médias sociaux ........................................................................................................ 116
1.19
Techniques d’enquête utiles ou efficaces ............................................................ 117
1.19.1
Navire de récupération .......................................................................................... 117
vi BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
TABLE DES MATIÈRES
1.19.2
2.0
Récupération de l’épave ........................................................................................ 117
Analyse ...............................................................................................120
2.1
Certification du S-92A ............................................................................................ 120
2.2
Mesures d’atténuation prises à la suite de l’incident du S-92A
australien de CHC .................................................................................................. 121
2.3
Panne de la BTP du CHI91 .................................................................................... 122
2.3.1
Généralités ............................................................................................................... 122
2.3.2
Interprétation de la capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes............. 123
2.4
Perte des données de l’enregistreur ..................................................................... 124
2.5
Procédures d’urgence et gestion de telles situations ......................................... 124
2.5.1
Généralités ............................................................................................................... 124
2.5.2
Procédures anormales et procédures d’urgence ................................................ 125
2.5.3
Manuel de vol du S-92A ........................................................................................ 126
2.5.4
Procédures d’opération normalisées et liste de vérifications pilote
du S-92A de Cougar Helicopters .......................................................................... 128
2.5.5
Gestion de la situation d’urgence par l’équipage du vol CHI91...................... 128
2.6
Gestion des ressources de l’équipage .................................................................. 133
2.6.1
Règlementation canadienne relative à la CRM .................................................. 133
2.6.2
Formation en CRM à Cougar Helicopters ........................................................... 134
2.6.3
Questions relatives à la CRM du vol CHI91 ....................................................... 135
2.6.3.1
Gestion des tâches et de la charge de travail ...................................................... 135
2.6.3.2
Prise de décision ..................................................................................................... 135
2.6.3.3
Communication entre les membres d’équipage................................................. 136
2.7
Questions relatives à la survie des occupants .................................................... 137
2.7.1
Généralités ............................................................................................................... 137
2.7.2
Normes de formation FES ..................................................................................... 139
2.7.3
Normes et Règlement de l’aviation canadien actuels traitant
des combinaisons pour passagers d’aéronef ...................................................... 140
2.7.4
Mise en service des combinaisons pour passagers d’aéronef .......................... 140
2.7.5
Combinaisons de survie des équipages de conduite
de Cougar Helicopters ........................................................................................... 141
2.7.6
Radiobalises individuelles de repérage ............................................................... 142
2.7.7
Dispositif respiratoire submersible de secours................................................... 142
2.7.8
Casques et visières des pilotes d’hélicoptères .................................................... 142
2.7.9
Dispositifs de flottaison d’urgence ....................................................................... 143
2.7.9.1
Généralités ............................................................................................................... 143
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS vii
TABLE DES MATIÈRES
2.7.9.2
Pertinence des exigences applicables aux dispositifs de flottaison
d’urgence des hélicoptères .................................................................................... 143
2.7.9.3
Activités de recherche et développement futures concernant
les dispositifs de flottaison d’urgence.................................................................. 143
3.0
4.0
2.7.9.4
Émetteurs de localisation d’urgence .................................................................... 144
2.8
Systèmes de gestion de la sécurité (SGS)............................................................. 144
Conclusions........................................................................................147
3.1
Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs ............................... 147
3.2
Faits établis quant aux risques .............................................................................. 149
3.3
Autres faits établis .................................................................................................. 152
Mesures de sécurité ..........................................................................153
4.1
Mesures prises ......................................................................................................... 153
4.1.1
Mesures prises par le Bureau de la sécurité des transports du Canada ......... 153
4.1.1.1
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D2-A1 ................................................. 153
4.1.1.2
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D3-A1 (A2-A3) .................................. 153
4.1.1.3
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D1-A1 ................................................. 154
4.1.1.4
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D4-A1 ................................................. 154
4.1.2
Mesures prises par la Federal Aviation Administration ................................... 154
4.1.2.1
Bulletin spécial d’information de la navigabilité aérienne SW-09-19.............. 154
4.1.2.2
Consigne de navigabilité urgente 2009-07-53 ..................................................... 154
4.1.2.3
Révisions du RFM du S-92A ................................................................................. 155
4.1.2.4
Consigne de navigabilité AD 2009-25-10............................................................. 155
4.1.2.5
Consigne de navigabilité AD 2010-10-03............................................................. 155
4.1.3
Mesures prises par l’Agence de sécurité aérienne européenne ....................... 156
4.1.4
Mesures prises par Cougar Helicopters Inc. ....................................................... 156
4.1.4.1
Amélioration du SGS.............................................................................................. 156
4.1.4.2
Utilisation du casque par les pilotes .................................................................... 157
4.1.4.3
Système d’enregistrement des équipements de survie ..................................... 157
4.1.4.4
Tenue des équipages .............................................................................................. 157
4.1.4.5
Nouveau gilet de sauvetage des équipages ........................................................ 157
4.1.4.6
Listes de vérifications normales et d’urgence modifiées du S-92A ................. 157
4.1.4.7
Profil de descente adopté en cas de perte de pression d’huile de la BTP ....... 157
4.1.4.8
Emplacement des masques de plongée pour passagers ................................... 157
4.1.4.9
Délai de déploiement des équipes de sauvetage................................................ 158
4.1.4.10
Carte de tâche relative aux vidanges d’huile de la BTP du S-92A................... 158
viii BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
TABLE DES MATIÈRES
4.1.4. 11
Programme de formation et instructeur en CRM de Cougar Helicopters ..... 158
4.1.4.12
Exigences établies en matière de formation en CRM ........................................ 158
4.1.4.13
Dispositif de flottaison d’urgence à cinq boudins.............................................. 158
4.1.5
Mesures prises par Sikorsky Aircraft Corporation ............................................ 159
4.1.5.1
Sikorsky CCS-92A-AOL-09-0008 .......................................................................... 159
4.1.5.2
Bulletin de service d’alerte n° 92-63-014A ........................................................... 159
4.1.5.3
Nouvelles cuves de filtre de BTP à deux pièces du S-92A ................................ 159
4.1.6
Mesures prises par la Marine Institute ................................................................ 159
4.1.7
Mesures prises par Survival Systems Training Limited ................................... 159
4.1.8
Mesures prises par Helly Hansen ........................................................................ 159
4.1.8.1
Politique relative à la sélection des combinaisons pour
passagers d’aéronef ................................................................................................ 159
4.1.8.2
Formation du personnel de Cougar Helicopters sur l’utilisation des
combinaisons ........................................................................................................... 160
4.1.8.3
Nouvelles combinaisons pour passagers d’aéronef........................................... 160
4.1.9
Mesures prises par les exploitants des plateformes pétrolières
de la côte est............................................................................................................. 160
4.1.10
Mesures prises par l’Office des normes générales du Canada......................... 161
4.1.11
Mesures prises par Marine Rescue Technologies Ltd. ...................................... 161
4.1.12
Mesures prises par la Commission d’enquête sur la sécurité des
hélicoptères extracôtiers ........................................................................................ 162
4.1.13
Mesures prises par Flight Safety International ................................................... 162
4.2
Mesures requises..................................................................................................... 162
4.2.1
Certification de la boîte de transmission principale .......................................... 162
4.2.2
Amerrissage sécuritaire et évacuation réussie.................................................... 164
4.2.3
Dispositifs respiratoires submersibles de secours.............................................. 165
4.2.4
Manuels de vol de l’hélicoptère– Ajout de la durée de
fonctionnement à sec .............................................................................................. 166
Annexes
Annexe A – Liste des rapports de laboratoire....................................................................... 169
Annexe B – Données FDR enregistrées au cours des 12 dernières minutes du vol......... 170
Annexe C – Données HUMS enregistrées au cours des 50 dernières secondes du vol .. 171
Annexe D – Procédures applicables en cas de mauvais fonctionnement de la BTP du
S-92A (tirées du RFM) ............................................................................................ 172
Annexe E – Messages et voyants de la liste de vérifications du Cougar S-92A ............... 176
Annexe F – Glossaire ................................................................................................................ 179
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS ix
TABLE DES MATIÈRES
Figures
Figure 1. Carte des lieux montrant la trajectoire de l’hélicoptère et le point d’impact ....... 3
Figure 2. Dimensions du S-92A................................................................................................. 10
Figure 3. Transmission principale du S-92A ........................................................................... 12
Figure 4. Avertissement jaune de pression d’huile BTP ........................................................ 13
Figure 5. Avertissement rouge de pression d’huile BTP ....................................................... 13
Figure 6. Schéma de la boîte de transmission principale ...................................................... 15
Figure 7. Composants du circuit de lubrification de la BTP ................................................. 16
Figure 8. Exemple de mécanisme d’absorption d’énergie des sièges .................................. 17
Figure 9. Communications internes et externes...................................................................... 23
Figure 10. Tableau des blessures des occupants ..................................................................... 33
Figure 11. Liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters – Procédure
de descente d’urgence au moteur ........................................................................... 76
Photos
Photo 1. Photo prise par l’engin sous-marin télécommandé .................................................. 6
Photo 2. Photo du C-GZCH (hélicoptère accidenté) .............................................................. 10
Photo 3. Tableau de bord du S-92A de Cougar Helicopters – Configuration type………11
Photo 4. MPFR du CHI91 ........................................................................................................... 24
Photo 5. Disposition de l’épave du CHI91 .............................................................................. 27
Photo 6. Pignon d’entraînement du rotor de queue endommagé........................................ 28
Photo 7. Cuve du filtre à huile du CHI91…………………………………………………….29
Photo 8. Goujon supérieur resté en place sur le carter de la BTP du CHI91……………...29
Photo 9. Goujon neuf – à gauche, filets d’origine, à droite filets
après 10 cycles de vissage et dévissage du même écrou…………………………30
Photo 10. Sièges du simulateur d’EEHI du Marine Institute……………………………….39
Photo 11. Siège du simulateur d’EEHI de Survival Systems Training ................................ 40
Photo 12. Combinaison de vol Viking PS4177 ........................................................................ 46
Photo 13. PTSS E-452 .................................................................................................................. 48
Photo 14. Radiobalise individuelle de repérage ..................................................................... 50
Photo 15. Goujon retiré d’une autre BTP de Cougar Helicopters ...................................... 100
Photo 16. Goujons renvoyés à Sikorsky ................................................................................. 102
Photo 17. Grue du Atlantic Osprey (capacité de 50 tonnes) ................................................. 116
Photo 18. Récupération de l’épave principale....................................................................... 117
x BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.0
Renseignements de base
1.1
Déroulement du vol
1.1.1
Préparation du vol
Le matin de l’accident, l’équipage effectue la planification du vol et prépare l’hélicoptère. On
présente aux passagers l’exposé de sécurité avant le vol et on leur distribue, ainsi qu’à
l’équipage, des combinaisons de survie pour le survol maritime.
1.1.2
Départ et croisière
Le vol 91 (CHI91) 1 de Cougar Helicopters Inc. (Cougar Helicopters) décolle à 9 h 17 2 de
l’aéroport international de St. John’s (CYYT) (Terre-Neuve-et-Labrador) selon un plan de vol
aux instruments à destination des plateformes de forage Sea Rose et Hibernia. Le commandant
de bord occupe le siège droit et est aux commandes (PF). Le copilote occupe le siège gauche et
n’est pas aux commandes (PNF). Peu après le décollage, l’équipage modifie le plan de vol et
obtient l’autorisation d’aller d’abord à Hibernia puis ensuite à Sea Rose. À 9 h 32, l’équipage
met l’appareil en palier à 9000 pieds au-dessus du niveau de la mer (asl) et règle la puissance à
70 % du couple moteur (couple), obtenant une vitesse indiquée de 112 nœuds. L’appareil devait
arriver à Hibernia à 10 h 40.
1.1.3
Détection de la panne et descente
À 9 h 45 min 5, l’enregistreur de données de vol (FDR) enregistre une baisse de pression d’huile
de la boîte de transmission principale (BTP) sous le niveau normal situé entre 45 et 70 livres par
pouce carré (lb/po2). Dans la seconde suivante, le voyant d’avertissement jaune MGB OIL PRES
(pression d’huile de boîte de transmission), indiquant une faible pression d’huile, s’allume
momentanément, puis s’éteint quand le voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES s’allume. Le
voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES est accompagné d’un message d’alarme sonore :
« GEARBOX PRESSURE… GEARBOX PRESSURE » (pression boîte de transmission). Dans les
secondes qui suivent, le commandant de bord demande au copilote de sortir la liste de
vérifications et de commencer la procédure. La pression d’huile tombe à moins de 5 lb/po2 à
9 h 45 min 25. Selon le manuel de vol de l’hélicoptère (RFM) du S-92A, la combinaison du
voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES (indication principale) et d’une chute de pression sous
5 lb/po2 (indication secondaire) commande d’« atterrir immédiatement ».
1
Le numéro de vol officiel utilisé par Cougar Helicopters et par les médias était le 491. Le
numéro de vol utilisé par le contrôle de la circulation aérienne était Cougar 91 (CHI91). Le
numéro CHI91 sera utilisé dans le présent rapport.
2
Les heures sont exprimées selon l’heure avancée de Terre-Neuve-et-Labrador (temps
universel coordonné moins 2,5 heures).
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 1
RENSEIGNEMENTS DE BASE
À 9 h 45 min 27, le commandant de bord déclare une urgence au centre de contrôle régional
(ACC) de Gander (Terre-Neuve-et-Labrador), indiquant qu’il éprouve un problème de pression
d’huile de la BTP et demande l’autorisation de retourner à CYYT (voir la figure 1, point A). À
9 h 45 min 31, le commandant de bord amorce la descente en quittant 9000 pieds asl.
Immédiatement après l’appel de détresse, l’ACC de Gander donne des vecteurs radar à CHI91,
pour le guider vers CYYT. À 9 h 45 min 57, CHI91 a terminé son virage et se trouve à environ
54 milles marins (nm) de CYYT et 47 nm du cap Spear, qui est le point du continent le plus
proche.
Au départ et lorsque le vol était en croisière, le copilote assurait les communications radio.
Toutefois, après le déclenchement des alarmes de pression d’huile de la BTP, le commandant de
bord, qui est aux commandes, assure les communications radio avec l’extérieur tandis que le
copilote passe en revue la liste de vérifications d’urgence.
À 9 h 45 min 58, le PF mentionne qu’il a commencé à descendre vers la surface de l’eau. Le
copilote accuse réception. Moins d’une minute après, les pilotes discutent de la préparation des
combinaisons de survie. Ils parlent ensuite de la sortie du train d’atterrissage (le premier
élément de la liste de vérifications d’un amerrissage forcé), mais ils décident de ne pas le sortir à
ce moment-là.
À 9 h 47, l’équipage discute de la présence éventuelle d’odeurs anormales ou de vibrations.
Aucune odeur ni vibration n’est perçue, et rien d’anormal n’est constaté à l’arrière de
l’hélicoptère. Au même moment, le FDR enregistre que la pression d’huile de la BTP est tombée
à 0 lb/po². Pendant tout l’événement, les pilotes ont surveillé la jauge de pression d’huile de la
BTP et étaient conscients qu’elle était tombée à 0 lb/po².
Le commandant confirme à l’ACC de Gander qu’il vole en conditions météorologiques de vol à
vue (VMC) et indique que la pression d’huile de la BTP est tombée à 0 lb/po². L’ACC de
Gander informe CHI91 que le Centre conjoint de coordination des opérations de sauvetage
(CCCOS) de Halifax a été avisé de la situation. Le commandant de bord accuse réception de la
transmission et mentionne qu’il a également avisé le centre de régulation des vols de Cougar
pour avoir un autre appareil prêt à intervenir en cas de besoin.
La figure 1 montre la trajectoire de vol à l’aller de CHI91, avant l’apparition du voyant d’alarme
rouge MGB OIL PRES (ligne continue verte), le point où la perte de pression d’huile est
survenue (point A), la partie de la trajectoire de retour du vol (ligne rouge), et le point d’impact
approximatif avec la surface de l’eau (point B). La ligne pointillée bleue est la projection de la
trajectoire directe du point d’impact à CYYT. L’encart dans la figure 1 montre la distance entre
le cap Spear et la trajectoire de retour directe vers CYYT depuis le point de déroutement.
2 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Figure 1. Carte des lieux montrant la trajectoire de l’hélicoptère et le point d’impact
À 9 h 51 min 14, l’ACC de Gander donne le calage altimétrique en vigueur à CHI91 et lui
demande le nombre d’occupants à bord et la quantité de carburant restante. Au même moment,
le système d’avertissement sonore de l’hélicoptère annonce : « MINIMUMS, MINIMUMS »,
indiquant que l’appareil a atteint l’altitude de mise en palier présélectionnée. Le commandant
de bord accuse réception du calage altimétrique et dit à Gander qu’il y a dix-huit personnes à
bord et trois heures de carburant. Immédiatement après, le copilote termine la liste de
vérifications de panne de pression d’huile de la BTP en déclarant qu’ils sont en situation
[Traduction] « d’atterrissage immédiat ». Le commandant de bord répond au copilote qu’il va
mettre l’hélicoptère en palier à environ 1000 pieds asl.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 3
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.1.4
Mise en palier et poursuite du vol à 800 pieds asl
Quand CHI91 descend sous 1000 pieds asl, le PF augmente la puissance de façon à maintenir
l’altitude. À 9 h 51 min 50, le FDR enregistre l’augmentation du couple moteur. Quelques
instants plus tard, l’hélicoptère se met en palier à 800 pieds asl. Cette altitude aurait donné une
marge de franchissement d’obstacles d’environ 300 pieds au-dessus du point le plus élevé à
terre sur la trajectoire directe entre la position présente du vol et CYYT, et une marge d’environ
600 pieds au-dessus du point le plus élevé aux abords du cap Spear. À 9 h 52 min 16, le centre
de régulation des vols de Cougar informe CHI91 que le CCCOS demande si un amerrissage
forcé est imminent, probable ou possible. Le commandant de bord, en accord avec le copilote,
répond qu’un amerrissage forcé est possible. Il indique également qu’il soupçonne une panne
de pompe à huile ou un problème de capteur de pression d’huile puisque la température
d’huile de la BTP donne encore une indication dans la plage normale. Au cours de cette
conversation avec le centre de régulation de Cougar, le commandant de bord ajoute qu’il ne
pense pas avoir perdu toute la pression d’huile de la BTP.
À partir de 9 h 54 min 8, le commandant de bord entame une discussion avec le centre de
régulation de Cougar qui dure 67 secondes. À 9 h 55 min 15, des indices montrent que quelque
chose vient de survenir dans l’hélicoptère et le commandant de bord décide immédiatement de
faire un amerrissage forcé. Au même moment, l’alimentation électrique de l’enregistreur de vol
multifonction (MPFR) est coupée. Aucune anomalie n’a été mentionnée par l’équipage avant la
panne électrique pouvant expliquer la décision soudaine de faire un amerrissage forcé.
À 9 h 56, moins d’une minute après que le commandant de bord ait signalé au centre de
régulation de Cougar sa décision de faire un amerrissage forcé, et 11 minutes après la perte de
pression d’huile de la BTP, CHI91 percute la surface de l’eau en cabré légèrement incliné à
droite. L’impact endommage la structure de l’hélicoptère et le dispositif de flottaison d’urgence
ne se déploie pas. L’hélicoptère sombre rapidement et, à l’exception de deux personnes, tous les
occupants restent à l’intérieur.
1.1.5
Lieu de l’accident et sauvetage du survivant
L’accident s’est produit à environ 35 nm de CYYT (soit une position approximative de
47° 26′ 03″ N, 051° 56′ 35″ W), sur une trajectoire directe entre le point de déroutement et CYYT
(voir la figure 1).
À 10 h 12, environ 17 minutes après le message de CHI91 indiquant qu’il faisait un amerrissage
forcé, un avion de patrouille maritime arrive sur place et repère deux personnes et deux
radeaux de sauvetage à la surface de l’eau. Une personne fait des signaux à l’avion, mais l’autre
semble flotter sur le ventre.
À 10 h 37, Cougar Rescue 61, un S-92A de la compagnie équipé pour la recherche et le
sauvetage (SAR), décolle de CYYT et arrive sur le lieu de l’accident à 10 h 55. Avec l’aide d’un
sauveteur, l’unique survivant est amené à bord par le treuil de l’hélicoptère environ 20 minutes
plus tard. À 11 h 40, un second hélicoptère, Cougar Rescue 62, arrive sur place et remonte le
deuxième passager au treuil, mais ce dernier ne montre plus aucun signe vital.
4 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le premier aéronef militaire arrivé sur place est un CP140A (Arcturus) à 10 h 32. Il est suivi
d’un avion SAR CC130 Hercules à 11 h 4. À 11 h 58, trois hélicoptères SAR CH-149 Cormorant
arrivent sur place. Les opérations de recherche active se poursuivent jusqu’au lendemain à
20 heures, lorsque le CCCOS met un terme aux recherches.
1.2
Victimes
Équipage
Passagers
Tiers
Total
Tués
2
15
–
17
Blessés graves
–
1
–
1
Blessés
légers/indemnes
–
–
–
–
Total
2
16
–
18
1.3
Dommages à l’aéronef
La cellule de CHI91 a été lourdement endommagée à l’impact avec la surface de l’eau. La partie
avant du poste de pilotage, la partie centrale du fuselage et le plancher de la cabine, la
plateforme moteur et la queue ont été séparés en quatre sections reliées par des bouts de câbles,
des faisceaux de fils et quelques éléments de structure. Des débris flottants ont été récupérés par
des navires de surface, notamment le flotteur latéral gauche et le réservoir souple gauche, la
porte de la soute arrière, deux radeaux de sauvetage, des objets flottants légers et quelques
effets personnels. Le flotteur latéral droit et le réservoir souple droit n’ont pas été retrouvés.
Pendant les semaines suivant l’accident, d’autres débris flottants ont été récupérés par des
navires de surface.
Le poste de pilotage a été lourdement endommagé et s’est détaché du fuselage. Les deux issues
de secours des places pilotes se sont détachées à l’impact quand la structure du poste de
pilotage et du fuselage s’est déformée. Le poste de pilotage avec les commandes de vol et le
tableau de bord, depuis le nez vers l’arrière jusqu’à sa jonction avec le corps du fuselage, a été
retrouvé sous la partie avant de la cabine. Le siège pilote gauche est resté fixé à la structure du
poste de pilotage, mais le siège pilote droit s’est détaché de ses points d’ancrage à la structure.
Les parois principales de la cabine et le plancher se sont déformés puis rompus en plusieurs
endroits. Le côté gauche et le côté droit de la cabine se sont rompus horizontalement le long des
cadres des fenêtres passagers et des issues de secours et se sont détachés de la plateforme
moteur et du plafond de la cabine. Les fenêtres éjectables des sièges passagers se sont toutes
détachées du fuselage à l’impact et aucune n’a été récupérée. La partie avant gauche de la
cloison de la cabine avec le compartiment avionique et la structure de la cellule derrière le poste
de pilotage se sont rompues et pendaient à l’extérieur. Les issues de secours avant et arrière
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 5
RENSEIGNEMENTS DE BASE
gauche ainsi que l’issue de secours arrière droite se sont séparées du fuselage et n’ont pas été
récupérées. Les deux battants de la porte d’entrée principale se sont détachés du fuselage et ont
été récupérés.
La plateforme moteur avec le plafond de la cabine, les moteurs, le groupe auxiliaire de bord
(APU), la transmission et le rotor principal étaient presque complètement détachés de l’épave.
La plateforme moteur s’est déformée et, avec l’ensemble des éléments moteurs, a pivoté de
180 degrés par rapport à son emplacement initial pour faire face à l’arrière selon l’axe
longitudinal de l’hélicoptère. Les quatre pales du rotor principal sont restées attachées à la tête
du rotor et à la transmission.
La queue (avec la poutre de queue, la
boîte de transmission intermédiaire
[BTI], la boîte de transmission de
rotor de queue [BTRQ] et le rotor de
queue) s’est complètement détachée
du fuselage et a été retrouvée à
proximité de l’épave principale au
fond de l’eau. La porte de la soute
arrière, le boudin arrière du dispositif
de flottaison d’urgence, les bouteilles
et leur tuyauterie se sont détachés de
l’hélicoptère.
Un engin sous-marin télécommandé
Photo 1. Photo prise par l’engin sous-marin télécommandé
(ROV) a été utilisé pour constater
avant la récupération : A – rotor principal; B – train
l’importance des dégâts et noter la
d’atterrissage principal.
position des principaux éléments
disloqués, comme le train d’atterrissage principal qui s’est retrouvé près de la tête et des pales
du rotor principal (voir la photo 1).
1.4
Autres dommages
Il n’y a pas eu d’autres dommages à des biens ni à l’environnement.
6 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.5
1.5.1
Renseignements sur le personnel
Généralités
Commandant de bord
Copilote
ATPL(H)
ATPL(H)
1er juillet 2009
1er avril 2009
Heures de vol totales
5997
2854
Heures de vol sur type
1061
94
Heures de vol dans les 90 derniers jours
127
13
Heures de vol sur type dans les
90 derniers jours
127
13
Heures libres avant le début de la période
de travail
13
14
Licence
Date d’expiration du certificat de
validation
1.5.2
Commandant de bord
Le commandant de bord possédait la licence et les qualifications nécessaires au vol et en vertu
de la réglementation en vigueur. Il était titulaire d’une licence de pilote de ligne – hélicoptère
(ATPL) canadienne ainsi que des qualifications de type sur Bell 206, Bell 212, Robinson 22,
Eurocopter AS332, Eurocopter AS350 et Sikorsky S-92A. Il avait une qualification de vol aux
instruments de groupe 4 valide jusqu’au 1er février 2010.
De 1996 jusqu’à la fin 2003, le commandant de bord a travaillé dans le cadre de son premier
emploi de pilote auprès d’une compagnie basée à Terre-Neuve-et-Labrador où il pilotait un
hélicoptère monomoteur à un seul pilote. Les vols se déroulaient en conditions météorologiques
de vol à vue (VFR). Il travaillait également comme copilote sur bimoteur à deux pilotes pour la
même compagnie et volait en VFR et en conditions météorologiques de vol aux instruments
(IFR). Dans cette compagnie, il a effectué plusieurs survols maritimes. Il a également fait des
autorotations jusqu’à l’atterrissage pendant sa formation annuelle. Le commandant de bord
avait la réputation d’être confiant, habile aux commandes et doté d’une forte personnalité.
Le 10 janvier 2005, le commandant de bord a été engagé par Cougar Helicopters comme
copilote sur AS332. En septembre 2006, il a obtenu sa qualification comme copilote sur S-92A
puis a été promu commandant le 27 septembre 2007. Le 9 janvier 2009, il a passé son contrôle de
compétence pilote (CCP), lequel était valide jusqu’au 1er février 2010. Il avait la réputation d’être
soucieux de la sécurité et n’hésitait pas à faire part de ses inquiétudes sur les questions qui
pouvaient avoir des répercussions sur les vols ou les marges de sécurité. Afin de partager ses
expériences, il avait rédigé un article sur le givrage des hélicoptères qui a été publié dans le
bulletin Sécurité aérienne - Nouvelles de Transports Canada.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 7
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Les heures de vol et les temps de service en vol du commandant de bord étaient dans les limites
permises. Dans les jours précédant l’accident, il avait volé 4,2 heures le 9 mars 2009, 8,5 heures
le 11 mars 2009 et il avait disposé de 13 heures de temps libre avant de prendre son service le
12 mars 2009. Le jour de l’accident, il s’est présenté au travail vers 8 heures et les employés de
Cougar Helicopters qui lui ont parlé n’ont pas observé de comportements ou de signes
indiquant qu’il aurait pu manquer de repos.
1.5.3
Copilote
Le copilote possédait la licence et les qualifications nécessaires au vol et en vertu de la
réglementation en vigueur. Il était titulaire d’une ATPL (hélicoptère) canadienne ainsi que des
qualifications de type sur Sikorsky S-61 et S-92A. Il avait une qualification de vol aux
instruments de groupe 4 valide jusqu’au 1er juin 2010.
Avant son emploi chez Cougar Helicopters, le copilote avait servi 24 ans dans les
Forces canadiennes (FC). De 1997 à 2008, il avait servi comme pilote sur Sikorsky CH-124
Sea King, remplissant une grande variété de missions opérationnelles et où il avait acquis une
grande expérience en survol maritime. D’un tempérament décontracté, il était apprécié de ses
pairs et de ses supérieurs. Ses progrès dans le programme de formation sur Sea King avaient
toutefois été lents en raison de difficultés d’apprentissage des systèmes et des données
techniques. Son manque d’assurance le poussait à s’en remettre aux décisions des plus
expérimentés que lui. Il a finalement été promu commandant d’aéronef puis commandant de
mission où il était chargé de la coordination et de l’exécution de missions maritimes
opérationnelles. Comme pilote de Sea King, il faisait régulièrement des exercices d’amerrissage
forcé et effectuait annuellement des amerrissages afin de familiariser le personnel à ces
situations. Comme c’est souvent le cas avec les hélicoptères lourds multimoteurs, le copilote
n’avait jamais effectué d’autorotation jusqu’au sol sur Sea King, ces exercices étant limités au
simulateur. Toutefois, il a fait des autorotations pendant sa formation élémentaire sur
hélicoptère dans les FC.
Le copilote a été engagé par Cougar Helicopters le 21 avril 2008. Il a suivi le cours de
transformation initial sur S-92A avec succès, en réussissant au CCP le 25 mai 2008. Son dossier
de formation initial sur le S-92A faisait état de problèmes de gestion des ressources de
l’équipage (CRM), mais les rapports notaient des améliorations à chacune des sessions. Le CCP
du copilote était valide jusqu’au 1er juin 2009.
Les heures de vol et les temps de service en vol du copilote étaient dans les limites permises. À
l’issue de son cours de transformation initial, le copilote a été affecté à l’étranger où il ne volait
pas régulièrement. Cette affectation, combinée à des congés après son retour, ne lui avait pas
permis de totaliser beaucoup d’heures de vol chez Cougar Helicopters. Dans les jours précédant
l’accident, il avait volé 5,1 heures le 9 mars 2009, 2,8 heures la veille de l’accident, et il avait
disposé de 14 heures de temps libre avant de prendre son service le 12 mars 2009. Le jour de
l’accident, il s’est présenté au travail vers 7 heures et les employés de Cougar Helicopters qui lui
ont parlé n’ont pas observé de comportements ou de signes indiquant qu’il aurait pu manquer
de repos.
8 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.6
Renseignements sur l’aéronef
1.6.1
Généralités
Constructeur
Sikorsky Aircraft Corporation
Type et modèle
S-92A
Année de construction
2006
Numéro de série
920048
Certificat de navigabilité
Délivré le 10 mai 2007
Total des heures de la cellule et cycles
2194,3 heures / 1773 cycles
Type de moteur (nombre)
General Electric CT7-8A (2)
Masse maximale autorisée au décollage
26 500 livres
Types de carburant recommandés
JP-4, JP-5, JP-8, JET A, JET A-1 et JET B
Type de carburant utilisé
JET A-1
Le S-92A est un hélicoptère bimoteur quadripale de moyen tonnage construit par Sikorsky
Aircraft Corporation pour les marchés d’hélicoptères civils et militaires (voir la photo 2 et la
figure 2). La version de transport civile a un intérieur de type avion de ligne et peut accueillir
jusqu’à 19 passagers. Le premier S-92A a été livré à un exploitant américain en septembre 2004.
Le S-92A de Cougar Helicopters (C-GZCH) était configuré pour transporter 2 membres
d’équipage et jusqu’à 17 passagers dans la cabine. L’appareil était aussi doté d’un réservoir de
carburant auxiliaire installé dans la cabine sur le côté gauche à la place des sièges 3A, 4A et 5A.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 9
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Photo 2. Photo du C-GZCH (hélicoptère accidenté). Source : Mark Stares 2008; reproduction autorisée.
Figure 2. Dimensions du S-92A
10 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le tableau de bord du S-92A de Cougar Helicopters comprend cinq écrans multifonction (MFD)
Collins (voir la photo 3). Les MFD 1 et 2 sont montés devant le copilote. Les MFD 3 et 4 sont
montés devant le poste de commandant de bord. Le MFD 5 est installé au centre du tableau de
bord, entre les MFD 2 et MFD 3. Selon la configuration type propre à Cougar Helicopters, les
MFD 1 et 4 étaient ouverts à la page Primary Flight Display (PFD), les MFD 2 et 3 à la page
Engine Instrument and Caution Advisory System (EICAS), et le MFD 5 était habituellement
configuré sur la page Navigation (voir la photo 3).
Photo 3. Tableau de bord du S-92A de Cougar Helicopters – Configuration type
1.6.2
Examen des dossiers de maintenance
L’hélicoptère était certifié et équipé selon la réglementation en vigueur. Les dossiers de
maintenance n’ont révélé aucune anomalie antérieure au vol en question (voir aussi la rubrique
1.18.3.9).
1.6.3
Boîte de transmission principale du S-92A
1.6.3.1
Description
La boîte de transmission principale du S-92A entraîne la tête du rotor principal, les deux
pompes à huile de la transmission, les deux générateurs de courant alternatif, la pompe
hydraulique principale, la pompe hydraulique auxiliaire et l’arbre du rotor de queue. La boîte
comprend les engrenages de la BTP, deux trains d’engrenages d’entrée identiques et deux trains
d’engrenages de servitudes identiques (voir la figure 3 et la figure 6).
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 11
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Figure 3. Transmission principale du S-92A
La BTP est dotée d’un dispositif de dérivation de l’huile permettant au pilote de court-circuiter
le radiateur d’huile de la BTP en cas de fuite dans le radiateur ou ses éléments, c.-à-d., les
éléments du circuit de refroidissement d’huile (voir la figure 7). L’interrupteur de dérivation de
la BTP permet au pilote de tester le bon fonctionnement du système ou de fermer l’électrovalve
de dérivation. Quand l’électrovalve est fermée, l’huile retourne directement dans la boîte de
transmission sans passer par le circuit de refroidissement. Le message d’avertissement
MGB BYPASS (dérivation BTP) apparaît alors sur l’écran MFD.
La boîte de transmission est dotée d’un dispositif de mesure de pression d’huile intégré. La
pression venant des pompes est mesurée par un capteur situé sur le côté arrière gauche de la
BTP et un manocontact monté dans le module auxiliaire no 1 détecte les basses pressions.
12 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En vol, le message MGB OIL PRES (pression
huile BTP) apparaît en jaune sur la page EICAS
si le signal du capteur de la BTP indique une
pression de 45 à 35 lb/po2, ou si le manocontact
basse pression détecte une pression inférieure à
24 lb/po2 (voir la figure 4). Comme le précise le
RFM du S-92A, les messages, tels que MGB OIL
PRES, [Traduction] « apparaissent d’abord en
vidéo inverse et sont annoncés par l’activation
du voyant principal d’avertissement. Il n’y a pas
d’alarme sonore pour annoncer ces
avertissements. Lorsque l’un des pilotes accuse
réception de l’avertissement en enfonçant le
voyant principal d’avertissement, le message de
l’avertissement en question devient jaune et le
voyant principal d’avertissement s’éteint. » Si la
pression indiquée de la BTP tombe sous les
35 lb/po2 et que le manocontact basse pression
se déclenche, l’équipage reçoit un avertissement
sonore : « GEARBOX PRESSURE… GEARBOX
PRESSURE » (pression boîte de transmission …
pression boîte de transmission), et le message
MGB OIL PRES jaune est remplacé par un
message MGB OIL PRES rouge. L’apparition du
message MGB OIL PRES rouge est également
annoncée par le voyant principal
d’avertissement, que l’un ou l’autre des pilotes
désactive en appuyant dessus.
Un détecteur de particules monté dans le carter
de la BTP est doté d’une sonde de température
analogique immergée qui transmet les
indications de température à l’équipage. Pour
que cette sonde fonctionne correctement, elle
doit rester immergée dans l’huile. En situation
normale, l’électrovalve de dérivation envoie
l’huile dans le circuit de refroidissement pour
maintenir la température dans des limites de
fonctionnement adéquates. Quand l’électrovalve
de dérivation se ferme, l’huile retourne dans la
BTP sans passer par le radiateur, entraînant une
augmentation de température. En cas de perte
totale d’huile, les indications de température
deviennent erronées puisque la sonde capte la
température de l’air ambiant dans la BTP.
Figure 4. Avertissement jaune de pression
d’huile BTP
Figure 5. Avertissement rouge de pression
d’huile BTP
La cuve du filtre à huile de la BTP contient deux
éléments filtrants. En situation normale, l’huile
passe dans le premier filtre à 3 microns, puis dans le second à 75 microns. Si le filtre à 3 microns
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 13
RENSEIGNEMENTS DE BASE
se bouche, un ergot indicateur de blocage imminent situé au fond de la cuve se déclenche et
fournit ainsi un avertissement visuel au personnel de maintenance quand les filtres
commencent à se boucher. Les procédures de Cougar Helicopters demandent à ce que l’ergot
indicateur de blocage soit vérifié après chaque vol.
Le filtre à huile de la BTP comporte quatre alvéoles également réparties à la base du filtre. Elles
ont pour but d’assurer le passage de l’huile sous pression sous l’orifice d’entrée des filtres.
La cuve du filtre à huile est fixée au carter de la BTP par trois écrous autobloquants vissés sur
des goujons en alliage de titane également répartis. C’est le constructeur qui choisit le genre
d’attache à employer, et il n’existe aucune règle formelle sur le type d’attache à utiliser pour une
fonction donnée. Lorsqu’ils font leur choix, les avionneurs se réfèrent habituellement à des
historiques de produits similaires, aux caractéristiques de matériaux publiées (p. ex. l’American
Society for Testing and Materials), ou élaborent leurs propres exigences de processus.
Le titane est efficace dans certaines applications en raison de sa résistance à la corrosion et de sa
légèreté en comparaison avec l’acier. Sikorsky a choisi des goujons en alliage de titane parce
qu’ils ont déjà été utilisés sur d’autres produits Sikorsky comme le CH-53E Sea Stallion dont la
cuve du filtre à huile est fixée à la BTP par six goujons de titane. Sikorsky a également noté
qu’aucune rupture de goujons en titane n’avait été signalée.
Le grippage est un mode d’usure par adhérence où des particules métalliques sont arrachées
des surfaces en contact 3. Le guide de conception The Selection and Use of Titanium, A Design
Guide 4 donne des précisions sur le grippage du titane :
[Traduction]
Les surfaces en titane et tous les alliages de titane produits
commercialement ont une résistance à l’usure relativement faible. En
particulier, les surfaces en titane en contact entre elles ou en contact avec
d’autres métaux se grippent rapidement en cas de frottement. Même sous
faible charge et un déplacement relativement faible, les surfaces peuvent se
bloquer complètement par grippage. Cela est dû à l’usure par adhérence où
des particules microscopiques à la surface des métaux entrent en contact en
raison du mouvement relatif. Elles ont tendance à se souder et à former un
lien qui peut avoir une résistance à la rupture supérieure à celle du métal
souche. Les particules soudées se détachent ensuite entraînant un transfert
de métal d’une surface à l’autre. Les résidus ainsi formés provoquent une
usure accélérée des pièces en titane.
3
S. Mahmoud et G. Powell, Metals Handbook 9th Ed., Vol.11 Failure Analysis and Prevention, ASM
International, 1986, page 5).
4
Materials Information Service. (1995). The Selection and Use of Titanium: A Design Guide.
14 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
La cuve du filtre à huile du S-92A était fixée à l’aide de goujons en alliage de titane
anodisé 5, des écrous d’acier plaqués argent et des rondelles plaquées de cadmium.
L’anodisation et le plaquage augmentent la résistance à la corrosion, à l’usure et au
grippage.
1.6.3.2
Principes de la lubrification
Le fonctionnement de la BTP
dépend d’un apport d’huile
constant en quantité suffisante et
de qualité adéquate. L’huile
réduit les frottements et l’usure
des surfaces en contact en
formant un film intercalaire
lubrifiant qui dissipe la chaleur.
Il empêche ainsi les pièces
d’atteindre des seuils critiques
de température. Si l’apport
d’huile diminue, le film d’huile
s’amincit progressivement, ce
qui conduit à une réduction de
la dissipation de la chaleur et à
un contact métal sur métal. Le
phénomène peut provoquer des
dommages par frottement,
friction, grattage ou grippage.
Normalement, à mesure que le
Figure 6. Schéma de la boîte de transmission principale
niveau d’huile diminue, la
température de l’huile augmente à cause du dégagement calorifique.
5
L’anodisation est un procédé électrolytique employé pour augmenter l’épaisseur de la couche
naturelle d’oxyde à la surface des parties en métal.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 15
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.6.3.3
Vidange de la BTP et remplacement des filtres du S-92A
L’huile de la BTP a une durée de
service de 500 heures de vol. Si au
moment de la vidange, un
prélèvement répond aux critères
du test d’acceptation du manuel
de maintenance d’aéronef (AMM),
l’huile peut rester en service
500 heures de plus. De surcroît, si
l’huile répond aux critères
d’acceptation, les filtres à l’huile
de la BTP peuvent rester en place
500 heures de plus jusqu’à un
maximum de 1000 heures de vol.
C’est donc dire que la période
initiale de remplacement des
filtres à l’huile est de 500 heures,
Figure 7. Composants du circuit de lubrification de la BTP
ce qui correspond aux intervalles
prévus pour la lubrification et aux pratiques de Cougar et d’autres exploitants de S-92A en la
matière. Au moment de l’événement, le remplacement de la BTP du S-92A était prévu à des
intervalles de 2700 heures, ce qui laisse supposer que la cuve du filtre à huile serait
normalement déposée 5 fois au cours de la durée de vie de la BTP.
Si l’ergot indicateur de blocage imminent s’est déclenché, le chapitre 63-24-02 de l’AMM donne
les critères permettant de savoir s’il faut remplacer les filtres avant le vol suivant ou dans les
huit prochaines heures de vol. Chez Cougar Helicopters, la façon de faire consistait à remplacer
les filtres de la BTP toutes les 500 heures et chaque fois que l’ergot indicateur de blocage s’était
déclenché. Sur l’hélicoptère accidenté, les filtres de la BTP avaient été remplacés 11 fois. Dans la
flotte de S-92A de Cougar Helicopters, y compris l’hélicoptère accidenté, les cas de blocage
imminent pouvaient survenir au terme de quelques heures ou de plusieurs centaines d’heures,
la moyenne étant de 220 heures environ. Par conséquent, Cougar Helicopters changeait les
filtres aux 220 heures environ au lieu des 500 à 1000 heures prévues, ce qui impliquait des
déposes d’écrous répétées. Cette moyenne correspond à la moyenne de la flotte mondiale de
S-92A. Aucune anomalie n’avait été détectée par Cougar Helicopters ni par Sikorsky lors de
l’examen des filtres à l’huile remplacés en raison d’une indication de blocage imminent.
Certains exploitants de S-92A ont initialement constaté des cas de blocage imminent dans les
heures suivant la vidange, mais ont réglé la situation en préfiltrant l’huile avant de l’ajouter.
D’autres exploitants ont indiqué que même sans filtrage, les cas de blocage imminent étaient
rares. Au moment de l’accident, Cougar Helicopters ne préfiltrait pas l’huile de la BTP et cette
pratique n’était pas exigée par Sikorsky. Avant l’accident, Sikorsky avait amorcé des travaux en
collaboration avec les fabricants d’huile en vue de savoir quelles caractéristiques de l’huile
neuve pouvaient éventuellement contribuer aux cas de blocage imminent. Au moment de
rédiger ce rapport, Sikorsky et les fabricants d’huile n’étaient pas en mesure de déterminer la
cause des cas de blocages imminents fréquents.
16 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.6.4
Réservoir de carburant auxiliaire
L’hélicoptère accidenté était doté d’un réservoir auxiliaire de 150 gallons US installé sur le côté
gauche de la cabine en vertu d’un certificat de type supplémentaire (STC) approuvé par
Transports Canada. Le STC autorisait l’installation d’un réservoir de carburant et de ses
accessoires à gauche ou à droite ou sur les deux côtés de la cabine du S-92A.
1.6.5
Dispositifs de sécurité et résistance à l’impact du S-92A
Le S-92A est doté de plusieurs dispositifs de sécurité et la conception de sa résistance à l’impact
répond aux normes de certification et dans certains cas les dépasse. De façon à comprendre les
questions relatives à la survie des occupants, certains de ces dispositifs et éléments de
conception sont décrits ci-dessous.
Selon les règlements 29.561 et 29.562 de la Federal Aviation Regulation (FAR), un aéronef à
voilure tournante doit offrir à chaque occupant toutes les chances possibles d’éviter les
blessures graves en cas d’atterrissage en catastrophe, que ce soit sur terre ou sur l’eau, même si
l’hélicoptère est endommagé. Il doit être conçu de façon à ce que chaque occupant et chaque
élément lourd dans la cabine pouvant blesser un occupant soient maintenus en place à la
structure lorsqu’ils sont soumis
aux limites de charge d’inertie
ci-dessous :
(i) vers le haut : 4 g 6;
(ii) vers l’avant : 16 g;
(iii) latéralement : 8 g;
(iv) vers le bas : 20 g, après
déplacement du
mécanisme d’absorption;
(v) vers l’arrière : 1,5 g.
Les sièges passagers et les sièges
pilotes du S-92A répondaient aux
normes des FAR pertinentes. Les
sièges étaient dotés d’un
Figure 8. Exemple de mécanisme d’absorption d’énergie des
mécanisme d’absorption conçu
sièges
pour absorber l’énergie d’un
impact vertical lors d’un écrasement. Le mécanisme est composé de deux tubes verticaux
servant d’armature au siège (voir la figure 8). Des galets enserrent les tubes pour empêcher le
siège de descendre librement. Lorsque la force verticale exercée sur le siège dépasse un certain
seuil, le siège commence à descendre le long des tubes qui se déforment au passage des galets.
La déformation élastique des tubes absorbe l’énergie de l’impact. Le fabricant a conçu le siège
de façon à limiter la force verticale sur la colonne vertébrale de l’occupant à 1500 livres. Lors des
6
Une unité de force égale à la force exercée par la gravité qui est utilisée pour indiquer la force
à laquelle est soumis un corps au cours d'une accélération.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 17
RENSEIGNEMENTS DE BASE
essais de certification, un appareil anthropomorphe d’un poids standard de 170 livres 7 a dû
subir une charge d’inertie verticale de 8,8 g pour déclencher le mécanisme. Si le poids sur le
siège est supérieur à 170 livres, le déclenchement se produit à un nombre de g inférieur.
1.6.6
Dispositif de flottaison d’urgence
D’après le RFM du S-92A, le dispositif de flottaison d’urgence (DFU) a été [Traduction] « conçu
pour maintenir l’hélicoptère en position droite et à la surface de l’eau suffisamment longtemps
pour que tous les membres de l’équipage et les passagers puissent évacuer l’appareil sur une
mer de niveau 5 (hauteur de vague comprise entre 8 et 12 pieds et vitesse de vent de 18 à
24 nœuds). » Le DFU qui équipait le CHI91 a été certifié pour être utilisé avec une mer de
force 4 à l’échelle de l’Organisation météorologique mondiale (OMM) 8. Cependant, il a été
conçu et mis à l’essai pour une mer de force 4 dans le cadre du projet commun d’étude des
ondes en mer du Nord (JONSWAP). Le JONSWAP prend en compte un profil de vague plus
escarpé que celui de l’échelle de l’OMM. Ce profil est plus représentatif des vagues provoquées
par le vent que l’on trouve dans la mer du Nord.
Le DFU du S-92A comprenait un ensemble de trois boudins gonflables à compartiments
doubles. Deux boudins étaient montés sous les fenêtres du poste de pilotage et le boudin arrière
était installé sous la poutre de queue. Quatre dispositifs de gonflage 9, deux au centre sous le
plancher et deux dans la queue, étaient reliés aux boudins par une combinaison de canalisations
rigides et flexibles. Par mesure de sécurité, chacun des dispositifs avant gonflait un des
compartiments des boudins avant, et chacun des dispositifs arrière gonflait un des
compartiments du boudin arrière. Des petites charges explosives sur les bouteilles étaient mises
à feu soit par le pilote, soit automatiquement par des contacts d’immersion installés dans les
logements de roues du train principal. La mise à feu permettait le gonflage des boudins au
moyen du gaz sous pression. Le dispositif est conçu pour gonfler simultanément les boudins. Il
n’y avait aucun moyen de gonfler individuellement les boudins.
Le DFU du S-92A est conçu pour être armé lorsque l’hélicoptère survole un plan d’eau et que la
vitesse est inférieure à 80 nœuds. Toutefois, le pilote doit d’abord amerrir avant de déployer le
dispositif, « les boudins n’étant pas conçus pour encaisser l’impact avec l’eau et ne pouvant être
déployés qu’après le contact avec l’eau 10 ». Même si le déploiement intentionnel des boudins en
vol est interdit, l’hélicoptère peut continuer de voler en cas de déploiement intempestif en vol.
En pareille situation, le taux de montée de l’hélicoptère doit être limité à 1000 pieds par minute
7
Un appareil anthropomorphe est un mannequin de taille humaine dont les articulations sont
semblables à celles d’une personne.
8
L’échelle de l’état de la mer de l’Organisation météorologique mondiale décrit une mer de
force 4 comme modérément agitée, avec des vagues de 1,25 à 2,5 mètres, une mer de force 5
comme étant agitée, avec des vagues de 2,5 à 4 mètres, et une mer de force 6 comme très forte,
avec des vagues de 4 à 6 mètres.
9
Par dispositif de gonflage, on entend une bouteille pouvant contenir soit de l’hélium, soit de
l’azote.
10
RFM du S-92A, Partie 1, Section III Procédures d’urgence, section 18.1 Déploiement
intempestif des boudins.
18 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
(pi/min) ou moins, et l’angle d’inclinaison est limité à 30° ou moins. De plus, la vitesse indiquée
maximale avec les boudins déployés est limitée à 50 KIAS (vitesse indiquée exprimée en nœuds)
en montée, 55 KIAS en palier et 60 KIAS en descente/autorotation.
Il existe une option de DFU homologuée à cinq boudins pour le S-92A. Cette option a été conçue
et éprouvée pour une mer de force 6 selon le JONSWAP. Au moment de l’accident,
38 hélicoptères de la flotte mondiale de S-92A en service étaient dotés de cette option à cinq
boudins. La plupart des DFU à cinq boudins sont installés sur des hélicoptères exploités en mer
du Nord.
1.6.7
Émetteur de localisation d’urgence
L’hélicoptère accidenté était équipé de deux émetteurs de localisation d’urgence (ELT) émettant
sur 406 MHz 11. Un des ELT était une radiobalise de survie Honeywell RESCU 406
(référence 1151324-1M316, numéro de série 1151324-41074) installé dans la cabine. Il s’agit d’un
ELT portatif étanche pouvant être emporté par les occupants en cas d’évacuation. Il est doté
d’une antenne interne et peut être activé au contact de l’eau douce ou salée, ou en plaçant
l’interrupteur sur ON. L’autre ELT était un Artex C406-N HM (référence 453-5061, numéro de
série 02033) fixé au fuselage sur le côté droit de l’hélicoptère dans la soute arrière. L’ELT fixe
était activé automatiquement à l’impact ou manuellement par un interrupteur installé dans le
poste de pilotage. Aucun des deux ELT n’a été retrouvé et aucun signal émis sur 406 MHz n’a
été rapporté. L’interrupteur de l’ELT fixe a été trouvé en position armée.
Les ELT de l’hélicoptère accidenté étaient conçus pour émettre sur 406 MHz un signal de 440 à
520 millisecondes répété toutes les 47,5 à 52,5 secondes. Toutefois, selon la réglementation, la
première transmission après l’activation est volontairement retardée de 50 secondes de façon à
éviter les fausses alarmes pouvant se produire lors de l’entretien de l’ELT. Si ce retard garantit
dans une certaine mesure que le signal reçu par un satellite COSPAS-SARSAT est un signal de
détresse légitime, il peut néanmoins empêcher l’émission d’un signal de détresse réel dans le
cas d’un amerrissage forcé. En raison de la violence de l’impact, il est possible que l’hélicoptère
ait coulé avant de pouvoir transmettre un signal sur 406 MHz.
L’hélicoptère n’était pas équipé d’un ELT à largage automatique, un tel ELT n’étant pas
obligatoire en vertu de la réglementation. Sikorsky a commencé à offrir deux ELT largables en
option au début de 2005 pour le S-92A : la DRS Technologies Deployable Emergency Beacon
(DEB) ELB 3000 et la H.R. Smith Crash Position Indicator Model CPI-503. Ces deux ELT
largables sont homologués pour utilisation au Canada. À l’heure actuelle, Sikorsky n’offre en
option que l’ELT largable CPI-503.
11
La première génération d’ELT émettant sur 121,5 MHz est en cours de remplacement par une
nouvelle génération qui émet sur 406 MHz. Ces nouveaux ELT peuvent être localisés par
satellite à deux kilomètres près, et un code distinct identifie la balise et le propriétaire.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 19
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Les règlements d’exploitation européens imposent l’installation d’un ELT à largage
automatique conformément à la JAROPS 3.820 Émetteur de localisation d’urgence automatique
(ADELT), qui prévoit la disposition suivante :
[Traduction]
Un exploitant ne doit pas exploiter un hélicoptère en classe de
performances 1 ou 2 en survol maritime dans un environnement déclaré
hostile selon la définition de la JAR-OPS 3.480(a)(12)(ii)(A) à une distance
de la terre correspondant à plus de 10 minutes de vol à la vitesse normale
de croisière, lors d’un vol en soutien d’une exploitation de ressources
minérales (y compris le gaz) ou concernant cette exploitation, à moins que
l’hélicoptère ne soit équipé d’un émetteur de localisation d’urgence
automatique.
La CAA a reçu plusieurs rapports faisant état d’ELTAD qui ne se sont pas déployés lors d’un
accident, et de cas où les balises se sont déployées de manière intempestive. La CAA du
Royaume-Uni enquête sur ces anomalies de fonctionnement afin de déterminer les mesures
correctives à prendre.
1.7
Renseignements sur les conditions météorologiques
1.7.1
Conditions météorologiques observées à CYYT
Les conditions météorologiques observées à CYYT avant et après le départ de CHI91 à 9 h 17
étaient les suivantes :
À 8 h 30 : vent de surface du 190° vrais (V) à 13 nœuds, rafales à 19 nœuds,
visibilité de 15 milles terrestres (sm), plafond couvert à 1100 pieds audessus du sol (agl), température de -1 °C, point de rosée -6 °C, altimètre
29,98 pouces de mercure (Hg). Remarques : altocumulus 8/8. Pression au
niveau de la mer 1016,0 hPa.
À 9 h 30 : vent de surface du 190° V à 14 nœuds, rafales à 20 nœuds,
visibilité de 15 sm, nuages épars à 1100 pieds agl, plafond couvert à
8000 pieds agl, température de -1 °C, point de rosée -5 °C, altimètre
29,93 Hg. Remarques : stratocumulus 2/8, altocumulus 6/8. Pression au
niveau de la mer 1014,2 hectopascals (hPa).
20 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.7.2
Conditions météorologiques observées en mer
Plusieurs bouées permanentes ancrées dans la zone générale de l’impact ont enregistré la
température de l’eau de mer qui était comprise entre 0,1 °C et 0,3 °C et la direction générale du
vent de surface, du sud-sud-ouest à environ 22 nœuds. La carte d’analyse des vagues préparée
par la division du Service météorologique du Canada (SMC) 12 indiquait que les vagues dans la
zone de l’accident avaient une hauteur de l’ordre de 2,5 m, avec une direction générale de la
houle du vent du sud-sud-ouest.
Le jour de l’accident, l’état de la mer enregistré à Nickerson Bank, situé à 64 nm au sud-ouest de
St. John’s, était le suivant : vent 180° V à 29 nœuds avec rafales à 35 nœuds, température de l’air
2 °C, température de l’eau 0 °C, pression au niveau de la mer 29,72 Hg chutant rapidement et
une hauteur de vague d’environ 2,5 m avec une période de houle dominante de 7 secondes.
L’indice du refroidissement du vent calculé était de - 6 °C.
1.7.3
Conditions météorologiques en vol
Le vol CHI91 a décollé en IFR de CYYT dans des conditions météorologiques de vol à vue
VMC. De même, les conditions signalées aux plateformes pétrolières de destination et le long de
la route prévue étaient VMC.
Au départ de CYYT, CHI91 a sans doute traversé au moins une couche de nuages fragmentés
pendant sa montée à l’altitude de croisière de 9000 pieds asl. Lorsqu’il a fait demi-tour et s’est
mis en descente pour revenir à CYYT, il était hors des nuages et la visibilité était bonne.
Rien n’indique que les conditions météorologiques ont contribué à l’accident.
1.8
Aides à la navigation
Les aides à la navigation dans la région de St. John’s et celles des plateformes pétrolières
fonctionnaient toutes normalement, à l’exception du radiophare non directionnel (NDB) de
Outer Cove qui était hors service jusqu’au 7 mai 2009. Les équipements de navigation de bord
de l’hélicoptère étaient composés d’aides à la navigation conventionnelles et de récepteurs
satellites du système de positionnement mondial (GPS). Une étude des données de
l’enregistreur des paramètres de vol n’a révélé aucune anomalie avec les appareils de
navigation. L’examen de la trajectoire de vol de CHI91 a montré que l’hélicoptère tenait l’axe de
la route prévue avec une précision conforme à une situation normale. Le fonctionnement et la
précision des aides à la navigation ne sont pas considérés comme des facteurs dans cet accident.
12
Le Service météorologique du Canada (SMC) est une des directions d’Environnement Canada.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 21
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.9
Communications
1.9.1
Communications avec l’ACC de Gander
Toutes les communications enregistrées entre CHI91 et l’ACC de Gander étaient de bonne
qualité technique, à savoir que l’équipement d’enregistrement a fonctionné normalement et la
qualité sonore était bonne. Les communications entre l’ATC et l’hélicoptère accidenté ont duré
en tout 2 minutes et 7 secondes après l’apparition de l’alarme de pression d’huile de la BTP.
Elles comprenaient l’appel de détresse, les renseignements sur la navigation, la piste
préférentielle et d’autres renseignements comme le nombre d’occupants à bord et le carburant
restant. Rien n’indique que les communications de l’ATC ont été mal comprises ou manquées
par CHI91.
Quand le pilote a lancé l’appel de détresse à 9 h 45 min 27, le contrôleur de l’ACC de Gander a
traité la situation comme une urgence en répondant conformément aux normes et pratiques de
NAV CANADA. À 9 h 51, l’ACC de Gander a ouvert un poste de contrôleur dédié uniquement
au traitement de la situation d’urgence de CHI91. Après l’amerrissage forcé de l’hélicoptère, à
9 h 56, le contrôleur en question a continué à coordonner les opérations SAR de sept aéronefs en
leur transmettant à mesure des mises à jour et des informations. Ces communications ont été
claires, rapides et sans équivoque.
1.9.2
Communications avec le centre de régulation des vols de Cougar
Les communications radio entre CHI91 et le centre de régulation des vols de Cougar, d’une
durée de 2 minutes et 9 secondes, ont également été claires et normales (voir la figure 9). Elles
comprenaient l’appel de détresse, la description de la situation d’urgence, la possibilité de
continuer le vol et la préparation d’un second S-92A.
1.9.3
Communications internes et externes
Entre le déclenchement de l’alarme de pression d’huile de la BTP et l’arrêt de l’enregistreur de
bord juste avant l’amerrissage forcé, 10 minutes et 7 secondes se sont écoulées. Pendant ce
temps, le commandant de bord a été en communication avec l’ACC de Gander et le centre de
régulation des vols de Cougar durant 4 minutes et 16 secondes environ, laissant 5 minutes et
51 secondes aux communications internes entre les pilotes (voir la figure 9).
22 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Figure 9. Communications internes et externes
1.10
Renseignements sur l’aérodrome
1.10.1
Généralités
Aucun problème d’exploitation concernant une panne ou ayant pu avoir des conséquences
négatives sur le vol CHI91 n’a été relevé à l’aéroport de départ, aux plateformes d’appontage de
destination ou au site de dégagement. L’aéroport de St. John’s est à une altitude de 461 pieds asl
et le relief le plus élevé entre l’aéroport et le point d’impact de CHI91 était d’environ
500 pieds asl.
1.10.2
Surface d’atterrissage du cap Spear
Dans ses communications, le pilote a mentionné qu’il se poserait possiblement au cap Spear,
une langue de terre située à environ 8 nm au sud-est de CYYT et à environ 4,5 nm au sud de la
trajectoire de retour directe à l’aéroport international de St. John’s (voir la figure 1).
Le cap Spear est désigné lieu historique national du Canada par Parcs Canada et c’est un site
bien connu dans la région de St. John’s avec le phare historique du cap Spear comme point
d’intérêt. À proximité du phare, se trouve un grand terrain de stationnement bien dégagé avec
un revêtement asphalté en bon état dépourvu d’obstacles importants. Le stationnement est à
une altitude d’environ 150 pieds asl et pouvait parfaitement convenir à l’atterrissage d’un
hélicoptère comme le S-92A. Il aurait pu servir de surface d’atterrissage d’urgence.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 23
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.11
Enregistreur de bord
1.11.1
Généralités
Le CHI91 était doté d’un enregistreur de
bord multifonction (MPFR) Penny & Giles
(référence D51615-102, numéro de série
00170-002), destiné à l’enregistrement des
données de vol (FDR) ainsi que des
conversations dans le poste de pilotage
(CVR), sur une mémoire à semiconducteurs protégée contre les impacts
(voir la photo 4). Le MPFR installé (position
FDR/CVR no 1) était alimenté en courant
continu (c.c.) de 28 V par le bus batterie. Le
CHI91 n’était pas équipé du second MPFR
optionnel (position FDR/CVR no 2), et
celui-ci n’était pas exigé par la
réglementation.
1.11.2
Photo 4. MPFR du CHI91
Interruption d’alimentation de l’enregistreur de bord multifonction
L’enregistrement du MPFR s’est arrêté environ 44 secondes avant l’impact puis a repris environ
1,7 seconde avant l’impact. L’examen par le BST du MPFR et des éléments de saisie des données
ainsi que leurs faisceaux de fils n’a révélé aucune anomalie préexistante ayant pu nuire à un
fonctionnement normal.
Le circuit d’alimentation du MPFR est doté de son propre relais. Tant que le relais n’est pas mis
sous tension, le MPFR reste alimenté. Lorsqu’il est mis sous tension, soit par l’interrupteur à
inertie omnidirectionnel (interrupteur g), soit par les contacts d’immersion, l’alimentation du
MPFR est coupée. Lorsque le poussoir de réarmement est enclenché, le relais est mis hors
tension et l’alimentation du MPFR est rétablie.
Le S-92A est muni de plusieurs accéléromètres fournissant des données au MPFR ainsi qu’au
système de contrôle et de maintenance de l’hélicoptère (HUMS). L’interrupteur à inertie est
conçu pour fermer le circuit lorsqu’il est soumis à une force de 5 g pendant 4 millisecondes,
mais réagit beaucoup plus rapidement s’il est soumis à une force plus grande.
Avant l’arrêt de l’enregistrement du MPFR, les données indiquaient que l’alimentation
électrique était fournie par les générateurs de courant alternatif (c.a.) principaux. Les données
HUMS montrent que le générateur de l’APU était en ligne. Toujours selon les données HUMS,
le régime du rotor principal (Nr) était tombé à environ 80 % juste avant le rétablissement de
l’alimentation du MPFR. Après la reprise de l’enregistrement du MPFR, les données indiquent
que l’alimentation électrique était fournie par le générateur de l’APU.
24 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En situation normale, l’alimentation électrique est fournie par les deux générateurs c.a.
principaux entraînés respectivement par un des moteurs. L’hélicoptère est aussi doté d’un APU
avec un générateur qui fournit l’alimentation électrique au sol et en cas d’urgence en vol.
Lorsque le régime tombe sous les 80 %, les deux générateurs c.a. principaux sont coupés. Si à cet
instant le générateur de l’APU est en ligne, il fournit l’alimentation électrique. Le transfert
d’alimentation des générateurs c.a. principaux au générateur de l’APU n’est pas instantané et il
est possible qu’il y ait eu une interruption de courant momentanée. Cela aurait pu couper
l’alimentation du relais du MPFR et rétablir ainsi l’alimentation du MPFR.
D’après les articles 529.1457 d)(2) et 529.1459 a)(5) du Règlement de l’aviation canadien (RAC), les
enregistreurs de bord installés à bord des giravions de catégorie transport doivent être pourvus
d’un moyen automatique pour couper l’enregistrement dans les 10 minutes qui suivent l’impact
lors d’un écrasement. De façon à garantir sa fiabilité, le fonctionnement de ce moyen
automatique doit dépendre de plusieurs paramètres. Par exemple, la détection d’une perte de
pression de tous les moteurs en corrélation avec la détection d’une vitesse nulle et un impact ou
une immersion. Afin de répondre à cette exigence, le coupe-circuit du S-92A a un interrupteur à
inertie de 5 g. En général, les interrupteurs à inertie ne sont pas considérés comme fiables pour
arrêter les enregistreurs, et à la suite de la certification du S-92A, le problème a été traité dans
deux documents. Le document ED112 de l’Organisation Européenne pour l’Équipement de
l’Aviation Civile (EUROCAE) publié en mars 2003 et intitulé Spécifications de performances
opérationnelles minimales pour les systèmes enregistreurs embarqués protégés précise que les capteurs
d’accélération négative (interrupteurs à inertie) ne doivent pas être utilisés parce que leur
réaction n’est pas considérée fiable. De plus, l’Air Accidents Investigation Branch (AAIB) du
Royaume-Uni a émis la recommandation de sécurité 2008-074 suivante :
[Traduction]
Il est recommandé que la Federal Aviation Administration et l’Agence
Européenne de la Sécurité Aérienne revoient les normes de certification
concernant l’arrêt automatique des enregistreurs de bord dans les dix
minutes qui suivent l’impact lors d’un écrasement, en vue d’inclure une
référence spécifique interdisant l’utilisation d’interrupteurs à inertie
comme solution pour répondre à la recommandation du document ED112
émis par le groupe de travail 50 de l’EUROCAE.
La réglementation canadienne en vigueur ne reflète pas cette philosophie. Le problème des
interrupteurs à inertie n’est pas unique aux hélicoptères. Une récente enquête du BST
(A07A0134) à propos d’un accident à l’atterrissage a établi que l’interrupteur à inertie avait
coupé prématurément l’alimentation électrique du CVR lors de l’impact initial au sol. Les
conversations et les bruits subséquents dans le poste de pilotage pendant la sortie de piste et
l’évacuation subséquente de l’avion n’ont pas été enregistrés.
Au moment de la certification du S-92A, l’installation d’un CVR/FDR combiné (c.-à-d., un
MPFR) répondait aux normes de certification pertinentes. Le S-92A peut recevoir un second
MPFR, mais la conception de l’hélicoptère est telle que même si deux MPFR avaient été
installés, l’interruption de courant aurait également altéré le fonctionnement du second MPFR.
L’absence de données FDR et CVR pendant la dernière phase du vol de l’hélicoptère accidenté a
nui au travail des enquêteurs pour comprendre le déroulement exact des dernières secondes de
l’événement. Cette lacune pourrait avoir compromis l’identification en temps opportun de
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 25
RENSEIGNEMENTS DE BASE
problèmes de sécurité importants. L’absence de renseignements FDR a également éliminé la
possibilité pour les ingénieurs d’obtenir des données sur une réelle panne de rotor de queue
avec autorotation pour valider les modèles de vol utilisés dans les simulateurs du S-92A de
façon à rendre cette formation plus réaliste.
1.11.3
Données HUMS
Les enquêteurs ont pu retrouver les deux calculateurs de commandes de vol (FCC), les deux
commandes moteur électroniques (EEC), le concentrateur de données, le HUMS, le système
d’avertissement de proximité du sol amélioré (EGPWS) et l’ordinateur de données de
maintenance. Les données qui ont pu être récupérées des mémoires rémanentes ont été utilisées
pour reconstituer une partie du profil de vol pendant la phase finale, ce qui a permis aux
enquêteurs de mieux comprendre et analyser les derniers instants avant l’impact.
Le laboratoire technique du BST a examiné les données enregistrées. À 90 pieds asl, le HUMS a
enregistré un taux de descente de 2300 pi/min avec une tendance à augmenter et une assiette en
cabré à 16 degrés inclinée à gauche à 9 degrés. La faible vitesse de rotation du rotor principal
n’aurait pas permis de réduire le taux de descente. En tenant compte de la résistance de l’air, le
taux de descente réel devait être quelque peu inférieur à 5100 pi/min, mais nettement supérieur
à 2300 pi/min.
1.12
Renseignements sur l’épave et sur l’impact
1.12.1
Examen préliminaire de l’épave
Le 19 mars 2009, l’épave a été récupérée et transportée à l’aéroport de CYYT. Elle a ensuite été
retirée du conteneur grillagé, partiellement démontée et disposée au sol pour examen et
consignation des observations. Presque immédiatement, on s’est aperçu que deux des trois
goujons de montage de la cuve du filtre à huile étaient sectionnés et le côté gauche de la cuve
s’était écarté du carter de la BTP. Le goujon inférieur avant s’était détaché avec l’écrou presque
au niveau de la face supérieure du flasque de montage et ils n’ont pas été retrouvés. Le goujon
inférieur arrière était fendu plus bas dans l’alésage du flasque et l’écrou était encore en place sur
la partie sectionnée du goujon. Le goujon supérieur et son écrou étaient intacts.
L’examen préliminaire de l’épave s’est poursuivi au cours des sept jours suivants. Les éléments
demandant un examen plus poussé ont été expédiés au laboratoire technique du BST à Ottawa.
Afin de réduire les effets de la corrosion par l’eau salée, la BTP a été presque immédiatement
déposée, emballée, scellée et expédiée à l’usine mère de Sikorsky au Connecticut. Sur place, la
BTP a été démontée et examinée par des employés de Sikorsky qui ont consigné leurs
observations. L’opération s’est déroulée sous la supervision de deux enquêteurs du BST. Des
observateurs de Cougar Helicopters, de la Federal Aviation Administration (FAA) et du
National Transportation Safety Board (NTSB) étaient également présents. Les éléments critiques
de la BTP ont ensuite été expédiés au laboratoire technique du BST pour un examen
métallurgique détaillé.
26 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.12.2
Empreinte des dommages et caractéristiques de l’impact
L’hélicoptère a percuté la surface de l’eau avec une vitesse vers le bas élevée. L’importante
désintégration de la cabine passagers, et notamment du plancher, par rapport au plafond qui est
resté relativement intact, correspond à un impact à plat. En raison de l’état de la mer, avec une
hauteur significative de vagues d’environ 2,5 mètres, il n’a pas été possible d’établir l’assiette
exacte de l’hélicoptère au moment de l’impact (voir la photo 5). Néanmoins, les dommages
subis par la cellule indiquent que le poste de pilotage et le pylône de queue se sont rompus
dans un mouvement vers le bas.
L’intégrité relative des pales du rotor principal correspond à un faible mouvement au moment
de l’impact. Les pales du rotor de queue ne portaient aucune trace de rotation à l’impact.
Photo 5. Disposition de l’épave du CHI91 : A – poste de pilotage; B – plateforme moteur et moteurs;
C – flotteur latéral; D – rotor de queue; E – pales du rotor principal; F – cabine passagers
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 27
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.12.3
Examen de la BTP de CHI91
La BTP a fonctionné pendant environ
11 minutes après la perte totale de pression
d’huile. L’examen des pièces de la BTP a
montré qu’elles avaient subi des dommages
par surchauffe en raison du frottement
provoqué par un fonctionnement sans
lubrification. Les dents du pignon
d’entraînement du rotor de queue ont subi
un affaissement plastique sous l’effet de la
chaleur, et les arbres du rotor de queue ont
fini par s’arrêter (voir la photo 6 du pignon
endommagé comparé à un pignon neuf). Il
Photo 6. À droite, pignon d’entraînement
n’y avait aucune trace de grippage ayant pu
du rotor de queue endommagé
empêcher le rotor principal de tourner
librement au moment de l’impact. La tenue radiale et axiale de l’arbre du pignon
d’entraînement du rotor de queue est assurée par deux roulements à rouleaux coniques et les
dommages relevés sur les roulements correspondent à un fonctionnement sans lubrification
adéquate. Leur rupture a certainement provoqué la perte de tenue radiale et axiale du disque
du frein rotor. Le dispositif de freinage par frein à disques est conçu pour immobiliser les rotors
en 30 secondes quand les deux moteurs sont coupés et que le régime tombe à 40 % ou moins.
Environ 1,5 seconde avant l’arrêt de l’enregistrement MPFR, le message ROTOR BRAKE ON
(frein rotor) est apparu pendant une à deux secondes. Il n’y a aucune trace de contact anormal
entre le disque et les plaquettes, mais la fermeture de l’un des microcontacts des étriers peu
avoir été provoquée par un ou plusieurs impacts entre le disque et les garnitures des plaquettes
à cause de la détérioration du pignon d’entraînement du rotor de queue et des roulements.
L’examen des pièces et du dispositif de dérivation de l’huile de la BTP par le BST a établi
qu’aucune anomalie préexistante n’aurait empêché un fonctionnement normal.
28 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.12.4
Examen de la cuve du filtre de la BTP de CHI91
Les deux goujons de montage de la cuve du filtre à
huile se sont rompus suite à la propagation de criques
de fatigue. Les traces d’usure et de frottements relevées
sur le corps du filtre et sur le joint indiquent que les
criques de fatigue se sont propagées dans le goujon
avant et ont provoqué sa rupture. La surcharge reportée
sur le goujon arrière a entraîné sa rupture (voir la
photo 7).
Plusieurs empreintes ont été relevées dans le fond de la
cuve. Sikorsky a observé des empreintes sur des cuves
neuves et a indiqué qu’en fonctionnement normal,
quand les pièces sont assemblées correctement, il est
possible qu’avec la pression d’huile, l’élément du filtre
soit comprimé contre la cuve avec suffisamment de
force pour laisser des empreintes. Des empreintes
similaires ont été observées dans la cuve du filtre à
huile d’une BTP retirée d’un hélicoptère ayant subi une
panne similaire en Australie (voir la rubrique 1.18.3.2).
Il a été établi que les empreintes dans la cuve du filtre à
huile de la BTP n’ont pas contribué à la rupture des
goujons de montage de CHI91.
1.12.5
Photo 7. Cuve du filtre à huile du CHI91
Essai sur des ensembles goujons-écrous de la cuve du filtre à huile
Le BST a pu examiner le goujon supérieur qui
est resté sur la cuve de la BTP de CHI91 (voir la
photo 8) et a effectué des essais sur un
échantillonnage d’ensembles goujons-écrous
neufs fournis par Sikorsky afin de quantifier les
dommages et les effets sur le serrage après un
certain nombre de cycles d’assemblage.
L’examen des dommages par grippage sont
apparus dès le premier montage et se sont
aggravés progressivement avec le nombre de
cycles de vissages et de dévissages (voir la
photo 9). Les essais effectués sur le goujon
restant et sur les échantillons ont montré
qu’après 13 à 17 cycles, la bague de
l’autobloquant de l’écrou était très abîmée et
des fragments s’étaient détachés des crêtes des
filets.
Photo 8. Goujon supérieur resté en place sur le
carter de la BTP de CHI91
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 29
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.12.6
Réservoir de carburant auxiliaire
Le réservoir auxiliaire est resté attaché à la
structure du plancher de la cabine et a été
récupéré avec la partie principale du fuselage.
Le bouchon en fibre de verre qui couvre le
tuyau et les raccords électriques sur le sommet
du réservoir était endommagé. La gaine externe
en fibre de carbone du réservoir était
endommagée à proximité des dommages sur le
bouchon. Le reste de la structure du réservoir et
de ses ancrages au plancher étaient intacts. Une
partie de la tuyauterie, du filage et des raccords
Photo 9. Goujon neuf – à gauche, filets d’origine,
électriques étaient endommagés et n’étaient
à droite filets après 10 cycles de vissage
plus raccordés à la cellule. La gaine interne en
et dévissage du même écrou
caoutchouc du réservoir semblait intacte et ne
portait aucune trace de dommage. Du carburant résiduel et de l’eau de mer ont été trouvés en
petite quantité dans le réservoir souple. Néanmoins, celui-ci n’avait pas été rempli pour le vol
en cause.
1.12.7
Examen du dispositif de flottaison d’urgence
L’interrupteur du DFU était armé et plusieurs éléments du dispositif ont été endommagés par la
force de l’impact. Le filage électrique et les canalisations de gonflage au gaz étaient rompus en
plusieurs endroits. Les gaines de protection des canalisations flexibles étaient tordues ou
arrachées par endroits, et les canalisations rigides étaient sectionnées et tordues en plusieurs
endroits avec des sections aplaties localement. Les contacts d’immersion dans les puits de roues
ont été mis hors service quand les flotteurs latéraux ont été arrachés à l’impact.
Le boudin de droite était sorti de son carénage tout en restant attaché à la cellule. Il était éraflé
et percé en plusieurs endroits, certainement à cause de l’impact et des manœuvres de
récupération ou du déplacement de l’épave par la suite. Le boudin de gauche est resté dans son
carénage. Il a été subséquemment gonflé par le BST et les deux compartiments ont maintenu
leur pression. Les deux dispositifs de gonflage des boudins avant ont été retrouvés intacts et
complètement pressurisés. Le boudin arrière et ses dispositifs de gonflage n’ont pas été
retrouvés.
L’hélicoptère était doté de deux radeaux de survie rangés dans la pointe avant de chaque
flotteur latéral. Les deux radeaux de survie ont été retrouvés complètement gonflés près du
point d’impact. Ils se sont probablement gonflés quand les cordelettes destinées au gonflage
manuel se sont tendues au moment où le couvercle du compartiment de rangement s’est
détaché des flotteurs latéraux à l’impact.
30 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.12.8
Examen des sièges et des harnais de sécurité
Les sièges ont subi des dommages structuraux; des dossiers ont notamment été tordus et des
appuie-tête, déformés. Une analyse de la déformation du mécanisme d’absorption des chocs des
sièges passagers a établi que les occupants ont été soumis à des facteurs de charge verticaux
d’au moins 5,3 g à 8,6 g. Toutefois, sur quatre sièges passagers, le mécanisme d’absorption est
descendu jusqu’en butée en raison du poids des occupants, ce qui laisse entendre que ces
derniers ont certainement subi des facteurs de charge dépassant 8,6 g. Tous les harnais de
sécurité ont été examinés et fonctionnaient normalement après l’impact.
1.13
Renseignements médicaux
1.13.1
Généralités
Pendant la phase initiale de la récupération, les agents de la Gendarmerie royale du Canada
(GRC) ont pris en charge les personnes décédées au nom du médecin légiste à mesure qu’ils ont
été remontés à bord de l’Atlantic Osprey, le navire employé pour la récupération. Ces personnes
ont été trouvées dans l’épave, toujours attachées à leur siège par les harnais de sécurité. Les
barres de codage enregistrées lors de la distribution des combinaisons de survie ont permis de
confirmer l’emplacement du siège de chaque passager. À l’arrivée au port de St. John’s, les
personnes décédées ont été transportées dans les locaux du médecin légiste pour fin d’autopsie.
Le médecin légiste a noté que tous les passagers portaient leur combinaison de survie de façon
adéquate (c.-à-d. fermée jusqu’en haut avec la capuche sur la tête) indiquant qu’ils étaient prêts
à l’amerrissage forcé. Le survivant a déclaré à la Commission d’enquête sur la sécurité des
hélicoptères extracôtiers 13 (OHSI) qu’il se souvenait que l’équipage avait prévenu les passagers
de l’imminence d’un amerrissage forcé, puis de prendre la position de sécurité juste avant
l’impact. Les passagers ne portaient pas leurs gants. On leur avait dit que les gants pouvaient
les gêner pour déboucler le harnais de sécurité et évacuer l’hélicoptère. Le survivant a déclaré
que le temps de remonter à la surface de l’eau, il avait déjà perdu toute sensation dans les mains
et qu’il lui avait été impossible d’enfiler ses gants ou de soulever sa visière.
Le médecin légiste a noté que les combinaisons de survie n’avaient pas été endommagées. La
plupart des passagers portaient des maillots à manches longues, des jeans, des caleçons et des
chaussettes de laine sous leur combinaison.
13
La Offshore Helicopter Safety Inquiry (Commission d’enquête sur la sécurité des hélicoptères
extracôtiers) a été créée par l’Office Canada–Terre-Neuve-et-Labrador des hydrocarbures
extracôtiers (C-NLOPB) pour établir et recommander des améliorations à la sécurité afin de
réduire à un niveau raisonnablement acceptable les risques auxquels sont exposés les
travailleurs des plateformes de forage dans la zone extracôtière de Terre-Neuve-et-Labrador.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 31
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Les combinaisons de survie portées par les pilotes et l’occupant trouvé sans vie à la surface ont
été conservées par le BST en vue d’être examinées. Aucune anomalie n’a été décelée. La
combinaison de survie portée par le survivant a été découpée par le personnel médical lors de
son sauvetage, pendant son transport à l’hôpital et au cours de son traitement initial. Elle a été
détruite.
1.13.2
Équipage
Les pilotes ont subi des blessures plus graves que tous les autres occupants. Ils avaient surtout
des blessures à la tête et à la poitrine en raison du choc contre le tableau de bord quand le poste
de pilotage a été enfoncé à l’impact. Les pilotes ne portaient pas de casque et n’y étaient pas
obligés par la réglementation. Une analyse détaillée sur le port du casque est donnée à la
rubrique 1.15.14. Pendant la séquence d’impact, le poste de pilotage a été lourdement
endommagé. La structure a été écrasée en comprimant l’espace intérieur, puis est revenue en
place, ce qui l’a presque arrachée du fuselage. L’enquête a établi que les capacités des pilotes
n’étaient pas altérées par des facteurs physiologiques.
1.13.3
Passagers
Le diagramme des blessures des occupants (voir la figure 10) donne une indication générale des
blessures subies par les occupants de CHI91. L’absence de blessures à la tête ou aux membres
supérieurs est remarquable sachant que le plafond et la plateforme moteur avec la transmission
ont comprimé le fuselage au point de le déchirer au niveau des fenêtres et de tordre des appuietête vers l’avant. L’absence de blessures par écartèlement 14 semble indiquer que les passagers
ont pris la position de sécurité comme on leur avait enseigné, et que cela s’est avéré efficace
pour prévenir des blessures à la partie supérieure du corps.
Les blessures les plus importantes subies par les passagers étaient des fractures des membres
inférieurs. La fracture des os longs des membres inférieurs exige normalement une force
supérieure à celle de 5,3 à 8,6 g indiquée par le mécanisme d’absorption des sièges. Il est donc
possible qu’elles aient été provoquées par la combinaison de l’accélération verticale et du
soulèvement brutal du plancher de la cabine. Les occupants qui sont restés dans l’épave sont
morts noyés.
L’occupant du siège 1A qui a été retrouvé mort à la surface avait des fractures ouvertes aux
jambes, ce qui coïncide de façon générale aux types de blessures des autres occupants. Il est
possible que cette victime ait débouclé sa ceinture avant l’impact, mais l’absence de blessures
sur le haut du corps et le type de blessures générales aux membres inférieurs laissent penser
qu’elle était probablement attachée sur son siège avec le harnais de sécurité au moment de
l’impact.
14
La position de sécurité a pour but d’empêcher l’écartèlement des bras et de la tête en les tenant
serrés contre le corps afin de prévenir des blessures éventuelles au contact d'une structure de
l’aéronef dans la séquence d’écrasement.
32 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le seul survivant de CHI91 occupait le siège 3D. Après l’impact, il a réussi à sortir du fuselage
qui s’enfonçait dans l’eau et à rejoindre la surface. Il a cependant aspiré une quantité importante
d’eau de mer et s’est retrouvé en état de choc en raison de nombreuses blessures, notamment
une fracture du sternum. Son gilet de sauvetage intégré à la combinaison de survie était gonflé
et avec la flottabilité inhérente de la combinaison, il est resté à la surface.
Le survivant portait une
combinaison de grande taille.
Une revue subséquente des
lignes directrices sur les mesures
a montré qu’il aurait dû porter
une combinaison de taille
moyenne. Il avait correctement
fermé sa combinaison et le gilet
de sauvetage était gonflé, mais
de l’eau s’était infiltrée à
l’intérieur et la température de
son corps avait chuté
considérablement.
Normalement, la température du
corps est de 37 °C. Le document
de Transports Canada intitulé La
survie en eaux froides
(TP 13822F) 15, mentionne ceci :
« Si la température interne du
corps continue de baisser, le
décès survient généralement par
suite d’un arrêt cardiaque
lorsque la température
corporelle chute en deçà de
24 °C ». La température du corps
du survivant était tombée à
29,8 °C et son rythme cardiaque
Figure 10. Tableau des blessures des occupants
était irrégulier. Cette perte de
température corporelle est
survenue après une exposition dans l’eau froide à des températures de 0,1 °C à 0,3 °C pendant
environ une heure et vingt minutes, ce qui correspond à une diminution d’environ 0,09 °C par
minute.
1.14
Incendie
Il n’y a pas eu d’incendie, ni avant, ni après l’écrasement.
15
C. J. Brooks, La survie en eaux froides. TP 13822F, Transports Canada, 2003.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 33
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.15
Questions relatives à la survie des occupants
1.15.1
Généralités
Les documents de référence, les recherches et les descriptions mentionnées dans la présente
section renvoient à des amerrissages forcés d’hélicoptères où les forces d’impact sont
relativement faibles à modérées. Dans l’écrasement de CHI91, la violence de l’impact dépassait
le seuil de survie normalement admis dans un amerrissage forcé. Toutefois, les 18 occupants du
CHI91 ont survécu à l’impact, mais un seul a survécu à l’accident.
Le vol CHI91 a percuté l’eau avec une force estimée entre 20 g et 25 g. La majeure partie de
l’impact a été absorbée par le fuselage, les mécanismes d’absorption des sièges et les harnais à
quatre points. La force g subie par les différents occupants a varié en fonction de la force exercée
sur le fuselage à l’endroit où chacun était assis. Hormis les occupants des quatre sièges côte à
côte situés au fond de l’appareil, les autres passagers ont, dans l’ensemble, été soumis à des
facteurs de charge d’inertie compris entre au moins 5,3 g et 8,6 g dans le sens de l’axe de siège
vertical. À cela s’ajoute le fait que l’hélicoptère a percuté la surface de l’eau avec une vitesse
avant d’environ 55 à 60 nœuds, ce qui aurait fait subir aux occupants une force horizontale
comprise entre 5 g et 8 g.
Des recherches ont révélé qu’en général 10 % à 15 % seulement des occupants sont en mesure
d’exécuter les mesures d’évacuation efficacement 16 lors d’un accident d’hélicoptère sur un plan
d’eau. Un nombre identique d’occupants perd ses moyens en raison du stress intense, ce qui a
pour effet de réduire considérablement les chances de survie 17. Les 75 % restants sont étourdis
ou désorientés par l’événement. Néanmoins, la plupart d’entre eux sont capables d’évacuer
l’appareil s’ils ont été bien entraînés et préparés à ce genre de situation 18.
Pour survivre à un impact comme celui de CHI91, il faut que certaines conditions préalables
soient réunies. La survie à un tel scénario dépend aussi de la capacité des occupants à prendre
plusieurs décisions opportunes dans un délai critique et à passer à l’action de manière
adéquate. Parmi les principales conditions préalables dont il est question, on peut citer le suivi
récent d’une formation en évacuation subaquatique réaliste, une bonne pratique de la natation,
des périodes d’acclimatation en eaux froides, de l’agilité, de bonnes aptitudes physiques et
mentales, une résistance élevée à la douleur, l’absence de toute incapacité quelle qu’elle soit et
un instinct de survie particulièrement développé. Lorsqu’il a présenté à l’OHSI les facteurs qui
ont prévalu dans sa survie, le rescapé du vol CHI91 a mentionné son âge, sa condition
physique, son bon état de santé, sa préparation mentale, son instinct, son expérience en matière
d’acclimatation en eaux froides, sa capacité à se concentrer sur les procédures d’évacuation et la
chance.
16
C. J. Brooks, C. V. MacDonald, L. Donati et J. T. Taber, “Civilian Helicopter Accidents into Water:
Analysis of 46 Cases, 1979-2006”, Aviation, Space, and Environmental Medicine, 79(10), 2008,
pp. 935-940.
17
Ibid.
18
Ibid.
34 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
La société Helly Hansen, le fabricant de la combinaison de survie E-452 Nautilus portée par les
passagers, a déterminé qu’une fuite au niveau de la combinaison ne pouvait justifier à elle seule
la perte de température corporelle de 7,2 °C comme l’a subie le survivant. À l’aide de son
modèle de survie à l’exposition au froid (MSEF), la société Helly Hansen a constaté qu’une
personne portant la combinaison dans une eau à 0 °C, en présumant une infiltration d’eau de
654 grammes, devrait être en mesure de survivre pendant 12,9 heures avec une baisse de
température corporelle allant jusqu’à 28 °C. Les essais ont montré que même avec une
combinaison remplie d’eau, les délais de survie sont d’environ quatre heures.
Helly Hansen a pu établir que la température corporelle d’un survivant qui passe 1 heure et
20 minutes dans une eau à 0,2 °C avec une combinaison remplie d’eau est de 35,4 °C, sous
réserve que les tremblements de la personne soient normaux. Cependant, à la suite d’un trauma
ou d’une perte de température corporelle d’environ 5 °C19, les tremblements peuvent devenir
anormaux et entraîner des pertes de température corporelles plus marquées. Le MSEF suppose
une immersion en eau calme, mais le vent et les vagues peuvent réduire les délais de survie 20,21
et accentuer la déperdition calorifique d’un pourcentage pouvant aller jusqu’à 37 % 22, 23.
Des études menées avec 228 travailleurs de l’industrie pétrolière ont montré que leur durée
d’apnée moyenne dans une eau à 25 °C est de 37 secondes 24. Les chercheurs ont conclu que
l’incapacité à retenir sa respiration expliquait le taux de décès de 15 % à 50 % dans les cas
d’amerrissages forcés d’hélicoptère. Plus la température de l’eau est basse, plus la durée
d’apnée moyenne diminue. Lorsque la température de l’eau est près du point de congélation, la
durée de l’apnée baisse considérablement pour se situer entre 5 et 10 secondes 25.
Les membres d’équipage et les passagers du vol CHI91 ont subi un choc hypothermique brutal
lorsque l’hélicoptère s’est enfoncé dans les eaux de l’Atlantique Nord à 0,2 °C. Le choc
hypothermique représente la principale cause de noyade des membres d’équipage et des
passagers des hélicoptères lors d’un amerrissage forcé en eau froide 26, 27. Même si les occupants
19
A. Steinman et G. Geisbrecht, « Cold-water immersion », Wilderness Medicine (éd. par
P. Auerbach), C. V. Mosby, St. Louis, 2001.
20
A. Steinman, J. Hayward et M. Nemiroff, « Immersion hypothermia: comparative protection
of anti-exposure garments in calm versus rough seas », Aviation Space and Environmental
Medicine, 58, 1987, p. 550-558.
21
M. Tipton, « Immersion fatalities: hazardous responses and dangerous discrepancies », Journal
of the Royal Naval Medical Service, 81, 1995, p. 101-107.
22
J. Power, R. Simoes, S. MacKinnon, C. J. Brooks et M. Tipton, The evaluation of human thermal
responses in wind and waves, TR-2008-10, Institute for Ocean Technology, 2008.
23
M. Ducharme et C. Brooks, « The effect of wave motion on dry suit insulation and the
response to cold water immersion », Aviation, Space and Environmental Medicine, 69, 1998,
p. 957-964.
24
S. S. Cheung, N. J. D’Eon, C. J. Brooks, « Breath-Holding Ability of Offshore Workers
Inadequate to Ensure Escape from a Ditched Helicopter », Aviation Space and Environmental
Medicine; 72, 2001, p. 912-918.
25
J. S. Hayward, J. D. Eckerson et M. L. Collis, « Thermoregulatory Heat Production in Man:
Prediction Equation Based on Skin and Core Temperature », Journal of Applied Physiology, 42,
1977, p. 377-384.
26
C. J. Brooks, La survie en eaux froides . TP 13822 F, Transports Canada, 2003.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 35
RENSEIGNEMENTS DE BASE
de l’appareil sont équipés d’une combinaison de survie, l’immersion soudaine du visage dans
l’eau froide provoque une profonde inspiration (réflexe d’inspiration), une hyperventilation et
une ingestion d’eau. Dans le même temps, le rythme cardiaque s’accélère dangereusement, ce
qui peut entraîner un arrêt cardiaque ou une arythmie 28,,.29
1.15.2
Normes de formation élémentaire sur la survie
Le Comité de formation et de qualification de l’industrie gazière et pétrolière du Canada
atlantique a élaboré les normes de pratique concernant la formation et les qualifications du
personnel (Standard Practice for the Training and Qualifications of Personnel [2008-1038])
applicables à l’industrie pétrolière en mer du Canada atlantique. Les normes ont été révisées
pour la dernière fois en avril 2008. Le Comité de formation et de qualification révise les normes
chaque année; d’ailleurs, une nouvelle révision devrait avoir lieu en 2010. Le Comité est le
résultat d’une initiative concertée réunissant l’Association canadienne des producteurs
pétroliers (CAPP), la Canadian Association of Oilwell Drilling Contractors (CAODC), l’Office
Canada-Nouvelle-Écosse des hydrocarbures extracôtiers (C-NSOPB) et l’Office Canada-TerreNeuve-et-Labrador des hydrocarbures extracôtiers (C-NLOPB), le Marine Institute de
Terre-Neuve-et-Labrador (MI) et la société Survival Systems Training Limited (SSTL) de
Nouvelle-Écosse. La CAPP 30 est l’organisme qui publie les normes. Il agit en tant que secrétariat
du Comité de formation et de qualification.
La section 3 de la norme (Formation obligatoire sur la sécurité pour toutes les installations
pétrolières) décrit des programmes de formation obligatoires concernant la sécurité du
personnel, y compris la formation élémentaire sur la survie (FES) et la formation élémentaire
périodique sur la survie (FEPS). Tous les employés des installations pétrolières reçoivent un
certificat FES sous réserve de réussir au cours de formation initiale de 5 jours. Cette formation
initiale est actualisée au moyen d’un cours de recyclage de 2 jours (FEPS) dispensé tous les
3 ans. La formation FES aborde tous les aspects de la survie du personnel des plateformes
pétrolières, notamment l’abandon de la plateforme, la lutte contre les incendies et les opérations
de recherche et de sauvetage. L’entraînement à l’évacuation d’un hélicoptère immergé (EEHI)
est un module indépendant, mais néanmoins important de la formation FES.
27
F. Golden et M. J. Tipton, Essentials of Sea Survival, Human Kinetics, 2002.
28
Ibid.
29
M. J. Tipton, C. Eglin, M. Gennser et F. C. Golden, « Immersion Deaths and Deterioration in
Swimming Performance in Cold Water », The Lancet, vol. 354, no. 9179, 1999, p. 626-629.
30
L’association CAPP représente 130 entreprises spécialisées dans l’exploration, l’exploitation et
la production de gaz naturel, de liquides de gaz naturel, de pétrole brut, de sables bitumineux
et de souffre élémentaire au Canada.
36 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
À l’époque de l’accident, la norme reconnaissait les certificats de FES délivrés par deux instituts
de formation canadiens et par deux centres européens (sous réserve que les stagiaires aient
suivi une formation complémentaire). Ces organismes sont les suivants :
1.
2.
3.
4.
Le Marine Institute (St. John’s, Terre-Neuve-et-Labrador);
Survival Systems Training Ltd. (Dartmouth, Nouvelle-Écosse);
La Norwegian Oil Industry Association (OLF) (Stavanger, Norvège);
La Offshore Petroleum Industry Training Organization – The Oil and Gas Academy
(Aberdeen, Royaume-Uni).
La norme canadienne régissant la FES et la FEPS est un document de 2,5 pages qui recense
16 modules de cours pour la formation FES, d’une durée de 5 jours, et 6 modules de cours pour
la FEPS, qui s’étale sur 2 jours. La norme précise qu’il est obligatoire de faire des exercices
d’EEHI dans le cadre de la FES et de la FEPS. Par contre, elle ne fournit aucune précision
complémentaire concernant, par exemple, le nombre et la durée des exercices, les normes
applicables aux équipements EEHI, les conditions environnementales et les compétences des
instructeurs à respecter ou encore le processus d’évaluation des participants.
La Norwegian Oil Industry Association (OLF) est un ordre professionnel et une association
patronale regroupant les sociétés pétrolières qui œuvrent sur le plateau continental norvégien.
Les directives de l’OLF en matière de FES consistent en un document de 2 pages qui décrit les
objectifs de formation, le public cible, les connaissances préalables obligatoires, la durée et le
contenu du cours et divers modules tirés du GSK – Basic Safety and Emergency Course (cours
élémentaire sur la sécurité et les urgences). Le document ne précise pas que l’équipement EEHI doit
reproduire fidèlement l’environnement opérationnel.
La Offshore Petroleum Industry Training Organization (OPITO) est un organisme de l’industrie
pétrolière et gazière dirigé par une organisation syndicale ayant son siège au Royaume-Uni. Les
normes approuvées par l’OPITO en matière d’initiation et de formation élémentaire à la sécurité
et aux situations d’urgence en mer est un document de 16 pages qui précise le public ciblé par la
formation, les connaissances préalables à posséder, les résultats d’apprentissage visés, le
programme de formation, la durée de la formation et le processus d’évaluation des participants.
Tout comme l’OLF, les normes de l’OPITO ne précisent pas que l’équipement EEHI doit
reproduire fidèlement l’environnement opérationnel.
Différents organismes ont proposé d’autres normes de formation visant plus particulièrement
l’entraînement EEHI. Par exemple, le Human Factors Group de la Cranfield University a
élaboré un projet de norme EEHI pour l’industrie de l’exploitation pétrolière en mer dans le
cadre d’une étude plus poussée 31 . Ce document préliminaire précise que la tenue des
participants et l’équipement EEHI doivent être fidèles à ceux utilisés en conditions
opérationnelles.
31
A. Mills et H. Muir, “Executive summary final report development of a training standard for
underwater survival”, Human Factors Group, College of Aeronautics, Cranfield University,
R.-U., 1999.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 37
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.15.3
Examen de la qualité du programme de FES
En 2008, les programmes de formation du Marine Institute et de la société Survival Systems
Training Ltd. ont fait l’objet d’un examen de la qualité indépendant à la demande du CFQ.
L’examen visant le Marine Institute a révélé que ses programmes FES et FEPS répondent aux
exigences de la norme. Dans le processus d’amélioration continue de la qualité, les
examinateurs ont relevé dix points (au-delà des exigences de la norme) perfectibles.
L’équipement EEHI de l’institut est notamment visé car il ne représente pas fidèlement les
hélicoptères utilisés sur les plateformes en mer.
Les quelque 40 heures de cours que compte la FES initiale du Marine Institute prévoyaient
5 exercices dans le simulateur d’entraînement à l’évacuation d’un hélicoptère immergé, tandis
que la FEPS incluait au moins 3 exercices dans le simulateur 32. Les participants qui échouent à
un exercice suivent une formation de rattrapage. Au cours de ces exercices, la vitesse de
descente moyenne du simulateur dans la piscine reste stable à 0,57 mètres par seconde, ce qui
produit des forces de décélération négligeables au moment de l’impact sur l’eau.
L’entraînement à l’évacuation d’un hélicoptère immergé du Marine Institute comporte les
exercices suivants :
1. Une évacuation en surface avec deux stagiaires. Le simulateur est immergé
horizontalement et l’eau est infiltrée jusqu’à la hauteur des sièges.
2. Une évacuation par hublot sous la surface. Les stagiaires sont assis à côté d’un
hublot; le stagiaire éjecte le hublot alors que le simulateur se trouve à la surface de
l’eau. Le simulateur est ensuite immergé horizontalement, ce qui crée une petite
poche d’air au niveau du plafond du simulateur. Le stagiaire doit évacuer
l’appareil en passant par le hublot.
3. Une évacuation par hublot avec simulateur basculé de 180 degrés. Les stagiaires
sont assis à côté d’un hublot; le stagiaire éjecte le hublot alors que le simulateur se
trouve à la surface de l’eau. Le simulateur bascule ensuite de 180 degrés et se
retrouve immergé. Le stagiaire doit évacuer l’appareil en passant par le hublot.
4. Une répétition du troisième exercice.
5. Une évacuation en surface ordonnée avec utilisation du radeau de sauvetage par
un groupe de 12 stagiaires.
Le programme FEPS du Marine Institute prévoit la répétition des exercices 1, 3 et 5 dans le
simulateur d’entraînement.
32
Le nombre d’heures dépend du niveau des participants, selon qu’ils doivent pratiquer
davantage ou recevoir plus d’explications.
38 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le simulateur du Marine Institute (voir photo 10) a
été conçu pour reproduire une grande variété
d’hélicoptères; il ne reproduit donc pas
spécifiquement le S-92A. Il est équipé de sièges à
dossier court montés sur pattes qui ne sont pas
représentatifs des sièges à mécanisme d’absorption du
S-92A. Les sièges ne sont pas dotés du harnais de
sécurité à quatre points comme ceux du S-92A, mais
d’une sangle sous-abdominale. Le simulateur est
pourvu de trois hublots de dimension différente
munis de joints d’étanchéité en caoutchouc qu’il faut
extirper pour pouvoir retirer les fenêtres en plexiglas
et évacuer l’appareil. Aucun hublot ne fonctionne
comme ceux du S-92A.
Photo 10. Sièges du simulateur d’EEHI
du Marine Institute
L’examen de la qualité du programme de formation offert par Survival Systems Training Ltd. a
indiqué que la FES et la FEPS répondent aux exigences de la norme à une exception près; les
cagoules antifumée sont présentées et leur usage est démontré, mais les stagiaires ne font aucun
exercice en conditions réelles. Comme dans le cas de la formation offerte par le Marine Institute,
l’examen de la formation de Survival Systems Training Ltd. a mis en relief un certain nombre de
points perfectibles (au-delà des exigences de la norme). La pertinence des équipements EEHI
n’a pas été prise en compte par ce constat.
Les quelque 35 heures de cours que compte la FES de Survival Systems Training Ltd. prévoient
5 exercices dans le simulateur d’entraînement à l’évacuation d’un hélicoptère immergé 33. Au
cours de ces exercices, la vitesse de descente moyenne du simulateur varie de 0,04 à 0,46 mètres
par seconde.
Le module EEHI de la FES initiale offerte par Survival Systems Training Ltd. comprend les
étapes suivantes :
1. Une évacuation en surface avec le simulateur à l’horizontale et partiellement
immergé.
2. Une évacuation par hublot avec simulateur basculé de 180 degrés. Les stagiaires sont
assis à côté d’un hublot; le stagiaire éjecte le hublot alors que le simulateur se trouve à
la surface de l’eau. Le simulateur bascule ensuite de 180 degrés et le stagiaire doit
évacuer l’appareil en passant par le hublot.
3. Une évacuation par hublot avec simulateur basculé de 180 degrés et immergé dans
l’eau. Les stagiaires sont assis sur les mêmes sièges que ceux utilisés à l’exercice 2; le
simulateur bascule de 180 degrés alors qu’il est immergé. Le stagiaire doit éjecter le
hublot et évacuer l’appareil.
33
Le nombre d’heures de formation dépend du niveau des participants, selon qu’ils doivent
pratiquer davantage ou recevoir plus d’explications.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 39
RENSEIGNEMENTS DE BASE
4. Une répétition du troisième exercice à partir d’un siège situé côté couloir.
5. Une répétition du troisième exercice à partir du côté opposé afin que les stagiaires
s’entraînent à éjecter un hublot avec l’autre bras.
La FEPS de Survival Systems Training prévoit une répétition de l’ensemble des 5 exercices
d’EEHI prévus à la formation initiale.
Le simulateur de Survival Systems Training (voir
photo 11) a été conçu pour reproduire le S-92A. Il
est muni de sièges à dossier haut, qui sont
réglables de manière à pouvoir simuler des sièges
enfoncés par un impact, de harnais quatre points
et de hublots dont les dimensions et le principe de
fonctionnement ressemblent à ceux des hublots du
S-92A. La position enfoncée des sièges permet aux
stagiaires de s’entraîner à évacuer l’appareil à
partir des différents scénarios d’impact que l’on
peut rencontrer lors d’un amerrissage forcé. Le
degré de difficulté d’une évacuation selon chaque
scénario d’impact varie pour chaque stagiaire en
fonction de sa taille, de sa souplesse et de la
longueur de ses bras.
1.15.4
Périodicité et réalisme de la FES
En 1998, la société Mills and Muir a évalué la
périodicité de la formation dans le but de faire des
Photo 11. Siège du simulateur d’EEHI de
recommandations à l’industrie pétrolière en mer
Survival Systems Training
du Royaume-Uni sur la périodicité des formations
de recyclage 34. Les évaluateurs ont déclaré qu’en six mois à peine, les connaissances et les
performances des participants peuvent baisser à un point tel qu’ils ne sont plus en mesure
d’exécuter les gestes pertinents dans l’ordre approprié; ils débouclent souvent, par exemple,
leur ceinture de sécurité avant d’ouvrir le hublot de secours, une erreur qui peut s’avérer fatale
dans une situation d’urgence réelle. Les évaluateurs ont par ailleurs précisé que les difficultés
rencontrées après seulement six mois peuvent être imputables au manque de réalisme de
l’EEHI. Ils ont aussi fait remarquer que les personnes qui s’étaient portées volontaires pour leur
étude étaient des gens qui se sentaient naturellement à l’aise dans l’eau. Cet échantillon n’est
donc pas représentatif de la population appelée à embarquer à bord des hélicoptères de
l’industrie pétrolière. Selon toute probabilité, une étude impliquant la participation d’un
échantillon représentatif des travailleurs de l’industrie pétrolière en mer aurait donné lieu à des
résultats bien moins favorables.
34
A. M. Mills et H. C. Muir H.C, Development of a Training Standard for Underwater Survival,
Cranfield University, 1998.
40 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En Australie, c’est la Industrial Foundation for Accident Prevention (IFAP) qui administre la
plupart des EEHI auxquels prend part l’industrie pétrolière en mer du pays. L’IFAP a constaté
que les connaissances acquises pendant les cours s’estompent considérablement dans un délai
de 6 à 12 mois à compter de la formation initiale 35. Une étude a montré que ceux qui réussissent
le mieux aux exercices d’évacuation sous l’eau réalisés au moyen d’un simulateur d’EEHI, sont
les stagiaires qui ont pris part à 4 séances pratiques (avec hublot éjectable) au cours d’une seule
période de formation 6 mois auparavant 36. Les stagiaires qui ont reçu moins de séances
d’entraînement et qui n’ont pas eu à éjecter le hublot pendant l’EEHI n’ont pas été aussi
performants au cours de la session suivante lorsqu’ils ont dû éjecter des hublots pour évacuer
l’appareil. L’IFAP a aussi recommandé qu’on entraîne intensément les stagiaires pour mieux les
préparer à lutter contre les périls associés à un amerrissage forcé. Les conclusions de l’IFAP sont
les suivantes :
[Traduction]
L’étude portant sur la connaissance des procédures et l’exécution des gestes
de survie a montré que, de manière générale, la baisse de connaissance la
plus critique (sur simulateur) intervient dans un délai de 6 à 12 mois à
compter de la formation initiale. Tout indique que la périodicité légale
actuelle de deux ans qui s’applique aux séances d’EEHI, et qui ne prévoit
aucune formation de recyclage intermédiaire appropriée, est trop longue.
La dernière FES suivie par le survivant de l’accident du vol CHI91 remontait à 2 mois avant
l’accident. Deux autres occupants, qui ont subi des fractures aux membres inférieurs, avaient
suivi leur FES au cours des 3 mois précédents. L’autre occupant qui a réussi à sortir de l’épave
avait suivi la FES 1 an auparavant. Parmi les 8 occupants qui ont subi des blessures légères ou
sans importance, 2 personnes avaient suivi la FES un an plus tôt; 2 avait suivi la FES un an et
demi plus tôt; 1 personne avait suivi la formation presque deux ans plus tôt, et la formation la
plus récente des 3 derniers occupants remontait à environ deux ans et demi. Sur ces
8 occupants, 6 se trouvaient à côté d’un hublot ou d’une issue.
À l’occasion de son témoignage devant l’OHSI, le survivant a comparé la formation et la
situation réelle vécue lors de l’amerrissage forcé du Cougar CHI91. En plus de mentionner que
l’EEHI se déroulait sous une supervision très serrée, avec un impact peu important, il a ajouté
que les conditions environnementales de la simulation, telles que l’eau salée, la température de
l’eau et l’effet des vagues, étaient bien différentes de la réalité. Il a indiqué que le fait de suivre
un EEHI pendant quelques jours tous les deux ou trois ans ne suffisait pas à préparer un
occupant à sortir d’un hélicoptère accidenté comme le CHI91.
35
IFAP, Procedural Skill Decay and Optimal Retraining for Helicopter Underwater Escape
Training, Willeton, Australie, 1996.
36
J. Kozey, J. McCabe et J. Jenkins, The effect of different training methods on egress performance from
the Modular Egress Training Simulator. Conférence présentée à la International Association for
Safety and Survival Training Conference; Croatie, octobre 2006.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 41
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Dans les premiers temps de la formation EEHI, la température de l’eau allait de 8 °C en hiver à
16 °C en été. Toutefois, les participants qui attendaient leur tour pour passer aux séances
suivantes attrapaient froid, perdaient le moral et demandaient que la température soit relevée.
Ainsi, il y a 20 ans environ, la majorité des centres de formation ont commencé à chauffer la
piscine d’entraînement jusqu’à environ 20 °C. Le moral des stagiaires s’est amélioré et
davantage de personnes ont réussi le module EEHI de la FES. On abordait le sujet du choc
hypothermique en classe, mais aucune séance pratique n’était prévue en piscine. Plusieurs
équipages ayant effectué des amerrissages forcés en eaux froides ont déclaré n’avoir jamais
pleinement réalisé ce que signifiait un choc hypothermique en conditions réelles.
Lors d’une étude conduite en 2008, 100 membres d’équipage se sont portés volontaires pour
subir une immersion en eau froide (8 à 12 °C) pendant environ cinq minutes sans combinaison
de survie. Tous les participants ont présenté certains symptômes de choc hypothermique. La
majorité d’entre eux ont indiqué que l’expérience valait la peine et ont suggéré de l’inclure dans
la norme de formation 37.
Des études ont également montré que le réalisme de la formation est important en ce sens qu’il
contribue à renforcer l’automatisme des réflexes, permettant une évacuation plus rapide de
l’appareil immergé. L’utilisation d’un simulateur d’évacuation d’hélicoptère immergé qui ne
tient pas compte des conditions opérationnelles risque de compromettre les résultats de la
formation, car les stagiaires peuvent manquer de confiance en leurs chances de survie et
mettent plus de temps à sortir en essayant de trouver le meilleur moyen de réagir face à une
situation nouvelle 38.
Bon nombre d’autorités maritimes, y compris celles de Norvège, exigent que les séances de
FEPS aient lieu une fois tous les quatre ans, alors que les organismes de réglementation
canadiens spécialisés dans l’exploitation pétrolière en mer préconisent un intervalle de trois ans.
Afin de réduire au minimum la perte des réflexes de sécurité qui se produit entre chaque séance
de formation périodique, un exposé vidéo sur la sécurité est présenté avant chaque vol aux
employés de l’industrie pétrolière en mer de l’est du Canada ainsi qu’aux employés d’une
multitude d’autres organismes d’exploitation pétrolière en mer. La vidéo présentée aux
travailleurs qui prennent part aux rotations aériennes de Cougar Helicopters durait 15 minutes.
1.15.5
FES destinée aux équipages de conduite qui participent à des opérations en haute mer
La réglementation de Transports Canada n’oblige pas les équipages de conduite de Cougar
Helicopters à suivre un EEHI. Toutefois, les contrats avec les compagnies pétrolières peuvent
imposer cette formation comme faisant partie des qualifications des pilotes. La plupart des
pilotes de Cougar Helicopters suivent un programme FES complet de 5 jours, étant donné qu’ils
peuvent être amenés à rester en poste sur une plateforme pétrolière en mer. La formation
périodique a lieu tous les 3 ans, et les pilotes ont la possibilité de suivre le cours de recyclage
37
R. Walker, R et C. J. Brooks,, Introducing Cold Water Exposure to the Aircraft Ditching Course,
présenté au symposium SAFE, Nevada, 2008.
38
K. Hytten, « Helicopter crash in water: Effects of simulator escape training », Acta Psychiatrica
Scandinavica Suppl. 355, 80, 1989, p. 73-78.
42 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
complet de deux jours ou le module EEHI d’une journée. En outre, le programme de FES
permet de satisfaire à bon nombre de modules obligatoires de la formation sur les procédures
d’urgence normalisées propre à Cougar Helicopters.
Le commandant de bord avait suivi le cours FES initial de 5 jours au Marine Institute de
St. John’s le 5 février 2005, et sa qualification avait été renouvelée le 7 janvier 2008 à la suite
d’une séance d’EEHI de 7 heures effectuée au cours d’une seule journée. Sa qualification était
valide jusqu’au 7 janvier 2011. Le commandant de bord était bon nageur.
Lorsqu’il a été engagé par Cougar Helicopters, le copilote a suivi une FES de 40 heures sur
5 jours à Survival Systems Training qui a pris fin le 13 juin 2008. Sa qualification était valide
jusqu’au 13 juin 2011. Il avait été pilote des Forces canadiennes et avait déjà suivi plusieurs
formations EEHI sur Sea King à Survival Systems Training Ltd. auparavant. Le copilote était
bon nageur.
La compagnie incite ses pilotes à prendre place dans ce qui tient lieu de poste de pilotage dans
le simulateur EEHI, mais ils ne sont pas tenus de le faire. Ainsi, un pilote peut réussir le cours
même s’il n’a pas fait d’exercices d’évacuation à partir de l’un des sièges pilote.
1.15.6
Normes et règlements actuels sur les combinaisons pour passagers d’aéronef
Afin d’obtenir auprès de Transports Canada une homologation pour usage maritime des
combinaisons de survie à port constant et une homologation pour usage aéronautique des
combinaisons pour passagers d’hélicoptère, la combinaison de survie flottante Nautilus E-452
(E-452) de la société Helly Hansen Canada Limited (Helly Hansen) doit répondre aux exigences
des normes de l’Office des normes générales du Canada (ONGC) :
1. CAN/ONGC-65.16-2005 « Combinaisons flottantes »;
2. CAN/ONGC-65.17-99 « Combinaisons pour passagers d’hélicoptère ».
La norme CAN/ONGC-65.16-2005 s’applique aux combinaisons flottantes à port constant en
cas de naufrage. La norme précise que les combinaisons flottantes doivent :
•
•
•
•
•
réduire le choc thermique en cas d’immersion dans l’eau froide;
retarder le début de l’hypothermie lors d’une immersion en eau froide;
fournir une flottaison acceptable et réduire le risque de noyade;
ne pas compromettre la capacité du porteur à exécuter les gestes de survie
fondamentaux;
ne pas compromettre la capacité du porteur à exécuter son travail normal, dans le
cas d’une combinaison de survie à port constant.
D’après la norme CAN/ONGC-65.16-2005, la combinaison flottante doit fournir une protection
thermique au moins égale à 0,75 clo 39, posséder une flottabilité inhérente minimale de
70 Newton (N) 40 et une flottabilité minimale totale de 150 N.
39
Le « clo » est une unité de mesure utilisée pour indiquer la valeur de résistance thermique
d’un vêtement. Un « clo » équivaut à 0,155 °Cx m2 x W-1.
40
70 N équivaut à 15,82 livres de flottabilité.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 43
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Selon l’article 551.407 du Manuel de navigabilité (MN) – Combinaisons pour passagers
d’aéronef, et le RAC 602.63 - Radeaux de sauvetage et équipement de survie, la norme
CAN/ONGC-65.17-99 s’applique aux combinaisons pour passagers d’aéronef qui sont utilisées
à bord des hélicoptères qui survolent des plans d’eau dont la température est inférieure à 10 °C.
Cette norme de l’ONGC énumère des exigences générales et particulières concernant les
combinaisons pour passagers d’aéronef, telles que celles qui ont trait aux principes de fermeture
et d’étanchéité de la combinaison, aux caractéristiques de flottaison et à la protection thermique.
Selon la norme, les combinaisons pour passagers d’aéronef doivent assurer une protection
thermique d’au moins 0,75 clo, posséder une flottabilité inhérente maximale à l’évacuation 41 de
175 N 42 et une flottabilité minimale totale 43 de 156 N. Les combinaisons pour passagers
d’aéronef qui répondent à cette norme doivent être de couleur orange ou jaune international ou
d’une couleur haute visibilité équivalente.
Les normes CAN/ONGC-65.16-2005 et CAN/ONGC-65.17-99 présentent de nombreux
recoupements. La formulation de l’entrée en matière de la norme CAN/ONGC-65.17-99 prévoit
notamment clairement que dans certaines circonstances une seule combinaison peut répondre
aux deux normes. Cette section de la norme précise :
La combinaison flottante décrite dans la norme CAN/ONGC-65.16 et la
combinaison pour passagers d’aéronef décrite dans la norme
CAN/ONGC-65.17 peuvent, dans certaines situations, faire l’objet d’une
double approbation en ce qui a trait à leur utilisation.
Bien que les combinaisons pour passagers d’aéronef n’ont pas à répondre à la norme
CAN/ONGC-65.16-2005, les exploitants de plateformes pétrolières de la côte est ont demandé
au fabricant de s’y conformer également. Ainsi, les combinaisons pour passagers d’aéronef
utilisées pour les vols peuvent aussi servir de combinaison flottante en cas d’abandon d’urgence
des plateformes pétrolières en mer. Les travailleurs doivent avoir accès à deux combinaisons de
survie conformes à la norme CAN/CGSB-65.16-2005 lorsqu’ils travaillent sur une plateforme en
mer. La double fonction des combinaisons pour passagers d’aéronef (combinaison de vol et
seconde combinaison flottante) permet de réduire à deux le nombre de combinaisons
obligatoires par personne. La première combinaison de survie, qui est conçue pour répondre
uniquement à la norme sur l’abandon en cas de naufrage, est conservée à bord de la plateforme
pétrolière.
Si l’on tient compte des deux normes simultanément, on aboutit à une combinaison pour
passagers d’aéronef qui doit avoir une flottabilité propre d’au moins 70 N et une flottabilité
disponible maximale au moment de l’évacuation de 175 N. La flottabilité disponible au moment
de l’évacuation inclut la flottabilité propre et l’air piégé à l’intérieur de la combinaison. La
flottabilité propre est souvent obtenue en fabriquant une combinaison à partir de matériaux
flottants uniquement. Le fait d’exiger une flottabilité propre minimale de 70 N, comme c’est le
41
La « flottabilité disponible au moment de l’évacuation » représente la flottabilité totale de la
combinaison une fois enfilée sur le porteur. Cela inclut la flottabilité propre des composants et
de l’air piégé à l’intérieur, mais pas celle des dispositifs gonflables déployés.
42
175 N équivaut à 39,55 livres de flottabilité.
43
La « flottabilité totale » représente la flottabilité totale garantie au porteur par tous les
dispositifs de la combinaison, abstraction faite de l’air piégé à l'intérieur.
44 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
cas avec la norme CAN/ONGC-65.16-2005 peut donner lieu à une combinaison pour passagers
d’aéronef plus épaisse et plus encombrante qu’une combinaison qui n’a pas à satisfaire à une
flottabilité minimale, comme c’est le cas avec la norme CAN/CGSB-65.17-99.
1.15.7
Combinaisons de survie des équipages de Cougar Helicopters
Les deux pilotes du vol Cougar 91 portaient des combinaisons de vol étanches bleues de type
Viking (équipement de survie Viking; numéro de modèle PS4177). Le modèle Viking PS4177 est
une combinaison étanche munie de bandes de serrage étanches en néoprène aux poignets,
d’une fermeture éclair étanche et d’un col et d’une capuche en néoprène. Le modèle ne possède
pas de flottabilité propre et n’assure aucune protection thermique. La flottabilité est garantie par
un gilet de sauvetage séparé, tandis que la protection thermique est assurée par des sousvêtements. Ce modèle existe uniquement en bleu. D’autres combinaisons étanches de couleur
orange ou jaune international réputées pour être particulièrement efficaces lors des missions
SAR sont offertes dans le commerce 44. Par contre, ces types de combinaisons ne font pas
l’unanimité en raison des phénomènes de réflexion qui peuvent se produire dans le poste de
pilotage et distraire les pilotes. L’appendice 1 de la norme technique européenne (ETSO)-2C503,
intitulée Helicopter crew and passenger immersion suits (combinaisons pour équipages et passagers
d’hélicoptères), prévoit que lorsque cela est possible les combinaisons des équipages doivent
répondre aux mêmes exigences que celles qui s’appliquent aux combinaisons pour passagers,
lesquelles stipulent que la couleur des parties de combinaison qui sont bien en vue dans l’eau
doit être hautement visible. La norme précise aussi que [Traduction] « le choix de la couleur de
la combinaison peut varier afin de réduire les risques de réflexion sur certaines surfaces du
poste de pilotage.» En conséquence, certains exploitants choisissent des combinaisons de survie
pour pilote ne comportant pas de couleurs hautement visibles, afin de réduire les risques de
distraction inhérents aux phénomènes de réflexion qui se produisent sur des surfaces du poste
de pilotage.
Cougar Helicopters avait choisi la combinaison Viking PS4177, car celle-ci offrait une protection
en cas d’immersion dans l’eau tout en étant suffisamment souple pour permettre aux pilotes
d’exécuter les tâches du poste de pilotage, et elle présentait peu de risques de réflexion dans le
poste de pilotage (voir la photo 12). Le modèle Viking PS4177 est un concept des forces
aériennes qui a été modifié afin de répondre aux exigences du marché de l’aviation
commerciale. Il n’a pas été testé, et il n’est pas tenu de l’être, selon les normes applicables aux
combinaisons pour passagers d’aéronef qui sont énoncées par l’ONGC, lequel exige des
combinaisons plus épaisses dotées d’une plus grande flottabilité et d’une isolation thermique
supérieure.
44
Dans un rapport d’accident du AAIB (n° 7/2008) portant sur l’accident d’un hélicoptère
SA365N d’Aerospatiale (immatriculation G-BLUN), les enquêteurs ont fait état des avantages
conférés par les combinaisons de survie étanches haute visibilité et ont recommandé
(2008-036) à l’AESA de rechercher un moyen d’améliorer la visibilité des combinaisons de
survie portées par les équipages de conduite, le but étant de faciliter le repérage des personnes
frappées d’incapacité à la suite d’un amerrissage forcé d’hélicoptère.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 45
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En 1985, le Bureau canadien de la sécurité aérienne
(BCSA) a souligné la nécessité d’élaborer un ensemble de
normes et de règlements concernant les combinaisons
des passagers et des membres d’équipage. À l’époque, le
BCSA a formulé les recommandations suivantes : 45
1. BCSA 86-28 : le ministère des Transports
modifie l’Ordonnance sur la navigation
aérienne, série VII, n° 6, afin d’inclure des
dispositions concernant le port de
combinaisons de survie par les passagers
et les membres d’équipage présents à bord
de tous les hélicoptères qui survolent les
eaux du large et les eaux du Nord du
Canada.
2. BCSA 86-29 : le ministère des Transports
garantit que toutes les combinaisons de
survie exigées par la recommandation 8628 satisfont aux normes de performance
minimales pendant toute leur durée de vie.
Photo 12. Combinaison de vol
Viking PS4177
Une fois adoptées, ces recommandations obligeaient les
passagers et les membres d’équipage à porter des combinaisons de survie étanches. Au fil du
temps, le concept des combinaisons étanches pour passagers et membres d’équipage a évolué.
Lorsque le RAC a été promulgué dans les années 1990, le titre du règlement applicable est
devenu Combinaisons pour passagers d’aéronef. Aujourd’hui, les exigences réglementaires et
les normes régissant les combinaisons pour passagers d’aéronef sont prévues dans le
RAC 602.63 paragraphe 7a) et dans le MN 551.407. Transports Canada a précisé que ces
dispositions ne s’appliquaient pas aux combinaisons des équipages de conduite. Il n’existe
aucune norme canadienne à jour concernant les combinaisons étanches des équipages de
conduite et aucune disposition du RAC n’exige que les équipages de conduite en portent. Par
contre, l’AESA précise clairement que ses normes de conception visant les combinaisons de
survie s’appliquent autant aux membres d’équipage qu’aux passagers. En 2006, l’AESA a publié
les normes ci-dessous :
1. Exigence technique européenne (ETSO-2C502) Helicopter Crew and Passenger
Integrated Immersion Suits (combinaisons de survie intégrées destinées à l’équipage et
aux passagers des hélicoptères);
2. Exigence technique européenne (ETSO-2C503) Helicopter Crew and Passenger
Immersion Suits for Operations to or from Helidecks Located in a Hostile Sea
Area (combinaisons de survie destinées à l’équipage et aux passagers des hélicoptères qui
participent à des opérations à destination ou au départ des héliplateformes situées dans des
zones maritimes hostiles).
Les fabricants de combinaisons fournissent des directives à suivre concernant la manipulation
et l’entretien des équipements de survie annexes, tels que les gilets de sauvetage. Même si
aucun règlement n’expose les exigences concernant la manipulation et la maintenance des
45
Rapport du BCSA n° 85-H54001 daté du 20 mars 1985.
46 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
combinaisons de survie, le point 11 de l’appendice C de la norme 625 du RAC précise que,
« l’équipement de secours et de survie doit être révisé aux intervalles recommandés par le
constructeur ». À l’époque de l’accident, Cougar Helicopters n’avait pas mis en place de
calendrier d’entretien officiel assorti d’inspections régulières concernant les combinaisons de
survie des pilotes, et les équipages étaient chargés d’inspecter eux-mêmes leurs combinaisons.
À la suite de l’accident, une inspection visant les combinaisons de survie a révélé que 16 tenues
sur 25 étaient inutilisables, et cinq d’entre elles nécessitaient des réparations importantes. On a
constaté que certains pilotes n’inspectaient pas à fond leurs combinaisons et que certains
défauts ne pouvaient pas être décelés facilement au moyen d’une inspection visuelle rapide.
Les deux pilotes portaient des gilets de flottaison externes de couleur orange (type Mustang,
numéro de modèle MD1127). Le gilet Mustang utilisé par les pilotes de Cougar Helicopters est
un gilet de sauvetage gonflable à compartiments double et à port constant assurant une
flottabilité de 37 livres46. Le gilet Mustang a une capacité de redressement automatique. Il est
doté d’un système de gonflage manuel au dioxyde de carbone (CO2), d’une lampe activée par
l’eau et d’un colorant activé par l’eau. Les gilets de flottaison n’ont présenté aucun défaut et ils
n’ont joué aucun rôle lors de l’accident.
1.15.8
Combinaisons pour passagers d’aéronef
Avant d’embarquer dans l’hélicoptère à CYYT, les passagers ont reçu une combinaison pour
passagers d’aéronef qu’ils étaient censés conserver jusqu’à leur retour à CYYT, à la fin de la
rotation sur la plateforme. Les exploitants des plateformes pétrolières de la côte est 47 ont
considéré que la combinaison pour passagers E-452 avait fait ses preuves, qu’elle était sûre et
qu’elle constituait la solution la plus adaptée aux conditions environnementales du fait de ses
caractéristiques, de sa protection thermique et de son étanchéité (voir la photo 13).
La combinaison E-452 est offerte dans sept tailles différentes. Le tableau récapitulant les
mensurations des utilisateurs de combinaison E-452 prend en compte 23 tailles auxquelles il
associe les tailles de combinaison correspondantes. Il est possible d’obtenir une combinaison sur
mesure lorsque la taille d’un passager n’est pas prise en compte dans le tableau. À l’époque de
l’accident, aucune exigence ne suggérait de porter un type de vêtement particulier sous la
combinaison E-452.
Les caractéristiques de la combinaison E-452 sont les suivantes :
•
•
Protection contre l’hypothermie : en supposant une infiltration d’eau accidentelle
de plus de 650 grammes, les caractéristiques isolantes garantissent 0,75 clo lors
d’un essai dans l’eau avec des vagues de 40 centimètres (cm).
Flottaison : à elle seule, la combinaison assure une flottabilité propre de
78 Newtons (N) 48, le gilet de sauvetage intégré apportant, quant à lui, une
flottabilité supplémentaire de 200 N.
46
Une flottabilité de 37 livres équivaut à 163,7 N.
47
Les exploitants des plateformes pétrolières en mer de la côte est sont Exxon Mobil, Husky
Energy et Suncor Energy Inc. (anciennement Petro-Canada).
48
78 N équivaut à 17,6 livres de flottabilité.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 47
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En 1995, l’Office national de
l’énergie du Canada (ONE) a
présenté à l’ONGC un document
de travail 49 expliquant que le
Norwegian Underwater
Technology Centre (NUTEC) avait
réussi à apprendre à 10 000
stagiaires à sortir d’un simulateur
d’entraînement à l’évacuation
d’un hélicoptère immergé sans
difficulté aucune alors que ceux-ci
portaient une combinaison pour
passagers d’aéronef ayant une
flottabilité propre comprise entre
168 N et 196 N. Aucune étude
similaire n’a été réalisée au
Canada avec la combinaison
E-452. Pourtant, le Marine
Institute et la société Survival
Systems Training Ltd. ont informé
la CAPP que la flottabilité du
modèle E-452 ne gênait pas
l’évacuation lors d’un EEHI.
Le modèle E-452 est doté de points
d’attache conçus pour fixer une
radiobalise individuelle de
repérage (PLB) activée par l’eau,
Photo 13. PTSS E-452
une lampe stroboscopique et un
dispositif respiratoire submersible de secours (EUBA). Le système EUBA classique est composé
d’une petite bouteille d’air comprimé et d’un détendeur de plongée capable de fournir un
volume d’air limité à l’utilisateur. Toutes les combinaisons E-452 portées le jour de l’accident
étaient équipées d’une radiobalise individuelle de repérage et d’une lampe stroboscopique. Par
contre, elles n’étaient pas dotées de dispositif EUBA.
Le survivant a déclaré à l’OHSI que la lampe stroboscopique activée par l’eau avait fonctionné
et qu’elle lui avait fourni suffisamment de lumière pour voir clair à l’intérieur de l’appareil
immergé. Cette lampe, qui est étanche jusqu’à dix mètres de profondeur, est conçue pour
commencer à émettre des éclats lorsqu’elle est armée et en contact avec de l’eau douce ou salée.
La lampe est visible à au moins 1,6 km de distance et elle fonctionne pendant au moins 8 heures
dans un environnement à -1 °C.
49
NEB. (1995). Court document de travail sur les points à réviser concernant deux normes sur
les combinaisons de survie.
48 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.15.9
Mise en service des combinaisons pour passagers d’aéronef
Lorsque la combinaison E-452 est entrée en service à Cougar Helicopters, le personnel de la
société Helly Hansen a présenté la combinaison et a formé le personnel de Cougar Helicopters
sur la marche à suivre pour apprendre aux passagers à se servir de la combinaison. À l’époque,
pour choisir la taille de combinaison appropriée, le personnel évaluait visuellement la taille et le
poids du porteur, la facilité à enfiler la capuche et la capacité du porteur à se mouvoir. La FES
ne prévoyait pas que l’on confirme l’ajustement de la combinaison au moyen d’une vérification
spécifique; cette étape ne faisait pas non plus partie du choix initial des combinaisons ou du
processus de distribution standard des combinaisons à Cougar Helicopters.
La combinaison pour passagers d’aéronef E-452 a été conçue pour être efficace avec une
infiltration d’eau maximale de 654 grammes à la suite d’une fuite. Après l’impact de
l’hélicoptère avec l’eau, l’infiltration d’eau dans la combinaison du survivant a dépassé
654 grammes et la température corporelle de ce dernier a rapidement chuté. L’infiltration d’eau
a probablement été causée, en partie, par un défaut d’étanchéité de la combinaison autour du
visage (étanchéité de la capuche) et des poignets (bande de serrage au niveau des poignets), ce
défaut tenant au fait que la combinaison du survivant était trop grande.
1.15.10
Examen des normes régissant les combinaisons pour passagers d’aéronef
Le comité de l’ONGC chargé d’étudier les combinaisons de survie est composé de représentants
des organismes de réglementation, de fabricants, de syndicats et d’exploitants. Ce comité met
en place un processus d’examen périodique concernant les combinaisons pour passagers
d’hélicoptère, habituellement tous les 5 ans ou selon les besoins. Il tient compte des nouvelles
données en la matière, des découvertes technologiques et des techniques d’essai novatrices,
puis modifie les normes en conséquence. La dernière révision des normes a été promulguée en
1999.
1.15.11
Combinaisons pour passagers d’aéronef et dimensions des hublots
La combinaison E-452 a été conçue pour s’ajuster sur la plupart des travailleurs de l’industrie
pétrolière en mer. Selon les mesures anthropométriques effectuées, la largeur maximale du
bassin, mesurée au niveau des hanches en position debout avec des vêtements de travail
(sans combinaison), de la plupart des travailleurs de l’industrie pétrolière de l’Atlantique est de
16,5 pouces, et la largeur des épaules en position relâchée est de 17,6 pouces 50. Il importe de
noter également que lorsque les travailleurs portent la combinaison, 50 % d’entre eux ont un
tour de taille supérieur à 46,9 pouces.
Les documents de certification du S-92A précisent que chaque hublot passager mesure
21,5 pouces de haut et 18,25 pouces de large. Le FAR 29 ne considère pas ces hublots comme des
issues de secours, et aucun règlement n’oblige à soumettre ces hublots à un processus de
certification qui tiendrait compte du port de combinaison par les occupants de l’appareil.
50
T. Reilly, J. Kozey et C. J. Brooks, « Structural anthropometric measurement of Atlantic
offshore workers », Occupational Ergonomics, 5, 2005, p. 111 - 120.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 49
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.15.12
Radiobalise individuelle de repérage
Ni les règlements ni l’Office Canada-Terre-Neuveet-Labrador des hydrocarbures extracôtiers
n’exigent le port d’une radiobalise individuelle de
repérage; par contre, les exploitants pétroliers de la
côte est exigent que les pilotes et les passagers en
soient dotés. Les radiobalises (modèle n° ISPLB8X)
ont été fabriquées au Royaume-Uni par la société
Marine Rescue Technologies Ltd. Elles peuvent
fonctionner pendant 20 à 30 heures à des
profondeurs d’eau inférieures à 20 centimètres
(voir la photo 14). L’appareil est conçu pour
émettre immédiatement un signal de détresse sur
la fréquence 121,5 MHz lorsque le porteur est
immergé dans de l’eau douce ou de l’eau de mer.
Avant le 1er février 2009, la principale source de
détection des signaux émis par les radiobalises
portatives fonctionnant sur 121,5 MHz et les
émetteurs de localisation d’urgence des aéronefs
Photo 14. Radiobalise individuelle de
était le système de satellites COSPAS-SARSAT. Les
repérage
navires de surface ou les aéronefs en vol pouvaient
également détecter le signal à distance de visibilité directe. À compter du 1er février 2009,
COSPAS-SARSAT a cessé de surveiller la fréquence 121,5 MHz en raison de l’adoption des
nouvelles radiobalises fonctionnant sur la fréquence 406 MHz. Les exploitants pétroliers de la
côte est ont continué d’utiliser les radiobalises fonctionnant sur 121,5 MHz en raison des
possibilités de radioguidage qu’elles offrent et du fait que bon nombre des nouvelles
radiobalises de repérage d’urgence fonctionnant sur 406 MHz nécessitent une activation
manuelle. Des radiobalises à activation automatique fonctionnant sur 406 MHz sont utilisées en
Europe; elles devraient être disponibles à la vente en Amérique du nord en 2011.
La radiobalise individuelle de repérage est conçue de telle sorte que si l’on serre trop l’antenne,
on risque sans beaucoup d’efforts de faire pivoter le connecteur d’antenne. Si on continue à le
serrer, les fils reliés au connecteur finissent par se casser. Les connecteurs d’antenne de trois
radiobalises récupérées après l’accident et examinées par le BST étaient desserrés, ce qui a pu
compromettre l’étanchéité des balises. Deux de ces radiobalises présentaient des fils torsadés, et
les fils de l’une d’elles avaient été sectionnés sous l’effet de la torsion. Ces fils cassés auraient
empêché la radiobalise ne pouvait pas émettre. Le connecteur d’antenne de la troisième
radiobalise, qui a été récupérée sur le passager survivant, semblait avoir été endommagé avant
l’accident.
Le site Internet du fabricant des radiobalises indique que les appareils sont étanches à l’eau
jusqu’à des profondeurs comprises entre 15 cm et 1 m. Toutes les radiobalises portatives
récupérées avaient été contaminées par infiltration d’eau salée. Les radiobalises sont des
appareils électroniques qui doivent être étanches à l’eau pour fonctionner correctement. Étant
donné qu’aucun aéronef de recherche et de sauvetage intervenu sur les lieux de l’accident n’a
reçu de signal sur la fréquence 121,5 MHz, on peut penser que l’eau de mer s’est rapidement
infiltrée dans les radiobalises et qu’elle a rendu ces dernières inutilisables.
50 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Les membres de l’équipage de conduite étaient équipés de radiobalises de détresse ACR
AEROFIX 406 (numéro de pièce 11-07709), lesquelles consistent en de petits appareils légers
logés dans la poche à rabat d’une jambe de leur combinaison de survie. Ces radiobalises
émettent un signal sur la fréquence 406 MHz, lequel signal est détecté par les satellites
COSPAS-SARSAT. Le signal de détresse émis par ces balises est un signal numériquement codé
unique et enregistré. Les balises 406 MHz émettent également sur la fréquence 121,5 MHz afin
de permettre un radioguidage classique par les moyens SAR. Le BST n’a pas récupéré les
radiobalises de détresse de l’équipage de conduite.
1.15.13
Dispositif respiratoire submersible de secours
En 1989, un rapport de la Royal Air Force a montré qu’une réserve d’air contribuait largement à
faciliter l’évacuation d’un hélicoptère immergé 51. Des études indiquent que le taux de survie des
occupants d’un hélicoptère qui a fait un amerrissage forcé est sans doute faible en raison,
notamment, de l’incapacité des occupants à retenir leur respiration suffisamment longtemps
pour laisser l’hélicoptère s’immobiliser et l’évacuer alors qu’il se trouve souvent à l’envers et
immergé 52. On a montré que les dispositifs EUBA permettaient de rallonger le délai disponible
pour effectuer une évacuation sous-marine au-delà des 29 à 92 secondes 53 habituellement
nécessaires, et d’augmenter les probabilités de réussite des évacuations 54. En 2001, les militaires
canadiens ont effectué des recherches sur l’EUBA au Canada et avant la fin de cette même
année, tous les équipages des hélicoptères militaires maritimes canadiens ont été formés sur la
façon d’utiliser le dispositif.
En 2000, l’Office C-NLOPB a demandé à la CAPP d’étudier la possibilité d’équiper les
travailleurs de l’industrie côtière du Canada de dispositifs EUBA. Un comité de mise en œuvre
a été formé par la CAPP en 2003 afin de déterminer si les combinaisons en usage pouvaient être
dotées de tels dispositifs, et voir quel genre de dispositif serait le mieux adapté au contexte de
l’industrie côtière canadienne. Il existe trois types de dispositifs respiratoires submersibles
actuellement en usage dans le monde : ceux à l’air comprimé, les appareils de respiration à
circuit fermé et les systèmes hybrides qui combinent un appareil à circuit fermé avec un
cylindre d’air comprimé. Ces dispositifs sont normalement disposés dans une poche de la
combinaison de survie ou du gilet de sauvetage. Pour être efficace, un EUBA doit être bien
conçu, fiable et facile à utiliser, en plus de convenir aux besoins de la personne moyenne se
trouvant dans les conditions environnementales les plus courantes du milieu.
Les dispositifs à air comprimé fournissent de l’air sur demande et peuvent être déployés juste
avant l’immersion, ou sous l’eau après un impact soudain et une immersion. Cela dit, une fois le
système déployé, sa réserve d’air (d’une capacité totale d’environ 2 minutes) commence à
51
P. J. Sowood, « Breathing Devices to Aid Escape from Submerged Helicopters; Performance in
Cold Water » RAF IAM, rapport no 584, 1989.
52
S. Cheung, N. D’Eon et C. J. Brooks, « Breath-holding ability of offshore workers inadequate to
ensure escape from ditched helicopters », Aviation, Space, and Environmental Medicine, 72(10),
2001, p. 912 - 918.
53
C. J. Brooks H. Muir et P. Gibbs, «The basis for the development of a fuselage evacuation time
for a ditched helicopter » Aviation, Space, and Environmental Medicine, 72, 2001, p. 553-561.
54
M. Taber et J. McCabe, « The effect of emergency breathing systems during helicopter
underwater escape training for land force troops », Safety Science, 47, 2009, p. 1129-1138.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 51
RENSEIGNEMENTS DE BASE
s’écouler; il faut donc retarder le plus possible son déploiement. Comme tout plongeur se
servant d’air comprimé, l’utilisateur d’un EUBA à l’air comprimé doit continuer de respirer
normalement lors de l’ascension à la surface, sans quoi il pourrait subir un barotraumatisme. Il
s’agit d’une blessure interne provoquée par un changement de pression, comme celui causé par
un changement de profondeur dans l’eau par exemple. L’éventualité d’un barotraumatisme
constitue un risque supplémentaire auxquels s’exposeraient les travailleurs de l’industrie
côtière chaque fois qu’ils suivraient une formation sur l’usage de l’EUBA.
Les appareils de respiration à circuit fermé ont été conçus afin d’être faciles à utiliser et
d’éliminer le risque d’un barotraumatisme. Ils se composent principalement d’un sac qui fournit
à l’utilisateur de l’air, lui permettant de respirer de l’air recyclé et ainsi de tenir sa respiration de
2 à 4 fois plus longtemps qu’à la normale. Pour activer la plupart des appareils de respiration à
circuit fermé, il faut tout d’abord les remplir d’air recyclé et introduire l’embout buccal dans la
bouche. La manière dont la personne est placée sous l’eau et la conception de l’appareil peuvent
rendre le déséquilibre hydrostatique entre la pression de l’air dans les poumons et dans le sac
difficile à surmonter.
Les dispositifs hybrides de respiration à circuit fermé fournissent un supplément d’air à partir
d’une réserve d’air comprimé afin de suppléer au circuit, réduisant ainsi le déséquilibre
hydrostatique.
Avant l’accident du CHI91, l’industrie côtière du Canada avait adopté un programme visant
l’entrée en service de dispositifs EUBA à air comprimé, mais le programme n’a été mis en
œuvre (formation, distribution du matériel) qu’après l’accident.
1.15.14
Casques et visières de l’équipage de conduite
Les pilotes n’ont pas été mortellement blessés lors de l’impact, mais ils se sont gravement
blessés en se cognant notamment la tête et le visage contre le tableau de bord. Aucun des pilotes
ne portait de casque approuvé avec une visière intégrée.
À l’époque de l’accident, Cougar Helicopters n’avait mis en place aucune politique concernant
le port de casque, et aucune exigence réglementaire n’obligeait les pilotes d’hélicoptère à porter
un dispositif de protection de la tête. Avant l’accident, environ 10 % des pilotes de Cougar
Helicopters portaient régulièrement un casque. La plupart des pilotes interrogés au cours de
l’enquête ont invoqué l’inconfort comme raison de ne pas porter de casque. De plus, très peu de
pilotes avaient envisagé qu’une incapacité partielle causée par une blessure à la tête ou au
visage pourrait compromettre leur capacité à aider leurs passagers après un accident.
Selon des recherches militaires menées aux États-Unis, le risque de blessures mortelles à la tête
peut être jusqu’à 6 fois plus élevé pour les passagers d’hélicoptère qui ne portent pas de
casque55. De plus, la tête est la deuxième partie du corps la plus fréquemment blessée lors d’un
écrasement offrant des chances de survie 56. Les effets de blessures non mortelles à la tête
55
J. S. Crowley, « Should Helicopter Frequent Flyers Wear Head Protection? A Study of Helmet
Effectiveness », Journal of Occupational and Environmental Medicine, 33(7), 1991, p. 766-769.
56
D. Shanahan et M. Shanahan, « Injury in U.S. Army Helicopter Crashes October 1979–
September 1985 », The Journal of Trauma, 29(4), 1989, p. 415-423.
52 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
varient : confusion momentanée, incapacité de se concentrer et perte de conscience totale 57. Ces
blessures peuvent rendre les pilotes incapables de piloter, pouvant ainsi les empêcher de sortir
rapidement d’un hélicoptère et d’aider les passagers lors d’une évacuation d’urgence.
Le National Transportation Safety Board (NTSB) des États-Unis reconnaît que le port du casque
peut réduire le risque de blessures et de mort. En 1988, le NTSB a effectué un examen de
59 accidents aériens des services médicaux d’urgence survenus entre le 11 mai 1978 et le
3 décembre 1986. Il a été recommandé à la Federal Aviation Administration (FAA) (nº A-88-009)
d’exiger le port du casque, et à la American Society of Hospital-Based Emergency Aeromedical
Services (nº A-88-014) d’encourager cette même mesure pour les membres d’équipage et le
personnel médical afin de réduire le risque de blessures et de mort.
Dans le rapport de 1998 du groupe de travail chargé de l’examen de la sécurité de l’exploitation
d’un taxi aérien (SATOPS) 58, Transports Canada reconnaît également que le port du casque
améliore la sécurité, et s’est engagé à appliquer les recommandations suivantes :
•
TC devrait continuer à promouvoir, dans Sécurité aérienne — Vortex, les avantages
du port du casque par les pilotes d’hélicoptère, particulièrement durant les
opérations de travail aérien. TC devrait aussi inciter les unités de formation au
pilotage à encourager les élèves-pilotes à porter un casque.
Le SATOPS a également formulé la recommandation suivante aux exploitants aériens :
•
Les exploitants d’hélicoptère, en particulier ceux qui font des opérations de travail
aérien, devraient encourager leurs pilotes à porter un casque; les pilotes
d’hélicoptères commerciaux devraient porter un casque et les unités de formation
au pilotage devraient encourager les élèves-pilotes d’hélicoptère à en porter un.
Le BST a produit plusieurs rapports d’événement 59 où le port d’un casque aurait probablement
réduit ou évité les blessures subies par le pilote, et d’autres dans lesquels le port d’un casque a
effectivement réduit ou évité des blessures.
Malgré les difficultés inhérentes au pilotage d’un hélicoptère, et malgré les avantages en matière
de sécurité bien documentés du port du casque, la plupart des pilotes d’hélicoptère n’en portent
pas. De même, la plupart des exploitants d’hélicoptères canadiens ne font pas la promotion
active du port du casque auprès de leurs pilotes et ne l’exigent pas.
1.16
Essais et recherches
Sans objet.
57
Tiré du site http://www.braininjury.com/injured.html le 31 août 2009.
58
Transports Canada, Rapport final SATOPS, TP 13158, 1998.
59
Rapports du BST n° A98W0086, A95A0040, A94W0147, A94Q0101, A93Q0237, A91W0046,
A87P0089, A87P0025, A87P0023, A86C0060 et A85P0011.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 53
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.17
Renseignements sur les organismes et la gestion
1.17.1
Aperçu général de l’organisme
La société Cougar Helicopters, créée en 1986, détient des certificats d’exploitation qui
l’autorisent à mener ses opérations en vertu des sous-parties 704 60 et 702 du RAC 61. En 1990, les
hélicoptères Sikorsky S-61N et S-76A de la société Cougar ont commencé à assurer le transport
des travailleurs de l’industrie pétrolière à partir de Halifax (Nouvelle-Écosse). L’année suivante,
Cougar Helicopters s’est vu octroyer le premier contrat civil prévoyant la prestation de services
SAR avec un S-76A à Yarmouth (Nouvelle-Écosse). Aujourd’hui, les services SAR continuent de
représenter une part importante des opérations de la compagnie. En 1995, Cougar Helicopters a
été engagée par contrat pour transporter les travailleurs de la plateforme de production
Hibernia au moyen de trois Super Pumas AS332L.
En 2004, Cougar Helicopters a été rachetée par l’entreprise Vancouver Island Helicopters (VIH)
Aviation group. La société VIH a été fondée à Victoria, au Canada, en 1955. Il s’agit de la
compagnie d’hélicoptères privée la plus ancienne au Canada. Outre la prestation de services de
nolisement partout dans le monde, l’entreprise VIH Aviation Group exploite un centre de
réparation d’hélicoptères, une entreprise d’aéronefs d’affaire et une installation d’entretien
courant implantée à l’aéroport international de Victoria.
En plus de ses opérations en territoire canadien, Cougar Helicopters est également très présente
dans le monde, notamment en Louisiane (États-Unis) et à Perth (Australie) où ses opérations
liées à l’exploitation pétrolière et gazière en mer sont intenses. La société a également travaillé
en Alaska, au Groenland, en Angola et dans les Territoires du Nord-Ouest. La société Cougar
Helicopters estime que 97 % des heures de vol sont effectuées en survol maritime.
1.17.2
Système de gestion de la sécurité
1.17.2.1 Généralités
La société Cougar Helicopters n’est pas tenue par le RAC de disposer d’un système de gestion
de la sécurité (SGS). D’après le calendrier de mise en place des SGS de Transports Canada, la
promulgation du règlement devant s’appliquer aux exploitants régis par le RAC 704 (comme
Cougar Helicopters) est prévue pour 2012, et la mise en place progressive de ce règlement
devrait prendre environ trois ans. La société Cougar Helicopters a cependant été proactive et a
élaboré des programmes de sécurité au sein de la compagnie. En 1997, Cougar Helicopters est
devenue la première compagnie d’hélicoptères en Amérique du Nord à recevoir la certification
ISO 9001:2000 (qui est devenue ensuite ISO 9001:2008).
Comme le règlement n’existe pas encore, le SGS de Cougar Helicopters n’a pas encore été
évalué par Transports Canada. Par contre, Cougar Helicopters et l’ensemble de ses programmes
d’exploitation sont soumis à la surveillance et au contrôle externes des compagnies pétrolières
60
La sous-partie 704 du RAC s’applique à l’exploitation d'un service aérien de navette.
61
La sous-partie 704 du RAC s’applique aux opérations de travail aérien.
54 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
pour lesquelles elle travaille et à ceux de l’Office CanadaTerre-Neuve-et-Labrador des
hydrocarbures extracôtiers. En conséquence, le SGS de la société Cougar Helicopters a déjà fait
l’objet de plusieurs vérifications dans le passé, mais aucune lacune majeure n’a été relevée.
Le programme de sécurité de Cougar Helicopters est particulièrement transparent et tous les
échelons hiérarchiques de la société participent à la promotion active de la sécurité dans toutes
les activités. Cougar Helicopters favorise une « culture juste » 62 non-punitive au sein de son
organisation, dans le respect des meilleures pratiques recommandées par l’industrie, en vue de
mettre sur pied un système de gestion de la sécurité efficace. Les employés sont invités à
signaler tout problème de sécurité, même s’il est le fait d’une erreur personnelle, sachant que la
personne en faute ne sera pas pénalisée en cas d’erreur.
1.17.2.2 SGS de Cougar Helicopters
Le SGS de Cougar Helicopters est conforme à tous les éléments mentionnés dans le document
consultatif relatif au SGS de Transports Canada. Les éléments du programme sont les suivants :
signalement d’événements ou de dangers, officiellement ou confidentiellement, gestion des
risques, processus d’enquête interne, plans de mesures correctives, suivi des tendances en
matière de dangers pour la sécurité, analyse des performances, formation sur la sécurité
destinée aux employés et processus de communication concernant la sécurité. Une page
d’information en ligne sur la sécurité permet à tous les employés de la société de prendre
connaissance des dernières nouvelles en matière de sécurité, de poser des questions sur le sujet,
de faire le suivi des problèmes de sécurité qu’ils ont signalés et d’en signaler de nouveaux.
Les éléments proactifs d’un SGS ne sont pas obligatoires durant les phases initiales de la mise
en place, et il ne semble pas raisonnable de s’attendre à une exploitation efficace de ces éléments
avant un stade plus avancé. Transports Canada souhaite que les éléments d’enquête proactifs,
l’analyse et la gestion des risques soient présents à la phase III de l’étape de mise en œuvre du
SGS, et que les éléments de l’assurance de la qualité des opérations soient présents à la phase IV
de l’étape de mise en œuvre du SGS. Selon le TP14135F (Systèmes de gestion de la sécurité propres
aux petites exploitations aériennes, un guide de mise en œuvre pratique), les statistiques de santé et de
sécurité au travail suggèrent que pour chaque accident grave ou ayant entraîné une incapacité
qui se produit dans un organisme, il y a plus de 600 lacunes de la sécurité ou incidents mineurs
antérieurs, qu’ils aient été signalés ou non. L’aviation est un environnement très complexe et le
signalement proactif des problèmes de sécurité latents demande du temps, la participation des
ressources et une expérience de la compagnie dans les différents processus mentionnés.
Lors de l’arrivée du S-92A dans la flotte de Cougar Helicopters, certains processus d’évaluation
des risques et de gestion des changements ont été mis en œuvre dans le but d’identifier des
risques potentiels. On a tenu compte des lacunes d’infrastructure, notamment celles qui
concernent l’entretien courant des hélicoptères, le personnel ou les moyens de maintenance et la
formation des équipages de conduite. Cougar Helicopters n’a pas spécialement évalué les
62
La notion de « culture juste » fait référence à un mode de pensée axé sur la sécurité qui
promeut une attitude de remise en cause, qui s’oppose à la complaisance, qui souscrit à
l’excellence et qui encourage à la fois l’obligation de rendre compte individuelle et
l’autocontrôle de l’entreprise en matière de sécurité.” Source : Flight Safety Foundation, « A
Roadmap to a Just Culture: Enhancing the Safety Environment », Flight Safety Digest, 2005, p.
5.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 55
RENSEIGNEMENTS DE BASE
risques opérationnels liés à l’utilisation du S-92A en mer, car il s’agissait d’un nouvel
hélicoptère connu pour respecter les normes de sécurité les plus strictes et approuvé par la
FAA, Transports Canada et les Autorités conjointes de l’aviation (JAA) 63.
1.17.2.3 Tableau d’évaluation des risques et centre de régulation des vols Cougar
Cougar Helicopters utilise un tableau d’évaluation des risques (TER) qui doit être rempli avant
chaque vol. Dans le cadre de la planification des départs, le centre de régulation aide les pilotes
à évaluer les facteurs de risque liés à l’expérience du pilote, les facteurs environnementaux, la
complexité du vol, la période du jour, les conditions de luminosité, la fatigue du pilote et les
facteurs d’ordre personnel de l’équipage. Le TER rempli au moment du vol CHI91 a mis en
relief deux facteurs de risque : le nombre d’heures de vol peu élevé du copilote sur le S-92A et
les escales multiples prévues par le vol. La valeur de risque totale se trouvait toutefois dans une
plage convenable. Le TER a été conçu de telle sorte que certaines valeurs de risque impliquent
l’intervention des dirigeants des opérations, dont le mandat consiste alors à s’assurer que le
risque est atténué comme il se doit, soit en modifiant l’équipage ou l’itinéraire prévu au plan de
vol, soit en annulant purement et simplement le vol. Le fait d’évaluer les risques à chaque vol
reflète la culture de sécurité positive de l’entreprise et incite à la prudence, car on encourage
ainsi les pilotes à tenir sérieusement compte des risques.
Cougar Helicopters possède un système de régulation ou de contrôle d’exploitation en
coresponsabilité de type B 64. Ce système de régulation, qui est prévu par le RAC 705 65, n’avait
jamais été appliqué aux hélicoptères au Canada. Cougar Helicopters a demandé à Transports
Canada d’approuver ses opérations selon cette norme et a collaboré à l’établissement d’un
système qui dépasse les exigences applicables aux hélicoptères du RAC 704.15 – Système de
contrôle d’exploitation. Le système utilisé par Cougar Helicopters répond aux normes de
contrôle d’exploitation de type B applicables aux entreprises de transport aérien du
RAC 725.20 – Système de contrôle d’exploitation des Normes de service aérien commercial
(NSAC). Les régulateurs du centre de régulation de la société Cougar suivent une formation
spécialisée, sont certifiés par Transports Canada et font l’objet d’une réévaluation tous les ans.
Le fait que les décisions concernant les vols soient prises conjointement par les équipages de
conduite et les régulateurs crée un échelon supplémentaire de surveillance de la sécurité.
63
Le 28 septembre 2003, l’AESA a pris la responsabilité de la certification de navigabilité et de la
protection de l’environnement de tous les produits, pièces et équipements aéronautiques
conçus, fabriqués, entretenus ou utilisés par du personnel, ce dans le cadre de la surveillance
réglementaire assurée par les membres de l’Union européenne. Avant cette date, ce sont les
JAA qui assumaient ces fonctions.
64
La « régulation des vols en co-responsabilité » s’entend de la responsabilité partagée, entre le
régulateur de vol et le commandant de bord dans un système de contrôle d’exploitation de
type « A »ou « B » pour toute décision portant sur le plan de vol exploitation (PVE) avant que
le commandant de bord n’accepte ledit plan.
65
La sous-partie 705 du RAC s’applique aux opérations des entreprises de transport aérien.
56 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le suivi des vols 66 est assuré par le centre de régulation des vols de Cougar par différents
moyens de communication. Pour suivre la progression des vols, le centre utilise le réseau
satellitaire Iridium. Ce type de système est plus performant que le système de suivi exigé par les
règlements. Il suit la progression de l’hélicoptère, par l’intermédiaire de son transpondeur, ce
quelle que soit sa position géographique, et retransmet sa position, son altitude, sa vitesse et son
cap. Ces données sont mises à jour et transmises toutes les cinq minutes lorsque l’hélicoptère
vole au-dessus de 2000 pieds, toutes les trois minutes lorsqu’il vole au-dessous de 2000 pieds et
toutes les 15 secondes lorsque l’équipage actionne le commutateur de détresse du poste de
pilotage. Le centre de régulation Cougar reçoit une alerte lorsqu’un hélicoptère ne transmet
plus de rapport actualisé.
1.17.2.4 Suivi des données de vol des hélicoptères et système de surveillance des cycles de
fonctionnement du S-92A
Cougar Helicopters a également mis en place un programme de suivi des données de vol
(HFDM) qui exploite les données de l’enregistreur de données de vol et celles du système de
surveillance des cycles de fonctionnement (HUMS) de l’hélicoptère dans le but de contrôler les
performances de l’équipage de conduite. À la fin de chaque journée, les données de chaque
enregistreur sont téléchargées et transférées à la station de travail HFDM, où elles sont
analysées à des fins de contrôle de la qualité du vol, mais également dans la perspective de
déceler tout écart éventuel par rapport aux procédures d’utilisation normalisée (SOP) de
Cougar Helicopters. Au besoin, le vol est reproduit sous la forme d’une animation qui est
ensuite examinée par un comité composé d’un analyste de données expérimenté et de deux
pilotes d’expérience. Cet examen a pour objectif de cerner les séquences perfectibles et d’en
discuter avec le pilote en toute confidentialité. Les problèmes systémiques repérés au moyen du
programme sont intégrés à de nouveaux programmes de formation et peuvent aussi mener à la
révision des SOP.
En plus du programme HFDM, les données HUMS de chaque hélicoptère sont téléchargées
quotidiennement et utilisées pour vérifier si les systèmes de l’hélicoptère ne présentent pas
d’anomalie ou pour déceler des tendances susceptibles d’aboutir à des anomalies. L’exploitant
et le fabricant ont ainsi la possibilité de prendre des mesures proactives pour corriger
d’éventuels problèmes de sécurité. L’exploitant n’est pas le seul destinataire des données
HUMS. Sikorsky reçoit les données HUMS brutes de tous les exploitants de S-92A à travers le
monde. Cela facilite le repérage des tendances aux lacunes de sécurité, car toutes les données de
la flotte sont compilées et pas seulement celles de quelques aéronefs.
1.17.2.5 Surveillance réglementaire externe et interne des opérations de Cougar Helicopters
Sur le plan de la réglementation, la surveillance de l’industrie de l’aviation incombe à
Transports Canada. La société Cougar Helicopters est titulaire d’un certificat d’exploitation et
d’un certificat d’organisme de maintenance agréé émis par Transports Canada. L’inspecteur de
la maintenance de Transports Canada chargé de la surveillance de Cougar Helicopters travaille
au bureau de St. John’s. L’inspecteur principal des opérations de Transports Canada, un
66
Suivi des vols s’entend de la surveillance de la progression d’un vol, de la fourniture des
renseignements opérationnels demandés par le commandant de bord et de l’appel aux
autorités appropriées de l’exploitant aérien et de recherches et sauvetage si le vol est en retard
ou porté manquant.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 57
RENSEIGNEMENTS DE BASE
spécialiste des aéronefs à voilure tournante, travaille au bureau régional de Moncton
(Nouveau-Brunswick). Il possède la qualification de type sur S-92A et il suit une formation sur
S-92A chaque année avec Cougar Helicopters. Il peut ainsi contrôler de près le programme de
formation. La surveillance est réalisée sur une base régulière par le biais d’inspections, de
vérifications, de réunions et de conversations téléphoniques. Cougar Helicopters fait
habituellement l’objet de deux vérifications distinctes conduites par une équipe d’inspecteurs
de Transports Canada qui vérifient soit les opérations, soit la maintenance de la compagnie. Les
vérifications successives de Cougar Helicopters n’ont donné lieu à aucune constatation
importante. Tous les rapports d’incident impliquant un hélicoptère exploité par la compagnie
sont examinés par Transports Canada et font l’objet d’un suivi au besoin.
Outre la surveillance de Transports Canada, la société Cougar Helicopters est également
soumise à une surveillance intense de la part des entreprises vis-à-vis desquelles elle a des
obligations contractuelles. Les compagnies pétrolières font appel à des spécialistes de l’aviation
et de la gestion de la sécurité indépendants chargés de vérifier régulièrement Cougar
Helicopters. Entre 2007 et la date de l’accident, Cougar Helicopters a fait l’objet de
16 vérifications externes.
Enfin, Cougar Helicopters a défini ses propres processus de vérification internes dans son SGS.
De manière générale, quatre vérifications internes distinctes sont réalisées chaque année à
chaque base d’opérations de Cougar Helicopters. D’autres vérifications ou processus de gestion
des changements sont mis à exécution le cas échéant, lorsque des modifications ont été
apportées sur le plan de l’exploitation (ouverture d’une nouvelle base ou arrivée d’un nouvel
hélicoptère dans la flotte par exemple). Entre 2007 et la date de l’accident, Cougar Helicopters a
réalisé 16 vérifications internes sur la sécurité.
1.17.3
Formation des pilotes de S-92A de Cougar Helicopters
1.17.3.1
Exigences réglementaires
Le RAC 704.120 prévoit que tous les exploitants aériens établissent et maintiennent à jour un
MEC. Les exploitants aériens doivent soumettre à l’approbation de Transports Canada leur
MEC et toute modification éventuelle. Le MEC doit comprendre les instructions et les
renseignements permettant au personnel concerné d’exercer ses fonctions en toute sécurité. Le
MEC doit également présenter le contenu détaillé du programme de formation au sol et en vol
de la compagnie et préciser la périodicité de la formation. Le MEC donne aussi des précisions
concernant l’utilisation des manuels de vol des avions et des hélicoptères, des SOP et des listes
d’équipement minimal.
Le RAC 704.115 énumère les exigences de formation fondamentales à inclure dans le manuel
d’exploitation de la compagnie (MEC). Le règlement exige que les exploitants aériens
établissent et maintiennent à jour un programme de formation au sol et en vol ayant pour objet
de fournir aux personnes qui reçoivent la formation d’acquérir la compétence nécessaire pour
exercer les fonctions qui leur sont assignées. Le RAC 704.117 exige que les exploitants aériens
conservent les dossiers de formation et de qualification de chaque employé.
58 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Les exploitants aériens doivent également s’assurer que des installations convenables existent et
qu’un personnel qualifié dispense le programme de formation au sol et en vol, conformément
aux NSAC 67. Le RAC énonce les qualifications que doivent posséder les instructeurs au sol, les
instructeurs en vol, les instructeurs sur simulateur et le chef pilote de la société. Les instructeurs
en vol et sur simulateur et le chef pilote ont la responsabilité commune de contrôler les
programmes de formation et de signaler tout besoin en formation complémentaire. Ces
personnes sont également tenues de superviser les normes de formation et de recommander des
modifications concernant les procédures d’exploitation. Ils formulent notamment les
commentaires à ajouter dans les manuels d’exploitation des hélicoptères et les SOP, qui
renferment les techniques que les pilotes doivent respecter en vol.
Un exploitant aérien qui offre un programme de formation approuvé et qui utilise un
simulateur de vol complet de niveau A 68 ou supérieur est autorisé à dispenser la plus grande
partie de la formation initiale, d’avancement et périodique sur ce simulateur. La formation sur
simulateur permet d’enseigner les SOP propres aux systèmes de bord, dans les situations
normales, anormales et d’urgence. Elle met l’accent sur l’utilisation des listes de vérifications et
sur la coordination des membres d’équipage. Les défaillances des systèmes hydrauliques,
électriques et d’autres systèmes sont notamment abordées lors des formations sur simulateur.
Pour tirer pleinement profit de la valeur instructive des simulateurs, la politique de Cougar
Helicopters est d’utiliser au maximum les simulateurs lors de la formation sur type. Toutefois,
le MEC comporte une indication sur un cours de transformation qui est donné exclusivement
sur hélicoptère et non pas sur simulateur.
Selon le MEC, la formation technique au sol a pour but de renseigner les membres d’équipage
sur les systèmes de bord et les procédures à suivre dans des situations normales, anormales et
d’urgence. Conformément à l’article 724.115 69 des NSAC, le paragraphe 8.6 du MEC de Cougar
Helicopters précise qu’il faut [Traduction]« minimiser l’instruction liée aux composants et aux
systèmes que l’équipage de conduite ne peut contrôler, influencer ou faire fonctionner ».
Conformément aux règlements, la formation technique au sol doit se faire de façon annuelle. La
formation initiale et périodique au sol doit comprendre de l’instruction sur l’utilisation des
systèmes de l’hélicoptère, sur les limites du MEC ainsi que sur les SOP et les tâches du pilote
aux commandes et du pilote qui n’est pas aux commandes pour les procédures normales,
anormales et d’urgence de l’hélicoptère. La formation au sol doit comporter des examens
d’évaluation axés sur les performances et mettre l’accent sur le fonctionnement (normal,
anormal et d’urgence) des systèmes et équipements de bord de l’hélicoptère.
67
NSAC 724.115 – Programmes de formation
68
Ce simulateur synthétique est monté sur une plateforme mobile et possède un système de
visualisation, ce qui lui permet de servir à la totalité de la formation à vue et au PPC.
69
Dans les NSAC, l’article 724.115 – Programmes de formation précise ce qui suit : « Les
programmes doivent minimiser l'instruction liée aux composants et aux systèmes que
l'équipage de conduite ne peut contrôler, influencer ou faire fonctionner ».
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 59
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.17.3.2 Formation théorique concernant le S-92A
En ce qui concerne la formation sur le S-92A, Cougar Helicopters envoie la plupart de ses
pilotes suivre le cours initial et la formation périodique au centre de Flight Safety International
(FSI) à West Palm Beach (Floride). Cougar Helicopters envoie aussi, mais moins souvent, ses
pilotes au centre FSI de Farnborough, au Royaume-Uni. Le commandant de bord avait suivi sa
dernière formation périodique au centre de FSI de Farnborough du 5 au 9 janvier 2009. Le
copilote, qui avait terminé sa formation initiale sur S-92A en mai 2008, devait suivre la
formation périodique en juin 2009.
Le centre FSI assure la formation des pilotes et des techniciens en maintenance de Sikorsky
depuis 1983. Le site Web du centre FSI précise que le centre s’engage à faire en sorte que la
formation dispensée soit exacte et à jour. Le site Web de Sikorsky précise, quant à lui, que
l’entente passée entre Sikorsky et le centre FSI permet d’offrir aux clients du S-92 une qualité de
formation la plus élevée qui soit, grâce à un programme de formation sur hélicoptères approuvé
à l’interne et proposé au centre d’apprentissage de West Palm Beach, en Floride. Même si
Sikorsky n’approuve pas officiellement le contenu du manuel d’apprentissage du pilote (PTM)
de S-92, les pilotes de Sikorsky qui ont pris part au programme de formation au sol et sur
simulateur consacré au S-92 en vérifient le contenu et formulent des recommandations
d’amélioration à l’intention du centre FSI. Les représentants des services à la clientèle de FSI et
de Sikorsky communiquent régulièrement dans le but de traiter des problèmes touchant la
formation.
La formation périodique au sol et notamment la formation sur les systèmes de l’hélicoptère est
dispensée à l’aide du PTM de S-92A de la société FSI et du RFM du S-92A. Cette formation
comprend 22 heures d’instruction théorique. Le contenu du cours a été évalué dans le cadre de
l’enquête au moyen d’entrevues, d’un examen du module de formation de FSI et de l’étude du
chapitre 10 du PTM, qui traite de la transmission du S-92A.
Le chapitre du PTM consacré à la transmission précise que la lubrification de la BTP est assurée
par deux pompes à huile. Il donne un schéma du circuit de lubrification illustrant les deux
pompes en question ainsi qu’une photo montrant les deux pompes externes montées sur la
partie avant de la BTP. Le manuel mentionne qu’en cas de panne de l’une des pompes, le débit
d’huile reste suffisant, mais la pression baisse jusqu’au bas du secteur vert (autrement dit
jusqu’à 45 lb/po2). En outre, si les deux pompes tombent en panne (perte de débit totale), le
PTM indique qu’il est possible de poursuivre le vol en toute sécurité pendant un court délai. Ni
le PTM ni le RFM n’indique le délai pendant lequel la transmission pourrait continuer de
fonctionner, ni ne précise un délai maximal recommandé établi pour le fonctionnement continu
en toute sécurité de la transmission à la suite d’une perte de lubrifiant.
Le PTM coïncide avec le premier paragraphe de la deuxième partie du RFM à l’exception de
l’explication sur le dispositif de mesure de la pression d’huile. Le PTM dit que si la pression
d’huile de la BTP descend au-dessous de 24 lb/po2 (captée par le manocontact installé sur le
module de servitude gauche) ou 35 lb/po2 (mesuré par le transducteur de pression situé dans le
collecteur d’entrée), le voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES s’allume et un message d’alarme
sonore « gearbox pressure…gearbox pressure » retentit. Toutefois, le fabricant a depuis
expliqué au BST que c’était les informations du RFM qui étaient correctes et que chaque capteur
devait enregistrer, indépendamment l’un de l’autre, la basse pression d’huile : la pression
60 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
d’huile du transducteur devait chuter à 35 lb/po2 et la pression d’huile dans le module de
servitude gauche devait descendre à 24 lb/po2 pour déclencher l’alarme sonore et
l’avertissement principal.
Les autres composants de la BTP décrits dans le PTM incluent le détecteur de particules, la
sonde de température d’huile et les capteurs de pression d’huile. Le PTM ne donne aucun détail
sur le principe de fonctionnement de l’indicateur de température (il n’explique pas qu’il s’agit
d’une sonde humide qui doit être immergée dans l’huile) et ne précise pas que l’instrument
n’est plus fiable en cas de perte d’huile totale, car en pareil scénario, il mesurerait la
température ambiante à l’intérieur du carter de la BTP.
1.17.3.3 Dispositif d’entraînement de vol et formation sur simulateur de S-92A
Pour configurer les simulateurs d’entraînement de FSI, les paramètres de base (caractéristiques
de pilotage, performances, bruit et vibrations) ont été collectés en utilisant un ancien prototype
d’hélicoptère S-92A. Il est impossible de reproduire une perte de l’entraînement du rotor de
queue en conditions réelles. La simulation de ce scénario d’urgence a donc été fondée sur les
meilleures estimations que Sikorsky et FSI ont pu faire concernant la façon dont l’hélicoptère se
comporterait en présence d’une telle panne.
La formation périodique annuelle comprend habituellement 6 heures de vol en place droite et
6 heures de vol en place gauche, suivies par un CCP de 5 heures, ce qui donne au total 17
heures de séance sur simulateur par an. Lors de la formation annuelle sur simulateur, les pilotes
s’exercent habituellement une seule fois à traiter une panne de pression d’huile BTP et le
scénario simule une perte progressive de la pression d’huile se traduisant par des vibrations qui
incitent les pilotes à faire un atterrissage ou un amerrissage d’urgence. Selon les besoins,
l’exercice est répété jusqu’à ce que les réflexes soient acquis. Cette simulation prévoit
l’apparition de vibrations inhabituelles peu de temps après que la pression d’huile BTP a atteint
20 lb/po2, et l’intensité des vibrations augmente progressivement à mesure que la pression
d’huile diminue. Lors d’une simulation de perte de pression d’huile BTP progressive, l’affichage
de la température d’huile BTP commence par monter, puis descend ensuite dans le secteur vert.
1.18
Renseignements supplémentaires
1.18.1
Procédures d’urgence et gestion des situations d’urgence
1.18.1.1 Généralités
La présente section traite des situations anormales et d’urgence et des principes d’élaboration
des listes de vérifications, du RFM du S-92A, des SOP de Cougar Helicopters et de la liste de
vérifications du S-92A de Cougar Helicopters. La section se termine par un compte-rendu des
réactions de l’équipage face à la situation d’urgence, depuis l’indication initiale de perte de
pression d’huile BTP jusqu’à l’impact avec l’eau. L’accent est également mis sur les procédures
à suivre en cas de situations anormales et d’urgence et sur la réaction de l’équipage en pareilles
circonstances. La rubrique 2.6 relate en détail la gestion des ressources du poste de pilotage par
l’équipage lors de l’accident.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 61
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.18.1.2 Principes d’élaboration des procédures en cas de situations anormales et d’urgence
Les exploitants se fient principalement à des procédures approuvées pour s’assurer que les
équipages utilisent les aéronefs dans les limites fixées et exécutent correctement les actions
propres à une situation donnée. Les procédures à suivre en cas de situations anormales sont
conçues pour permettre à l’équipage de sortir d’une situation qui pourrait devenir une situation
d’urgence. Les procédures d’urgence sont conçues pour traiter des types d’urgence précis 70.
Généralement, les situations anormales sont signalées par des voyants ou des messages
d’avertissement, tandis que les situations d’urgence sont caractérisées par l’activation de
voyants ou de messages d’alarme.
Dans la plupart des cas, les procédures applicables en situations anormales sont des
vérifications que l’équipage exécute en consultant directement la liste de vérifications. En
situation d’urgence, l’équipage commence souvent par une série d’actions vitales dont la
rapidité d’exécution est cruciale (ce sont les vérifications de mémoire); ces actions sont suivies
par des actions secondaires exécutées en lisant la liste de vérifications. La décision de considérer
une étape de procédure comme étant une vérification de mémoire dépend essentiellement du
caractère urgent de la mesure à prendre. En règle générale, les vérifications de mémoire sont
des actions exécutées sur-le-champ qui s’avèrent vitales pour la poursuite du vol en toute
sécurité 71. En pareilles situations, les pilotes n’ont pas le temps de chercher ou de consulter une
liste de vérifications. Lors de la rédaction des listes de vérifications d’urgence, les vérifications
de mémoire doivent être clairement indiquées au moyen d’ombrages, d’encadrements ou de
polices de caractères spéciales 72.
Des études ont montré que les pilotes oublient souvent des actions de mémoire lors des
procédures d’urgence en raison des limites de la mémoire immédiate et d’une vulnérabilité
naturelle aux distractions 73, notamment lorsque la charge de travail est élevée 74. L’exécution des
vérifications de mémoire conduit souvent à des erreurs dans l’identification de la situation
d’urgence, dans le choix de la bonne procédure et dans l’exécution de la procédure 75. Parfois,
des actions apparemment simples ne le sont pas forcément pour une personne qui est accaparée
par une situation de stress intense et dont la capacité à analyser les situations et à trouver des
70
Civil Aviation Safety Authority Australia, Draft Advisory Circular 91-100(0): Flight Check
Systems, 2003.
71
H. Au, « Line pilot performance of memory items », In Proceedings of the 13 International
Symposium on Aviation Psychology, Oklahoma City (Oklahoma), 2005.
72
J. Davies, Towards Safer Checklists. Présenté au European Association for Aviation Psychology
Annual Meeting, Potsdam, 2006.
73
A. Degani et E. L. Wiener, Human Factors of Flight-Deck Checklists: The Normal Checklist, NASA
contract No. NCC2-377, 1990, p. 51.
74
B. K. Burian, « Aeronautical Emergency and Abnormal Checklists: Expectations and
Realities », Proceedings of the Human Factors and Ergonomics Society 50th Annual Meeting, San
Francisco, 2006.
75
H. Au, « Line pilot performance of memory items », Proceedings of the 13 International
Symposium on Aviation Psychology, Oklahoma City (Oklahoma), 2005.
th
62 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
th
RENSEIGNEMENTS DE BASE
solutions est sérieusement compromise du fait des limites de la mémoire immédiate 76. C’est
pourquoi certains constructeurs ont essayé de réduire, sinon de supprimer, les vérifications de
mémoire des procédures en situations anormales et d’urgence 77. Dans certains cas, les
constructeurs s’attendent à ce que les pilotes exécutent certaines actions sans consulter la liste
de vérifications, mais ils ne précisent pas que ces étapes sont des vérifications de mémoire. Dans
l’un des cas où cette pratique a été relevée, l’AESA a recommandé aux exploitants d’élaborer
leurs propres vérifications de mémoire en conformité avec leur philosophie d’exploitation 78.
Les constructeurs sont également parvenus à réduire la charge de travail des pilotes dans les
situations anormales et d’urgence en automatisant une partie des procédures. C’est notamment
le cas avec les actions vitales. Il est par exemple possible de concevoir des systèmes intégrant
des fonctions automatiques de coupure ou de dérivation de la même manière qu’il est possible
de programmer l’activation de voyants et de messages d’alarme et d’avertissement à des
valeurs prédéterminées.
La plupart des procédures applicables aux hélicoptères en situations anormales et d’urgence se
terminent par les recommandations « land as soon as practical (ou practicable) » (atterrissage à la
première occasion) 79, « land as soon as possible » (atterrissage dès que possible) ou « land
immediately » (atterrissage immédiat). De manière générale, si un problème de fonctionnement
n’est pas critique, la procédure demandera aux pilotes un « atterrissage à la première
occasion ». Si la situation est critique ou s’il s’avère que le problème n’a pas été résolu, la
procédure peut se terminer par la directive « atterrissage dès que possible ». Si la situation
présente un danger imminent pour l’équipage et les passagers, la procédure se terminera par
une directive « atterrissage immédiat ».
Chacune de ces directives suppose un degré d’urgence spécifique. Il faut cependant savoir que
le caractère urgent de chaque directive varie souvent en fonction des fabricants et des
exploitants, selon la formulation qu’ils utilisent dans leur définition. Actuellement, il n’existe
aucune norme établie concernant la directive d’atterrissage employée dans les procédures
anormales et d’urgence; la question a d’ailleurs fait l’objet d’un avis de sécurité aérienne du BST
(n° A990002) 80. En réponse à cet avis, Transports Canada a émis la Circulaire d’information de
l’Aviation commerciale et d’affaires (CIACA) n° 0163, laquelle invite les exploitants à examiner
l’interprétation faite par les membres de l’équipage de conduite des termes anglais tels que
« possible », « practical », « practicable », « suitable » et « adequate » dans le contexte des procédures
76
B. K. Burian, I. Barshi et R. K. Dismukes, The challenges of aviation emergency and abnormal
situations, (NASA Technical Memorandum 213462), Moffett Field, CA, NASA Ames Research
Center, 2005.
77
B. K. Burian and R. Geven, B737 Non-normal checklists: A comparison study. Présenté au 13th
International Symposium on Aviation Psychology, Oklahoma City (Oklahoma), 2005.
78
European Aviation Safety Agency/Joint Aviation Authorities, Joint Operational Evaluation
Board – Gulfstream G150 Report, 2008.
79
Malgré la différence de sens infime qui existe entre les termes « practical » et « practicable »,
les spécialistes de l’aviation les utilisent souvent l’un pour l’autre dans le sens de « lorsque
cela est faisable ».
80
Avis de sécurité aérienne du BST n° A09A0020 (Pilatus PC-12 Pilot Operating Handbook
Terminology)
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 63
RENSEIGNEMENTS DE BASE
d’urgence dans les aéronefs, ce en vue d’en régulariser l’utilisation. L’expression « Land
immediately » n’a pas été mentionnée dans cette CIACA. Les fabricants et les exploitants sont
toujours tenus de définir ces directives d’atterrissage. Même si de temps en temps, les
exploitants souhaitent modifier ces définitions afin qu’elles répondent mieux à leurs besoins,
des chercheurs ont constaté que les exploitants sont souvent réticents à l’idée de remettre en
cause les procédures élaborées par les fabricants, car ils considèrent ces derniers comme les
experts en matière de procédure 81.
Dans l’exploitation des hélicoptères, l’expression « atterrissage immédiat » caractérise la
situation d’urgence la plus critique. La directive est généralement reconnue comme étant
synonyme de danger immédiat pour l’équipage et les passagers. Pour illustrer cet exemple,
prenons deux définitions applicables à des hélicoptères militaires de taille similaire exploités au
large des côtes est et ouest du Canada.
CH-124 Sea King :
- Atterrissage immédiat - signifie qu’un atterrissage ou amerrissage immédiat est
obligatoire. Les conséquences de la poursuite du vol sont plus dangereuses que
celles qui sont liées à un atterrissage à un endroit habituellement considéré
comme inadéquat.
CH-149 Cormorant :
- Atterrissage immédiat – signifie qu’il y a un danger immédiat. L’aéronef doit faire
un atterrissage ou un amerrissage immédiat pour éviter la perte de vies
humaines.
Dans le RFM du S-92A et la liste de vérifications utilisée par Cougar Helicopters, les expressions
« atterrissage dès que possible » et « atterrissage immédiat » sont définies de la manière
suivante :
-
Atterrissage dès que possible - l’aéronef doit atterrir au premier site où un
atterrissage peut être effectué en toute sécurité.
-
Atterrissage immédiat – Il se peut qu’il ne soit pas possible de poursuivre le vol. Il
est préférable d’amerrir ou d’atterrir à un endroit considéré inadéquat plutôt que
de poursuivre le vol.
La présentation est un autre aspect important à prendre en compte lors de la rédaction des
procédures anormales et d’urgence, plus spécialement lorsque ces procédures sont réunies en
une seule. Des études ont révélé que certains pilotes sont souvent décontenancés par les listes
de vérifications et qu’ils commettent des erreurs au moment d’appliquer la procédure voulue 82.
Si la procédure a été mal conçue, il y a de grandes chances pour que les pilotes aient du mal à
l’utiliser, ce qui risque de retarder l’exécution des actions vitales 83.
81
J. Davies, Towards Safer Checklists. Présenté au European Association for Aviation Psychology
Annual Meeting, Potsdam, 2006.
82
B. K. Burian, « Aeronautical Emergency and Abnormal Checklists: Expectations and
Realities », Proceedings of the Human Factors and Ergonomics Society 50th Annual Meeting, San
Francisco, 2006.
83
J. Davies, Towards Safer Checklists. Présenté au European Association for Aviation Psychology
Annual Meeting, Potsdam, 2006.
64 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
L’une des façons de présenter des procédures anormales et d’urgence consiste à énumérer des
étapes selon une séquence linéaire. Habituellement, les procédures linéaires commencent par
les vérifications de mémoire et se terminent par les actions secondaires non critiques. Par contre,
il arrive que des procédures anormales et d’urgence soient regroupées en une seule procédure.
Lorsqu’une procédure réunit des mesures anormales et d’urgence de manière linéaire, le pilote
doit lire chaque ligne de la procédure pour savoir si l’étape doit être exécutée ou non.
1.18.1.3 Manuel de vol de l’hélicoptère du S-92A
La certification de type d’un hélicoptère prévoit obligatoirement l’élaboration d’un manuel de
vol d’hélicoptère (RFM) approuvé par Transports Canada au Canada. Ce manuel, qui est
élaboré par le fabricant, doit comporter des sections traitant des limites, des procédures et des
performances requises pour pouvoir utiliser l’appareil en toute sécurité. Le RFM doit toujours
se trouver à portée de main des membres d’équipage. Aucun RFM n’a été retrouvé sur les lieux
de l’accident, mais il a été établi que les pilotes en avaient des copies dans le poste de pilotage.
Le RFM a priorité sur les listes de vérifications et les SOP.
Les enquêteurs ont constaté que certaines procédures anormales et d’urgence figurant dans la
liste de vérifications du S-92A et les SOP de Cougar Helicopters différaient de celles décrites
dans le RFM. Ils ont notamment remarqué des différences de procédure mineures entre le RFM,
la liste de vérifications et les SOP de Cougar Helicopters en ce qui a trait à une double panne
moteur de l’appareil en croisière et à la procédure d’atterrissage en autorotation. Par contre, ils
ont relevé des différences majeures entre les procédures à suivre en cas d’anomalie de
fonctionnement de la BTP décrites dans les SOP et la liste de vérifications du S-92A et celles
énoncées dans le RFM utilisé à l’époque de l’accident. Les différences relevées entre les SOP de
Cougar Helicopters et la liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters seront traitées
dans les rubriques 1.18.1.7 et 1.18.1.8.
Le RFM du S-92A comporte une section consacrée à la BTP. Les anomalies de fonctionnement
de la BTP sont réparties dans trois catégories : pannes du circuit d’huile, pannes mécaniques et
pannes des accessoires (voir l’annexe D). Dans le cas d’une panne du circuit d’huile, les
conditions anormales et d’urgence sont intégrées à une procédure linéaire unique. Les
anomalies non critiques (situations anormales) sont présentées au début de la procédure, tandis
que les pannes critiques (situations d’urgence) sont présentées à la fin de la procédure.
Voici ce que dit le RFM à propos des anomalies de fonctionnement de la BTP :
[Traduction] « Les indicateurs de température et de pression et le détecteur de particules BTP
devraient fournir suffisamment d’indices au pilote pour que ce dernier puisse prendre une
décision éclairée en cas de problème touchant la BTP ».
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 65
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le paragraphe qui suit demande au pilote de rester vigilant aux symptômes suivants, car ils
constituent les signes de panne imminente de la BTP :
1)
2)
3)
4)
Voyant de détecteur de particules d’un train d’engrenages;
Indication de faible pression d’huile ou avertissement MGB OIL PRES;
Indication de température d’huile élevée ou avertissement MGB OIL HOT;
Augmentation de puissance nécessaire pour maintenir un couple et une vitesse
constants;
5) Mouvements de lacet brusques;
6) Sifflement, grincement ou bruit inhabituel provenant de la transmission
principale.
Cette section du RFM précise également que la combinaison de plusieurs symptômes doit être
perçue comme l’indication évidente d’une panne BTP imminente. Le manuel ajoute que lorsque
le pilote soupçonne une panne BTP imminente, la première chose à faire est d’atterrir avant que
la panne se traduise par un grippage de la BTP ou une perte d’entraînement du rotor principal
ou du rotor de queue. Le RFM ne précise pas aux pilotes le délai pendant lequel l’aéronef
pourra poursuivre le vol en toute sécurité à la suite d’une perte de lubrifiant de la BTP. Même si
les constructeurs d’hélicoptères ont coutume d’annoncer le délai de fonctionnement à sec 84 de
leurs hélicoptères dans le cadre de leur démarche commerciale, aucune exigence réglementaire
n’oblige à préciser ce délai dans le RFM.
Les symptômes de panne imminente propres à la BTP des S-92A sont les mêmes que ceux qui
caractérisent les autres hélicoptères lourds, et il est courant d’attendre d’avoir des indications
complémentaires pour confirmer une situation d’urgence potentiellement préoccupante. Les
données de l’indicateur de pression d’huile BTP du S-92A sont fournies par deux sources
distinctes : le capteur de pression d’huile et le manocontact d’huile. Ces sources transmettent
des paramètres à un calculateur qui les retransmet aux MFD. L’indicateur de température BTP
du S-92A a besoin d’huile pour donner des indications de température précises. Sans huile, les
indications qu’il donne sont erronées. Néanmoins, sur certains hélicoptères les messages
d’avertissement ou d’alarme et les indications de pression ou de température correspondantes
sont fournis par les mêmes capteurs. On apprend donc aux pilotes de ces hélicoptères à attendre
une deuxième indication avant de prendre une décision. Par exemple, en l’absence de bruit ou
de vibrations inhabituelles, ou des deux phénomènes simultanés, de nombreux pilotes savent
que la perte de lubrification se traduit par une augmentation de la température et que ce
phénomène est considéré comme l’indication secondaire d’un problème réel.
Pour un hélicoptère, une panne BTP imminente est une situation critique. Dans un événement
récent concernant un hélicoptère de taille similaire évoluant en Mer du Nord, la BTP est tombé
en panne et le pilote a immédiatement perdu le contrôle de l’appareil. L’hélicoptère s’est écrasé
en mer et il n’y a pas eu de survivants 85. L’équipage n’a reçu aucun message indiquant que la
BTP était sur le point de tomber en panne, et la situation s’est dégradée si rapidement qu’il a
tout juste eu le temps de lancer un appel de détresse.
84
Dans le jargon industriel, l’expression « fonctionnement à sec » fait référence à la capacité de la
BTP à pouvoir continuer de fonctionner avec uniquement de l’huile résiduelle – voir
également la section 1.18.5.1.
85
Réf. AAIB : EW/C2009/04/01
66 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le RFM du S-92A fournit les directives suivantes concernant les pannes de BTP possibles :
[Traduction]
Descendre à une altitude permettant d’atterrir rapidement en touchant le
moins possible à la puissance et adopter une vitesse exigeant une puissance
minimale. Effectuer la descente avec une puissance moteur réduite tout en
conservant suffisamment de couple pour entraîner la transmission. Éviter
les changements de puissance rapides ou fréquents. Une température
élevée ou une perte de lubrification peut entraîner la perte des générateurs
principaux. Démarrer l’APU pour que le générateur auxiliaire soit
disponible instantanément. Il est préférable d’effectuer un atterrissage
glissé, car cela nécessite moins de puissance et des changements de régime
moins importants. Si l’endroit ne permet pas de procéder à un tel
atterrissage, faire un atterrissage sans vol stationnaire.
Bien qu’il n’existe aucun réglage de couple universellement reconnu dans les procédures à
suivre en cas de panne BTP imminente, certains programmes de formation pour pilotes
d’hélicoptère recommandent d’adopter un profil de descente d’urgence approprié à une vitesse
exigeant une puissance minimale pour poursuivre le vol et des valeurs de couple comprises
entre 15 % et 30 %, si la situation le permet. La vitesse dont il est question est la vitesse de
finesse maximale, qui correspond à la vitesse à laquelle la puissance nécessaire pour compenser
la traînée totale est minimale. Cette vitesse coïncide avec le meilleur taux de montée ou avec la
vitesse d’autonomie maximale d’un hélicoptère. Une autre expression souvent utilisée est la
vitesse du meilleur rapport portance/traînée (L/D), où la traînée totale est également
minimale86. La vitesse L/D maximale représente la vitesse associée à l’angle de vol plané
optimal de l’hélicoptère, ou l’autonomie maximale dans le cas d’une autorotation. La section du
RFM du S-92A qui est consacrée aux pannes BTP ne précise aucun couple ou vitesse de descente
souhaitable à adopter en cas de panne de BTP imminente.
La procédure à suivre en cas de panne du circuit d’huile de la BTP sur le S-92 fait état d’une
étape de confirmation qui s’applique en cas de pression d’huile faible ou de température d’huile
élevée. Si l’indication initiale de la panne est une pression d’huile faible, l’étape de confirmation
exige que le pilote vérifie si la température d’huile BTP est supérieure à 130 °C. Lorsque cette
étape a été franchie, le RFM comporte un avertissement suivi de mises en garde et de notes
multiples. L’avertissement précise ce qui suit :
[Traduction]
Le circuit de dérivation [BYP] doit être fermé dans les cinq secondes
suivant l’apparition du message d’avertissement MGB OIL PRES afin
qu’une quantité d’huile suffisante reste dans la boîte de transmission. NE
PAS fermer la dérivation si l’avertissement n’est pas affiché.
Dans le RFM, cet avertissement est suivi d’une mise en garde qui informe le pilote qu’il doit
s’attendre à une augmentation de température d’huile BTP dans le secteur rouge après la
fermeture de la dérivation MGB BYP. La mise en garde se poursuit en indiquant que
l’augmentation de température qui fait suite à la fermeture de la dérivation ne doit pas être
considérée comme une indication secondaire concernant l’opportunité d’un atterrissage
86
Federal Aviation Administration, FAA-H-8083-21: Rotorcraft Flying Handbook, 2000.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 67
RENSEIGNEMENTS DE BASE
immédiat. Une note précise ensuite que la pression d’huile BTP devrait se stabiliser ou fluctuer
dans une plage de 5 à 25 lb/po2 après la fermeture de la dérivation. Cette note rappelle aussi
que la température BTP passe progressivement dans le secteur rouge (au-dessus de 130 °C)
après la fermeture de la dérivation. Le RFM ne dit pas ce qu’il advient de la température d’huile
BTP en cas de perte complète de l’huile de lubrification (à savoir que le pilote ne peut pas se fier
à l’indicateur de température étant donné qu’il mesure la température ambiante à l’intérieur du
carter de la BTP).
La page suivante du RFM comprend deux autres notes. La première précise :
[Traduction] « Une fuite d’huile de la BTP importante ou la panne d’une pompe à huile BTP
peut provoquer l’affichage de l’avertissement MGB OIL PRES. » Le RFM ne mentionne aucun
autre symptôme caractéristique d’une panne de pompe BTP unique, ni aucune mesure
d’urgence associée. Toutefois, selon le PTM du S-92A, la perte d’une seule pompe ferait chuter
la pression jusqu’au bas du secteur vert (pour atteindre environ 45 lb/po2). Néanmoins, après la
publication du PTM, d’autres symptômes ont été constatés suite à ce genre de panne. À partir
de ces incidents, on a établi qu’une panne touchant une seule pompe pouvait faire bouillonner
l’huile et entraîner une chute de pression avec des fluctuations de 5 à 25 lb/po2 et une élévation
éventuelle de la température dans les trains d’engrenage et les modules auxiliaires.
La deuxième note souligne que si le message d’alarme rouge MGB OIL PRES apparaît, le
message d’avertissement jaune MGB OIL PRESS sera éteint. Suite à la vérification des
symptômes, l’étape de confirmation, la série de notes d’avertissement, les deux mises en garde
et les quatre notes, les actions vitales concernant une perte de débit d’huile partielle
commencent. La première étape de la procédure consiste à sélectionner MGB OIL BYP si le
message d’alarme rouge MGB OIL PRES s’allume. Si le message d’avertissement jaune MGB
OIL PRES s’allume et que la pression d’huile BTP est supérieure ou égale à 35 lb/po2, l’étape
suivante du RFM préconise d’atterrir dès la première occasion. La troisième étape demande au
pilote de surveiller la pression d’huile BTP.
Après la troisième étape, la procédure du RFM parle de l’affichage du message d’alarme rouge
ou du message d’avertissement jaune MGB OIL PRES accompagné d’une pression BTP
inférieure à 35 lb/po2. Dans ces conditions, le RFM demande au pilote de descendre à l’altitude
minimale de sécurité. Le manuel ne recommande aucune altitude ou vitesse pour établir cette
altitude. La procédure demande ensuite au pilote d’enclencher le générateur de l’APU et
d’atterrir dès que possible. Après avoir atteint la ligne du RFM qui préconise d’atterrir dès la
première occasion, la procédure continue en précisant :
[Traduction]
Si le message d’alarme ou d’avertissement MGB OIL PRES s’affiche et que
l’une des indications de panne BTP secondaires suivantes se manifestent :
pression d’huile BTP inférieure à 5 lb/po2;
fumée ou vapeurs dans la cabine;
panne subséquente du circuit hydraulique;
augmentation de puissance progressive pour poursuivre le vol;
vibrations ou bruits anormaux.
Atterrir immédiatement.
68 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
La décision d’atterrir ou d’amerrir immédiatement peut dépendre de l’interprétation que le
pilote fait de la définition « atterrissage immédiat » et de l’évaluation qu’il fait des risques
associés à un atterrissage immédiat plutôt qu’à une poursuite du vol en vue d’atteindre une
zone d’atterrissage plus appropriée. L’un des facteurs susceptibles d’influer sur le processus de
prise de décision du pilote est la capacité de fonctionnement à sec de l’hélicoptère. Si un pilote
s’inquiète à l’idée qu’une perte de lubrification a pu se produire, il est primordial qu’il
connaisse la capacité de fonctionnement à sec de son hélicoptère afin de déterminer le profil de
vol à adopter pour poser ou faire amerrir son appareil avant qu’une panne potentielle de la BTP
ou des composants annexes se produise à la suite d’une perte de lubrifiant de la BTP.
En pleine mer, la décision d’amerrir ou de poursuivre le vol incombe au pilote, qui doit tenir
compte des risques associés aux deux options. À moins que ce dernier ait été confronté
plusieurs fois à de telles situations, le stress inhérent à un scénario d’amerrissage potentiel
pourrait nuire à sa capacité d’évaluer correctement la situation et se traduire par des tentatives
moins fructueuses et potentiellement désordonnées d’envisager d’autres solutions87,88.
La perte possible d’un hélicoptère en mer peut avoir un impact significatif sur la décision d’un
pilote, notamment si ce dernier a eu connaissance d’accidents pour lesquels l’enquête ultérieure
a conclu que l’hélicoptère impliqué aurait pu rejoindre la côte en toute sécurité. Étant donné la
fiabilité des hélicoptères modernes, il est peu probable qu’un pilote soit confronté plusieurs fois
à des situations potentiellement dangereuses comme un amerrissage forcé 89. De plus, une
personne peut succomber au biais de confirmation d’hypothèse, idée préconçue qui l’incite à
tenir principalement compte des indices confirmant le plan d’action qu’elle souhaite suivre, qui
peut consister à rejoindre la côte 90. Par conséquent, de nombreux pilotes d’hélicoptères tentent
de rejoindre la côte, à moins qu’ils soient en présence d’indications prouvant sans équivoque
l’imminence d’une panne catastrophique (vibrations ou bruits anormaux) 91.
Dans certaines situations extrêmes, il arrive que les pilotes soient contraints de prendre une
décision qui va à l’encontre de la procédure officielle, en raison de circonstances atténuantes,
telles que les conditions météorologiques, l’obscurité ou l’état de la mer. Si un pilote juge que les
risques liés à l’amerrissage forcé sont élevés au point que la poursuite du vol constitue une
option plus sûre, il doit bien évaluer le profil de vol choisi pour atteindre une zone
d’atterrissage sûre. Même s’il n’existe aucun profil de vol universellement reconnu lorsqu’il
s’agit de poursuivre un vol en présence d’une BTP dont on soupçonne un mauvais
fonctionnement, les enquêteurs ont constaté que de nombreux pilotes d’hélicoptères
choisiraient de voler à basse altitude et à basse vitesse. Il est généralement admis qu’une
altitude comprise entre 50 et 200 pieds agl et une vitesse comprise entre 50 et 80 nœuds
th
87
H. Au, « Line pilot performance of memory items », Proceedings of the 13 International
Symposium on Aviation Psychology, Oklahoma City (Oklahoma), 2005.
88
B. K. Burian, I. Barshi et R. K. Dismukes, The challenges of aviation emergency and abnormal
situations, NASA Technical Memorandum 213462, Moffett Field, CA, NASA Ames Research
Center, 2005.
89
H. Au, « Line pilot performance of memory items », Proceedings of the 13 International
Symposium on Aviation Psychology, Oklahoma City (Oklahoma), 2005.
90
Ibid.
91
Renseignements recueillis auprès de pilotes d’hélicoptère civils et militaires travaillant sur des
plateformes en mer.
th
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 69
RENSEIGNEMENTS DE BASE
(autrement dit, une vitesse de finesse maximale ou presque) réduisent les contraintes imposées
à une BTP dont l’état de fonctionnement est douteux tout en permettant au pilote d’effectuer un
amerrissage contrôlé rapide dès la première indication d’une panne BTP 92.
Le rapport n° 85-H54001 du BCSA relate l’incident d’un hélicoptère S-61N dont la BTP a fui au
complet à seulement 17 nm des côtes. Comme le pilote a rapidement compris les risques de
panne liés au manque de lubrification de la BTP, il a stabilisé l’hélicoptère à 100 pieds au-dessus
de l’eau à une vitesse de 100 nœuds afin de pouvoir rapidement amerrir au cas où la situation
l’exigerait. Lorsqu’il a ressenti des vibrations et des bruits, le pilote a mis l’appareil dans le vent,
a fait un arrondi pour réduire la vitesse et l’altitude de l’hélicoptère et a amerri sans problème,
sauvant ainsi la vie de tous les occupants.
À l’époque de l’accident, le RFM ne précisait aucune combinaison d’altitude et de vitesse à
adopter lorsque la directive « atterrissage immédiat » est jugée trop risquée. Ce scénario n’est
habituellement pas abordé pendant la formation.
Les profils suggérés en situations d’urgence correspondent à des procédures informelles qui
découlent de connaissances propres à l’entreprise transmises par des pilotes plus
expérimentés 93. Les pilotes d’hélicoptères d’ancienne génération auraient défini de tels profils
en tenant compte de l’âge et de la fiabilité des hélicoptères qu’ils pilotaient dans le passé.
Lorsque ces pilotes sont passés à des appareils plus récents, ils ont appliqué les réflexes qu’ils
avaient acquis sur les anciennes machines. Les pilotes plus jeunes aux commandes
d’hélicoptères modernes sont sûrement moins exposés à ces situations et la possibilité d’en
discuter est moins courante qu’auparavant en raison des améliorations apportées aux appareils
de nouvelle génération en termes de fiabilité et de sécurité.
1.18.1.4 Perte de poussée du rotor de queue
Le RFM du S-92A identifie la perte d’entraînement du rotor de queue comme étant l’une des
conséquences possibles d’une panne de la BTP. Lorsqu’on subit une perte d’entraînement du
rotor de queue sur le S-92A, l’effet anticouple de ce rotor est supprimé, ce qui a pour effet de
provoquer un mouvement de lacet à droite. D’après le RFM du S-92A, il est impossible de
maintenir le vol en palier à la suite d’une perte de poussée du rotor de queue. L’hélicoptère fait
un brusque mouvement de lacet à droite non sollicité qui nécessite une mise en autorotation
immédiate, si l’appareil est en croisière. Le RFM précise aussi qu’une perte de poussée du rotor
de queue à 60 nœuds ou plus peut entraîner des mouvements de roulis jusqu’à 10°, des
mouvements de tangage jusqu’à 5° et des changements de cap pouvant atteindre 50°, ce jusqu’à
ce que l’hélicoptère soit stabilisé en autorotation. Une fois en autorotation, le RFM recommande
de stabiliser l’hélicoptère en assiette et en roulis avec un niveau de glissade acceptable.
Le RFM avertit qu’une « perte d’entraînement du rotor de queue imminente peut être précédée
par un bruit ou des vibrations intenses provenant du rotor de queue, souvent ressentis par le
pilote comme des vibrations d’amplitude intermédiaire dans les pédales du palonnier. »
92
Renseignements recueillis auprès de pilotes d’hélicoptère civils et militaires travaillant sur des
plateformes en mer.
93
B. K. Burian, I. Barshi et R. K. Dismukes, The challenges of aviation emergency and abnormal
situations, NASA Technical Memorandum 213462, Moffett Field, CA, NASA Ames Research
Center, 2005.
70 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le RFM recommande de suivre la procédure ci-dessous en cas de perte de poussée du rotor de
queue en vol avant :
[Traduction]
1) Entrer en autorotation;
2) Maintenir une vitesse indiquée de 80 à 100 nœuds;
3) Sortir le train;
4) Mettre la manette des gaz à STOP avant le contact avec le sol.
1.18.1.5 Autorotation de l’hélicoptère
L’autorotation peut être définie comme une condition de vol au cours de laquelle le rotor
principal est entraîné par des forces aérodynamiques, aucune force motrice ne provenant du
moteur. Pendant une autorotation, la commande du cyclique sert à contrôler la vitesse, tandis
que la commande de pas collectif contrôle la portance générée par le rotor principal (régime du
rotor principal). Si, pendant l’autorotation, le pilote n’actionne pas correctement l’une ou l’autre
de ces commandes ou même les deux, il réduit les marges de sécurité. À la différence des
hélicoptères monomoteur, les risques d’avoir à faire une autorotation avec un gros hélicoptère
multimoteur de type S-92A sont extrêmement faibles. En outre, les risques de blessures et les
coûts de réparations découlant de la détérioration subie par des composants lors d’un exercice
d’autorotation sur ce type d’hélicoptère sont élevés. En dehors des besoins de certification
initiale, il est extrêmement rare de faire des exercices d’autorotation jusqu’à l’atterrissage avec
un hélicoptère multimoteur lourd. La plupart des exploitants de gros hélicoptères multimoteurs
limitent l’exécution d’autorotations à la formation initiale et périodique sur simulateur. Le RFM
du S-92A interdit de s’exercer aux autorotations jusqu’au toucher des roues.
Pendant une autorotation, la vitesse est le principal paramètre utilisé pour contrôler le taux de
descente. Une note incluse dans la procédure d’autorotation du RFM du S-92A précise que le
taux de descente minimum (2 200 à 2 400 pieds par minute) est obtenu en maintenant une
vitesse indiquée (KIAS) de 80 nœuds et un régime rotor compris entre 100 % et 105 %. Une
vitesse plus élevée ou moins élevée ferait augmenter le taux de descente. Pour effectuer un
atterrissage en autorotation en toute sécurité, il est primordial de contrôler le taux de descente.
Pendant la phase d’atterrissage en autorotation, la vitesse de translation avant et le taux de
descente de l’hélicoptère sont réduits au moyen d’un arrondi (qui consiste à augmenter
l’assiette de cabré de l’appareil) jusqu’à ce que la vitesse de poser voulue soit atteinte. Le pilote
utilise ensuite l’énergie cinétique du rotor principal pour réduire le taux de descente de
l’hélicoptère, juste avant le contact avec le sol. Le fait de faire une autorotation à une vitesse
supérieure à la vitesse du taux de descente minimal, mais inférieure à la VNE-AUTO
(120 KIAS), oblige l’équipage à faire un arrondi plus long ou plus agressif pour réduire la
vitesse de translation avant le poser des roues, qui peut alors être exécuté en toute sécurité. Le
fait de faire une autorotation à une vitesse inférieure à la vitesse du taux de descente minimal
compromet énormément l’efficacité de l’arrondi et se traduit par un taux de descente très élevé
juste avant le toucher des roues. Il ne serait peut-être pas possible de réduire ce taux jusqu’à un
niveau acceptable avant le toucher des roues et l’impact pourrait être violent.
Au cours d’une autorotation, la commande du collectif sert à contrôler le régime rotor, lequel
doit être maintenu dans la plage normale du ralenti moteur. Dans le cas du S-92A, le régime
maximum permis pendant l’autorotation est de 110 % et le régime minimum, de 95 %. Le S-92A
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 71
RENSEIGNEMENTS DE BASE
permet aussi d’adopter un régime minimum temporaire de 80 %, mais aucune limite de temps
n’a été fixée. Si le régime rotor dépasse 110 %, le pilote doit tirer sur le collectif pour le ramener
dans la plage normale. Si le régime descend au-dessous de la plage normale, le pilote doit
abaisser le collectif. Si le régime continue de diminuer, l’angle d’attaque des pales du rotor
principal finit par augmenter et les pales commencent à décrocher. Lorsque les pales amorcent
un décrochage, la portance diminue et la traînée augmente, ce qui fait augmenter rapidement le
taux de chute et accentue le décrochage. Il est donc crucial que le pilote évite le décrochage des
pales du rotor principal en respectant la plage normale de ralenti.
Si toutes les pales de rotor décrochent, il peut s’avérer impossible de rétablir une vitesse rotor
suffisante pour terminer l’autorotation jusqu’à l’atterrissage. Le RFM avertit d’ailleurs que le
régime rotor [Traduction] « diminue rapidement jusqu’à un point de non-retour qui entraîne la
perte de contrôle de l’hélicoptère à moins que le pilote amorce une autorotation tout de suite
après une double panne moteur », et il ajoute « qu’une panne des deux moteurs nécessite une
action immédiate en vue d’effectuer un atterrissage sans moteur. » Lorsque c’est le pilote qui
coupe les moteurs, il doit baisser complètement le collectif pour pouvoir réduire les gaz. Le
RFM indique aussi qu’une double panne moteur provoque un mouvement de lacet vers la
gauche en raison de la diminution du couple. Le document précise « que le pilote doit
immédiatement réduire le collectif pour maintenir le régime rotor dans les limites de sécurité ».
La procédure d’autorotation décrite dans le RFM du S-92A, qui n’indique aucune étape comme
étant une vérification de mémoire, demande au pilote de réduire le collectif pour maintenir un
régime rotor de 105 %, et de stabiliser l’hélicoptère à une vitesse comprise entre 80 et 100 KIAS.
Les étapes de procédure suivantes demandent au pilote de sortir le train, de fermer les
interrupteurs carburant et d’informer les occupants de la situation. Si le temps et l’altitude le
permettent, la procédure du RFM suggère d’essayer de redémarrer un moteur ou les deux. Si le
rallumage échoue, l’étape suivante consiste à effectuer l’atterrissage en autorotation
conformément aux consignes du RFM.
La phase d’atterrissage de l’autorotation est un moment critique. L’un des phénomènes propre
à l’autorotation est le « rapprochement rapide du sol » : le pilote a l’impression que le sol ou le
plan d’eau se rapproche plus vite que prévu et il essaie de ralentir ce rapprochement en faisant
un arrondi anticipé ou en augmentant le collectif prématurément 94. Or, cette action peut
compromettre la gestion efficace de l’énergie du rotor et l’exécution de l’atterrissage en toute
sécurité.
La procédure d’atterrissage en autorotation décrite dans le RFM du S-92A commence par une
note qui informe le pilote que le régime rotor chute bien au-dessous de 96 % lorsqu’on
augmente le collectif pour amortir l’atterrissage en autorotation. La note précise ensuite que
cette chute de régime rotor coupe les deux générateurs. À moins que l’alternateur APU
fonctionne, seul le bus batterie sera disponible pour alimenter les systèmes électriques de
l’hélicoptère.
Le RFM décrit une procédure distincte pour la phase d’atterrissage de l’autorotation, laquelle
n’indique toujours aucune étape comme étant une vérification de mémoire. La procédure en
question demande au pilote de stabiliser l’hélicoptère dans une descente planée en autorotation
à une vitesse de 80 à 100 KIAS, avec une vitesse d’arrondi d’au moins 85 KIAS. La procédure
94
R. R. Padfield, Learning to Fly Helicopters, TAB Books, 1992.
72 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
demande aussi au pilote de maintenir le régime rotor à 105 %. À 100 pieds au-dessus du sol, le
pilote est censé exécuter un arrondi afin de réduire la vitesse et le taux de descente et
d’augmenter le régime rotor. Lorsque la portance commence à diminuer et que l’hélicoptère
commence à s’enfoncer, la procédure demande au pilote de réduire l’assiette en cabré à 10°
maximum. Avant la prise de contact, le pilote doit tirer sur le collectif pour amortir
l’atterrissage.
Un amerrissage forcé en mer présente des défis de taille, plus spécialement si l’hélicoptère est
privé de rotor de queue. Même si le problème demeure rare, certains exemples montrent que
des hélicoptères de taille similaire ont subi une perte de poussée du rotor de queue en pleine
mer. En 1995, un Super Puma, avec à son bord deux pilotes et 16 passagers, participait à des
opérations de vol en haute mer lorsqu’il a été frappé par la foudre alors qu’il traversait des
nuages à 3000 pieds asl 95. La boîte de transmission du rotor de queue a été arrachée. Les pilotes
ont immédiatement amorcé une autorotation, coupé les moteurs et amerri en [Traduction]
« posant l’appareil en douceur en dépit des vagues de six à sept mètres de haut » 96 et des vents
de 56 km/h. Tous les occupants ont réussi à évacuer l’hélicoptère et à embarquer à bord d’un
canot de sauvetage de 14 places. Ils ont été récupérés environ une heure après l’amerrissage.
1.18.1.6 Comparaison des procédures en cas de panne BTP
À l’époque de l’accident, Cougar Helicopters utilisait aussi le S-61 pour effectuer des rotations
en mer. Malgré les différences technologiques importantes entre le S-61 et le S-92A, les
procédures anormales et d’urgence élaborées par Sikorsky présentent de nombreuses
similitudes. Il y a toutefois deux exceptions fondamentales. Tout d’abord, les diverses
procédures à suivre en cas de panne BTP sur le S-61 comprennent des vérifications de mémoire.
En ce qui concerne le S-92A, aucune vérification de mémoire n’a été incluse dans les procédures
d’urgence publiées. En cas d’anomalie de fonctionnement de la BTP, Sikorsky et la FAA ont
considéré que les pilotes auraient le temps de consulter la procédure voulue avant que le
problème ne devienne une situation d’urgence. Les vérifications de mémoire étaient donc
jugées inutiles. Cependant, même s’il ne s’agissait pas d’une vérification de mémoire dans la
procédure, il était demandé aux pilotes de fermer la dérivation d’huile BTP dans les cinq
secondes suivant l’affichage de l’alarme rouge MGB OIL PRES. Malgré l’absence de vérification
de mémoire dans la procédure d’urgence décrite dans le RFM du S-92A, certains exploitants de
S-92A ont pris l’initiative d’identifier des vérifications de mémoire dans leurs listes de
vérifications.
La deuxième exception concerne l’ordre dans lequel les procédures anormales et d’urgence sont
présentées. Dans le cas du S-61, la procédure à suivre en cas d’anomalie de fonctionnement de
la BTP commence par des vérifications de mémoire, puis elle traite la séquence la plus urgente,
qui consiste à atterrir ou à amerrir immédiatement. Cela est conforme aux principes
d’élaboration des listes de vérifications qui recommandent aux concepteurs d’énoncer les
actions vitales au début, car c’est à cette étape que les chances de réussir les premiers éléments
95
Air Accidents Investigation Branch (AAIB), Report on the accident to Aerospatiale AS332L Super
Puma, G-TIGK, in North Sea 6nm south-west of Brae Alpha Oil Production Platform on 19 January
1995, rapport d’accident no 2/97, 1997.
96
Ibid, page 5.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 73
RENSEIGNEMENTS DE BASE
d’une liste de vérifications sont les plus élevées 97et98. Si le critère propre à la directive
« atterrissage immédiat » est satisfait, la liste de vérifications est terminée. S’il n’est pas satisfait,
la procédure d’urgence continue et demande aux pilotes de consulter d’autres vérifications afin
de déterminer si les conditions propres à la directive « atterrissage dès la première occasion »
sont réunies. Dans le cas du S-92A, la procédure à suivre en cas d’anomalie de fonctionnement
du circuit d’huile BTP énumère d’abord les conditions non critiques, puis les critères propres à
la directive « atterrissage dès la première occasion » avant de conclure avec les critères propres
à la directive « atterrissage immédiat ».
1.18.1.7
SOP de Cougar Helicopters
En vertu du RAC 704.124, Cougar Helicopters a élaboré et mis à jour des SOP qui permettent à
ses membres d’équipage d’utiliser l’hélicoptère dans le respect des limites précisées dans le
RFM. Les SOP du S-92A font état des procédures de communication, de la coordination des
membres d’équipage, de l’utilisation des listes de vérifications et des procédures anormales et
d’urgence. Les listes de vérifications des SOP sont reprises en détail dans les différents chapitres
du manuel.
Les SOP de Cougar Helicopters prévoient que « généralement, les seules procédures de
mémoire concernent les vérifications d’urgence qui nécessitent une action immédiate et les
vérifications habituellement effectuées lorsque la charge de travail est élevée et qu’une
procédure de mémoire s’avère avantageuse, comme en approche finale par exemple » 99. Dans
les SOP, les directives associées aux vérifications de mémoire sont encadrées et ombrées. Dans
les SOP de Cougar Helicopters, des procédures de mémoire sont intégrées dans la procédure à
suivre en cas de double panne moteur. Aucune vérification de mémoire ne figure dans la
section des SOP consacrée aux pannes BTP.
La section 1.12.4 des SOP de Cougar Helicopters (procédures radio – tâches de l’équipage)
prévoit que [Traduction] « dans les situations anormales, en l’absence du PNF ou lorsque le
PNF doit effectuer d’autres tâches, le PF peut se charger des communications radio s’il le juge à
propos ». De plus, aucune transmission radio autre que les transmissions liées à la sécurité avec
des services de l’entreprise n’est autorisée en situation anormale ou d’urgence, excepté si elle est
requise pour venir à bout de la situation.
En ce qui concerne la coordination de l’équipage, les SOP de Cougar Helicopters fournissent les
directives suivantes : [Traduction]« Pendant l’exécution des vérifications d’une procédure
anormale ou d’urgence, le PF doit se charger des communications externes. » Les SOP précisent
aussi « qu’une fois l’exécution des vérifications terminées, le PNF doit de nouveau assumer la
responsabilité d’effectuer les communications externes »
97
A. Degani et E. Wiener, Human Factors of Flight-Deck Checklists: The Normal Checklist, NASA
contract No. NCC2-377, mai 1990, p. 51.
98
Degani, A. & Wiener, E. (1993). Cockpit checklists: Concepts, design, and use (liste de
vérifications du poste de pilotage : conception et utilisation). Human Factors, 35(2), 345-359.
99
SOP de Cougar Helicopters (pages 1-14, section 1.9.2)
74 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le chapitre 7 des SOP de Cougar Helicopters comprend aussi un certain nombre de procédures
anormales et d’urgence qui sont traitées dans le RFM et la liste de vérifications du S-92A. On a
relevé quelques différences mineures entre le RFM et les procédures des SOP en ce qui a trait à
une double panne moteur en croisière et à la procédure d’autorotation, mais ces différences
n’ont pas eu de conséquences lors de l’accident relaté dans le présent document. Il y avait des
différences notoires entre la procédure de panne BTP décrite dans les SOP et la version du RFM
utilisée à l’époque de l’accident. L’étape de confirmation de la procédure des SOP faisait
référence à une pression d’huile BTP inférieure à 35 lb/po2 (supprimée de la révision 7 du RFM)
en plus de demander aux pilotes de vérifier que la température était supérieure à 130 °C. La
procédure des SOP comportait les étapes répertoriées dans le RFM. Par contre, l’étape qui
demande la fermeture de la dérivation lorsque le message d’alarme rouge MGB OIL PRES
s’allume est présentée après que le pilote a atteint la ligne de procédure « atterrissage à la
première occasion ».
La dernière partie de la procédure de panne BTP des SOP diffère considérablement du RFM
notamment vers la fin, avec l’explication des conditions qui justifieraient un « atterrissage à la
première occasion » ou un « atterrissage immédiat ». Les SOP ne mentionnent pas de pression
minimale spécifique (p. ex. 5 lb/po2 comme le RFM); elles ne mentionnent pas non plus la
présence de fumées ou de vapeurs dans la cabine et ne précisent pas qu’une panne subséquente
du circuit hydraulique constitue un symptôme justifiant un « atterrissage immédiat ».
1.18.1.8 Liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters
Le paragraphe 602.60(1) du RAC prévoit que les équipages de conduite disposent d’une liste de
vérifications ou des affiches permettant l’utilisation de l’aéronef conformément aux limites
précisées dans le manuel de vol de l’aéronef, le manuel d’utilisation de l’aéronef, le manuel
d’utilisation du pilote ou dans tout autre document équivalent fourni par le constructeur. La
liste de vérifications ou les affiches doivent également comporter des procédures applicables en
situations anormales et d’urgence. Avant qu’une liste de vérifications soit utilisée, elle doit être
révisée par Transports Canada. Cependant, à la différence d’un RFM, les listes de vérifications
n’ont pas besoin d’être approuvées par Transports Canada avant d’être utilisées dans le poste
de pilotage. Le but de la liste de vérifications est de s’assurer que l’équipage de conduite est en
mesure de retrouver rapidement et de façon précise la réponse appropriée, et d’exécuter toutes
les actions destinées à contenir et à gérer une situation anormale ou d’urgence100. Idéalement,
une liste de vérifications doit contribuer à surmonter les limites humaines de capacité de
traitement des informations et à perfectionner le modèle mental de l’équipage en orientant
l’attention des pilotes vers les systèmes appropriés et en fournissant des procédures
recommandées pour garantir la sécurité du vol. Les listes de vérifications devraient être faciles à
utiliser; elles devraient tenir compte des limites de performance du pilote en conditions de
stress et elles devraient présenter les informations de façon logique. Une liste de vérifications
mal utilisée ou mal conçue peut entraîner des conséquences désastreuses.
Pour accélérer le repérage des mesures appropriées, les listes de vérifications ou les manuels de
référence rapide (QRH) sont habituellement accompagnés d’un index permettant aux pilotes de
trouver la page ou le numéro d’onglet associé à un voyant d’avertissement ou d’alarme. Les
titres sont normalement présentés par ordre d’importance ou alphabétique. Dans certains cas,
100
J. Davies, Towards Safer Checklists. Présenté à la European Association for Aviation Psychology
Annual Meeting, Potsdam, 2006.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 75
RENSEIGNEMENTS DE BASE
les titres sont fidèles à la configuration du panneau annonciateur, ce afin de fournir aux pilotes
des indices visuels et spatiaux facilitant le repérage rapide de la procédure recherchée. Si un
titre fait défaut, ou que certains avertissements ou alarmes ne sont pas répertoriés, les pilotes
doivent trouver la procédure appropriée en utilisant la table des matières ou en feuilletant les
pages de la liste de vérifications. La liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters se
présentait sous la forme d’un manuel de référence rapide (QRH) divisé en sections et
comportant des onglets permettant d’accéder plus rapidement aux sections. Il renfermait
également un index des voyants et messages situé à la fin de la liste de vérifications. À l’époque
de l’accident, on pensait que la première indication d’une panne BTP était accompagnée de
l’avertissement jaune MGB OIL PRES, lequel orientait les pilotes vers la mesure à prendre. Par
conséquent, le voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES n’a pas été inclus dans la légende, au dos
de la liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters (voir l’annexe E).
La première procédure répertoriée dans la liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters
est la procédure Emergency Descent – Power On (descente d’urgence au moteur). Cette procédure
consiste en une succession d’étapes conçues pour accélérer une descente lors d’une situation
d’urgence qui peut nécessiter un atterrissage ou un amerrissage immédiat. Dans un souci de
rapidité, la procédure commence par deux vérifications de mémoire. La première étape exige
que le pilote descende selon les besoins à 80 nœuds. La seconde étape de la procédure consiste à
lancer un appel de détresse à
l’organisme de contrôle
approprié. Ces deux
vérifications de mémoire sont
clairement identifiées comme
telles au moyen d’un cadre qui
les entoure. Lorsque les deux
premières vérifications ont été
effectuées, le reste de la
procédure prépare l’équipage à
amerrir ou à se placer dans une
position qui permettrait
Figure 11. Liste de vérifications du S-92A de Cougar Helicopters :
d’effectuer un amerrissage
Procédure de descente d’urgence au moteur
contrôlé rapide en cas de
nécessité (voir la figure 11).
Même si le RFM a préséance sur la liste de vérifications et les SOP, les pilotes utilisent
généralement la liste de vérifications lorsqu’ils font face à une situation anormale et d’urgence.
À l’époque de l’accident, la révision 2 de la liste de vérifications du S-92A (publiée en
octobre 2007) était la seule utilisée à Cougar Helicopters. La révision 2 de la liste de vérifications
du S-92A n’avait pas été mise à jour pour inclure les modifications associées aux révisions 7 et 8
du RFM publiées, respectivement, au mois d’avril et d’octobre 2008. Plus précisément, à l’image
des SOP, la procédure à suivre en cas de panne BTP (décrite dans la liste de vérifications du
S-92A) en vigueur au moment de l’accident prévoyait également l’étape visant à confirmer la
pression d’huile BTP inférieure à 35 lb/po2, qui avait été supprimée dans la révision 7 du RFM.
De plus, la liste de vérifications ne faisait pas mention des quatre notes présentes dans le RFM,
et elle n’intégrait pas les modifications apportées aux mesures à prendre dans une situation
« d’atterrissage à la première occasion ».
76 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.18.1.9 Gestion de la situation d’urgence par
l’équipage de conduite du vol CHI91
Cette section porte sur les problèmes touchant la
gestion des situations d’urgence par l’équipage
de conduite, sur les mesures prises par l’équipage
en réponse à un avertissement de pression d’huile
BTP, sur la décision de se mettre en palier à
800 pieds, sur les mesures prises lors de la perte
de poussée du rotor de queue et sur
l’autorotation éventuelle.
À 9 h 45 min 14 s, lorsque l’alarme rouge MGB
OIL PRES et le message sonore ont été activés,
l’équipage a immédiatement désengagé le pilote
automatique, fait demi-tour vers St. John’s et
amorcé une descente à partir de 9000 pieds asl.
Peu de temps après, le PF a demandé la
procédure d’urgence de la liste de vérifications
du S-92A. Durant les 50 premières secondes de la
descente, le couple avoisinait les 51 % et la vitesse
était d’environ 100 nœuds. Cette combinaison est
contraire aux dispositions de la première étape de
la procédure de descente d’urgence au moteur de
Cougar Helicopters, qui mentionne une vitesse de
80 nœuds comme élément de vérification de
mémoire (voir la figure 11). Le pilote a baissé un
peu plus le collectif pour adopter un profil de
descente avec un couple d’environ 32 % puis il a
accéléré à 120 KIAS vers CYYT, sur un cap
magnétique assigné de 305°. Ces paramètres se
sont traduits par un taux de descente d’environ
1800 pieds par minute, lequel a été maintenu
jusqu’à ce que l’hélicoptère atteigne 6500 pieds
asl. En franchissant les 6500 pieds asl, le pilote a
augmenté le régime de façon constante pour
atteindre environ 40 % juste avant la mise en
palier à 800 pieds asl. Entre 4000 et 2000 pieds asl,
le taux de descente se situait à peu près à
1300 pieds par minute (ppm). Entre le moment où
l’hélicoptère a franchi les 2000 pieds asl et celui
où il a été mis en palier à 800 pieds asl, son taux
de descente est descendu jusqu’à environ
1000 pieds par minute.
101
L’annexe 13 de l’Organisation de
l’aviation civile internationale (OACI)
exige que les États qui mènent des
enquêtes sur les accidents protègent les
enregistreurs de conversation de poste de
pilotage 101. Le Canada se conforme à cette
exigence en protégeant tous les
équipements d’enregistrement
embarqués – y compris les enregistreurs
de conversations de poste de pilotage
(CVR) – en vertu de la Loi sur le Bureau
canadien d’enquête sur les accidents de
transport et de la sécurité des transports.
Même si le Bureau de la sécurité des
Transports du Canada (BST) peut faire
usage de toute information que
contiennent les enregistrements de bord
dans l’intérêt de la sécurité des
transports, il n’est pas autorisé à
divulguer sciemment les parties d’un
enregistrement de bord qui n’ont aucun
rapport avec les causes ou les facteurs
contributifs d’un accident ou avec
l’identification des lacunes de sécurité.
On protège le contenu des CVR pour
s’assurer que les pilotes continueront de
s’exprimer librement et pour réserver les
informations essentielles aux enquêtes de
sécurité. Le BST a toujours pris très au
sérieux ses obligations en la matière et il a
toujours rigoureusement limité l’usage
des données des CVR à ses rapports. À
moins que le contenu du CVR soit requis
pour appuyer une analyse et cerner un
manquement important à la sécurité, il
n’est pas inclus dans le rapport du BST.
Pour confirmer les problèmes de sécurité
mis au jour dans cette enquête, le BST a
fait un usage conséquent des données
CVR disponibles dans son rapport. Dans
chaque cas, les données ont été
soigneusement étudiées pour s’assurer
qu’elles contribuent à améliorer la
sécurité.
Organisation de l’aviation civile internationale, Annexe 13 à la Convention sur l’aviation civile
internationale, Enquêtes sur les accidents et incidents d'aviation, 9e Édition, 2001,
modification 12B, paragraphe 5.12.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 77
RENSEIGNEMENTS DE BASE
À 9 h 45 min 21 s, le PF a parlé de la dérivation d’huile. Toutefois, au lieu de la fermer à ce
moment-là, il a d’abord déclaré une urgence à l’ACC de Gander et l’a informé de la nature de
l’urgence. Immédiatement après, le PF a transmis les mêmes informations au centre de
régulation des vols de Cougar. Ensuite, le copilote a suggéré de ralentir. Les conversations avec
l’ATC se sont poursuivies, et le commandant de bord a informé l’ATC qu’il devait se
rapprocher le plus possible de la surface en raison des risques de panne catastrophique. Il a
également précisé qu’il mettait le cap vers le point d’atterrissage au sol le plus proche et a
mentionné le cap Spear. Le commandant s’est ensuite occupé de la dérivation d’huile BTP. Il a
fermé l’interrupteur environ 77 secondes après l’apparition de l’alarme rouge MGB OIL PRES.
En cours de descente, le PNF a eu du mal à trouver la page de la liste de vérifications
appropriée. Il l’a mentionné, mais le PF n’a donné aucune indication ni passé les commandes au
PNF pour faciliter le repérage de la procédure d’urgence voulue. Le PF a plutôt indiqué qu’il
allait donner des consignes aux passagers, mais au lieu de faire une annonce, il a établi
plusieurs communications avec l’ATC. Le copilote a signalé avoir trouvé la page de procédure
appropriée 2 minutes et 41 secondes après que le voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES s’est
allumé. Alors que l’équipage s’employait à trouver la procédure, il n’a aucunement fait mention
des RFM, qui se trouvaient dans des porte-documents fixés derrière chaque siège pilote. Aucun
indice fiable ne montre qu’un RFM a été consulté pendant la procédure d’urgence.
La procédure lue par le copilote comprenait l’étape de confirmation (pression d’huile BTP
inférieure à 35 lb/po2) qui avait été supprimée du RFM en vigueur au moment de l’accident. La
procédure ne correspondait pas non plus avec la version de la liste de vérifications du S-92A ni
avec les SOP de Cougar Helicopters. L’article 6.11 du MEC de Cougar Helicopters (liste de
vérifications de bord) prévoit ce qui suit :
[Traduction]
Les équipages de conduite doivent utiliser la liste de vérifications fournie.
Lorsqu’aucune liste de vérifications n’a été fournie, ils doivent appliquer
les procédures normales, d’urgence et anormales décrites dans le manuel
de vol approuvé. Tous les aéronefs multimoteurs de la société sont dotés
d’une liste de vérifications de compagnie.
En plus de demander la vérification de la pression d’huile BTP, l’étape de confirmation a été
exécutée pour vérifier si la température d’huile BTP était supérieure à 130 °C. Le PNF a précisé
que la température d’huile BTP était normale et que le problème était peut-être lié à un capteur.
Le PF a admis cette possibilité, mais les pilotes ont poursuivi la procédure au cas où il aurait
s’agit d’autre chose que du capteur.
À 9 h 48 min 12 s, le PNF a lu l’avertissement qui demandait de fermer la dérivation dans les
cinq secondes qui suivent l’affichage de l’alarme rouge MGB OIL PRES. Les deux pilotes ont
confirmé avoir effectué cette action.
À 9 h 48 min 32 s, les pilotes continuaient à lire la procédure, qui précisait que la température
devait augmenter après la fermeture de la dérivation. Peu après, le PNF a signalé que la
pression d’huile devait se stabiliser ou fluctuer dans une plage comprise entre 5 et 25 lb/po2 et
que la température devait augmenter légèrement pour passer dans le secteur rouge. À cet
instant, le PF a fait remarquer que la température d’huile BTP n’avait pas augmenté après la
fermeture de la dérivation, comme le prévoit le RFM. Le PF a ensuite répété qu’il pensait que les
78 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
indications obtenues étaient liées au mauvais fonctionnement d’un capteur. Les pilotes n’ont
pas parlé du fait que la température de l’huile n’évoluait pas comme elle doit le faire lorsque la
dérivation est fermée.
À 9 h 49 min 52 s, le PNF a lu la note qui dit que [Traduction] « une fuite d’huile BTP
importante ou la panne d’une pompe à huile de la BTP peut déclencher le voyant d’alarme ».
C’est le seul moment où le document parle de la panne d’une seule pompe à huile BTP. Le RFM
ne donne aucune autre directive concernant la panne d’une seule pompe à huile BTP. Peu après,
il a été suggéré que le problème pouvait être causé par la panne d’une pompe. Les pilotes
étaient d’accord sur ce fait et ils ont entamé une courte discussion au cours de laquelle ils sont
partis du principe qu’il restait de l’huile dans la BTP et qu’ils ne disposaient que d’une
lubrification par barbotage. À aucun moment, les pilotes n’ont fait allusion à la présence d’une
deuxième pompe à huile BTP ou à ce qu’il faut faire lorsqu’une seule pompe à huile tombe en
panne.
Un instant après avoir abordé la possibilité d’une panne de pompe, le pilote automatique a été
engagé et l’hélicoptère a suivi un cap direct vers CYYT. Le cap a légèrement changé et
l’hélicoptère s’est dirigé au nord d’une trajectoire directe vers le cap Spear. Selon les calculs de
la trajectoire de vol de l’hélicoptère après le demi-tour, le fait de suivre un cap direct vers CYYT
à partir de cette position aurait amené l’hélicoptère à environ 4.5 nm au nord du cap Spear (voir
la figure 1).
À 9 h 50 min 23 s, alors que l’hélicoptère franchissait en descente les 2200 pieds asl, le PNF a
commencé à lire les étapes de la procédure d’urgence. À 9 h 50 min 42 s, l’équipage a démarré
l’APU et a enclenché le générateur. Alors qu’il approchait la fin de la procédure, le PNF a lu les
conditions qui justifient un « atterrissage immédiat ». Alors qu’ils énuméraient la liste des
conditions, les deux pilotes ont constaté qu’une pression d’huile BTP inférieure à 5 lb/po2
constituait l’un des critères d’« atterrissage immédiat » conforme au RFM et à la liste de
vérifications du S-92A. À aucun autre moment, les pilotes n’ont précisé qu’une pression
inférieure à 5 lb/po2 constituait l’indication secondaire d’une panne imminente de la BTP. À
9 h 51 min 35 s, soit environ 6 minutes et 26 secondes après l’affichage de l’alarme rouge MGB
OIL PRES, le PNF a conclu en précisant qu’ils en étaient à l’étape « atterrissage immédiat » de la
procédure d’urgence.
Le PF a accusé réception du commentaire précisant que la condition « atterrissage immédiat »
avait été atteinte. Pourtant, il a fait part de son intention d’interrompre la descente à 1000 pieds.
Le PNF a accusé réception de la décision d’interrompre la descente à 1000 pieds asl et a répété
qu’ils étaient à l’étape « atterrissage immédiat » et que la liste de vérifications d’urgence était
terminée. À ce stade, l’hélicoptère s’est mis en palier à 800 pieds asl. Peu après, le pilote
automatique a été désengagé et le PF a signalé son intention de piloter l’appareil en manuel. Le
PF n’a pas répondu au deuxième commentaire du PNF, qui précisait qu’ils se trouvaient à
présent dans une situation qui exigeait un « atterrissage immédiat ».
Après la mise en palier, le PF a dit au PNF qu’il pensait être confronté à un problème de pompe
ou de capteur et qu’il allait augmenter la puissance et évaluer le comportement de l’hélicoptère.
Le PF a continué en précisant que, quelle que soit la réaction de l’appareil, il voulait rejoindre la
côte le plus vite possible. Le PNF a signalé qu’il était préférable de prêter attention à toute
indication secondaire découlant de l’augmentation de puissance. La puissance a été augmentée
jusqu’à un régime d’environ 73 %, ce qui correspondait à une vitesse approximative de
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 79
RENSEIGNEMENTS DE BASE
135 nœuds. Cette combinaison régime-vitesse a été maintenue jusqu’au début de la descente
finale. À ce stade, rien ne laissait entendre que l’équipage avait eu une indication secondaire,
telle que la nécessité d’augmenter la puissance, un bruit, une odeur ou des vibrations.
Le PNF n’a pas remis fermement en cause le choix de l’altitude, du réglage de puissance et de la
vitesse. Peu après la mise en palier, le PNF a sorti le train d’atterrissage après avoir reçu
l’autorisation de le faire. Le PNF a commencé à parler du réglage de puissance optimal et a
indiqué que le réglage de puissance devait répondre à un juste milieu en pareille situation, car
trop de puissance pouvait précipiter la panne de la boîte de transmission et trop peu pouvait
empêcher l’équipage de rejoindre la côte avant que la BTP ne lâche. Le PF a fait part de son
accord, mais il n’a pas cherché à approfondir le raisonnement du copilote et il n’a pas expliqué
non plus en détail sa décision d’adopter le réglage de puissance et la vitesse choisis. Le PNF a
ensuite cherché à en savoir plus sur le cap suivi et a demandé s’ils se dirigeaient toujours vers le
point d’atterrissage le plus proche. Le PF a dit que le cap suivi les mènerait à l’extrémité du cap
Spear.
Le PNF a ensuite indiqué que cela prendrait un peu de temps pour amerrir à partir de leur
altitude actuelle et il a suggéré de reconsidérer le scénario de l’amerrissage forcé. Le
commandant de bord n’a pas répondu. Il a engagé le pilote automatique en programmant un
cap magnétique de 290°, une altitude d’environ 800 pieds asl et une vitesse de 135 nœuds. À ce
moment-là, les vents étaient du 210° V à 35 nœuds et la température de l’air statique de -2 °C.
Le PNF a ensuite posé une question sur la vitesse L/D (portance/traînée) du S-92A. Le PF a
semblé ne pas connaître cette formule. Le PNF l’a répétée et l’a expliquée. Le PF a précisé que
vu la situation, la formule importait peu; le PNF a accusé réception. Le PF a ensuite ajouté qu’à
moins de percevoir des frottements ou cognements, il poursuivrait le vol. Le PNF a accusé
réception une fois de plus. Le PF a aussi indiqué qu’il effectuerait un amerrissage forcé
uniquement si l’hélicoptère commençait à partir en morceaux.
Un chef pilote de Cougar qui avait rejoint le centre de régulation des vols pour prêter main forte
à l’équipage du vol CHI91 a entamé une conversation radio avec les pilotes. Pendant la
conversation, le PF a dit qu’il pensait être victime d’une panne de pompe. Ses soupçons
reposaient sur le fait que bien que l’indicateur de pression d’huile était tombé à zéro,
l’indicateur de température d’huile n’avait pas augmenté et affichait toujours des températures
de fonctionnement normales. Le PF a ajouté qu’il mettait le cap sur le point d’atterrissage le plus
proche, au cas où la situation se dégraderait. Le chef pilote de Cougar a accusé réception et a
mentionné le fait que la température augmenterait si la dérivation d’huile BTP était fermée. Le
PF a accusé réception de l’information à son tour. Le chef pilote a alors suggéré à l’équipage de
passer en revue la liste de vérifications applicable en cas de descente d’urgence et d’amerrissage
forcé pour se préparer à cette éventualité.
À 9 h 55 min 15 s, le régime du rotor principal oscillait entre 103 % et 107 %. Le PF, qui était en
communication avec le centre de régulation de Cougar, a dit qu’ils allaient faire un amerrissage
forcé. Aucune information complémentaire n’a été donnée quant à la décision ou l’obligation de
faire un amerrissage forcé. Le couple est passé de 73 % à 50 % et l’hélicoptère a entamé une
descente à partir de 800 pieds asl. À 9 h 55 min 22 s, le pilote a encore réduit le couple à 34 % et
augmenté le cabré à environ 6 degrés. À ce moment-là, l’hélicoptère se trouvait à environ 35 nm
de CYYT; la vitesse de CHI91 était d’environ 122 KIAS (117 nœuds de vitesse sol) et elle
diminuait lentement.
80 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
À 9 h 55 min 25 s, l’hélicoptère a eu un mouvement de lacet momentané à droite, qui a atteint
un taux de 1,7 degré par seconde, lequel mouvement peut avoir été un mouvement de lacet
intempestif non sollicité 102. Deux secondes plus tard, le pilote a baissé le couple à environ 17 %,
a donné du cyclique à gauche et a mis du palonnier à gauche. L’hélicoptère a alors entamé un
virage à gauche, dont l’inclinaison maximale a atteint 19 degrés avant de diminuer de nouveau.
Le pilote a ensuite mis le palonnier au centre et donné du cyclique à droite. Il a également réduit
la puissance ce qui a donné un couple d’environ 6 %. Pendant ce laps de temps, l’assiette s’est
stabilisée à 11 degrés en cabré pendant à peu près trois secondes, puis elle est montée quelques
instants jusqu’à 14 degrés en cabré avant de diminuer de nouveau. À 9 h 55 min 34 s,
l’hélicoptère s’est stabilisé un court instant sur un cap magnétique de 265°. À 9 h 55 min 36 s, le
copilote a informé l’ATC qu’ils s’apprêtaient à amerrir. Au moment de franchir 600 pieds asl, la
vitesse de l’hélicoptère était de 90 nœuds (74 nœuds de vitesse sol) et elle allait en diminuant; le
couple est passé à 17 %.
À 9 h 55 min 37 s, l’hélicoptère a amorcé un roulis à droite accompagné d’un lacet dans la même
direction avec un taux de rotation d’environ 3,5 degrés par seconde. L’angle d’inclinaison a
atteint approximativement 9 degrés à droite avec une assiette en cabré à 2 degrés. Le pilote a
donné du cyclique et du palonnier à gauche, ce qui a ramené l’hélicoptère à l’horizontale. Dans
les 2 secondes qui ont suivi le début du lacet à droite, le pilote a augmenté les gaz et le couple
est passé d’environ 17 % à 34 %. À 9 h 55 min 39 s, alors que l’hélicoptère franchissait 500 pieds
asl, le taux de descente a atteint approximativement 1200 pieds par minute. Au cours des
7 secondes qui ont suivi, le taux de descente a diminué jusqu’à environ 600 pieds par minute,
alors que la vitesse sol atteignait 84 nœuds.
À 9 h 55 min 44 s, le lacet à droite a augmenté considérablement pour passer de 3,5 degrés par
seconde à 20 degrés par seconde sur une période de 3 secondes. À ce moment-là, la vitesse
calculée était de 84 nœuds, le couple de 32 % et l’altitude de l’hélicoptère de 475 pieds asl. Le
pilote a enfoncé la pédale gauche et a donné du cyclique à gauche. L’hélicoptère a fait un roulis
à gauche et a atteint momentanément une inclinaison de 10 degrés. Dans les 2 secondes qui ont
suivi le lacet, l’assiette de l’hélicoptère est brièvement passée de 3 degrés en cabré à 9 degrés. Le
cap a continué d’augmenter à mesure de l’augmentation du lacet à droite. Pendant le
changement d’assiette en cabré, le pilote a brusquement poussé le manche vers l’avant, action
qui a été immédiatement suivie par une sollicitation du cyclique vers l’arrière, qui s’est arrêtée
légèrement en avant de la position neutre. Cette sollicitation a ramené l’assiette de 9 degrés en
cabré à 3 degrés en piqué. Pendant le roulis à gauche, le cyclique est passé d’une sollicitation à
gauche à une sollicitation importante à droite, laquelle a immédiatement été suivie par un roulis
à droite rapide. La vitesse de l’hélicoptère était d’environ 80 nœuds à ce moment-là.
À 9 h 55 min 47 s, environ trois secondes après la perte d’entraînement du rotor de queue,
l’équipage a coupé les deux moteurs, qui ont atteint 0 % en l’espace de 2 secondes. Après l’arrêt
des moteurs, le pilote a levé le collectif et l’a maintenu pendant moins de 2 secondes à une
position qui aurait coïncidé avec un couple d’environ 40 % à 50 % si les deux moteurs avaient
fonctionné. Le régime du rotor principal est alors rapidement passé de 105 % à 95 %. Le collectif
a ensuite été rapidement baissé, ce qui marque le début d’une autorotation, et le régime du rotor
principal est brièvement remonté à 105 %. Au moment où l’hélicoptère est entré en autorotation,
la vitesse est descendue à 75 nœuds et le régime rotor à 98 %. L’hélicoptère se trouvait à environ
425 pieds asl, en descente, et il franchissait un cap magnétique de 340°. Durant les quelques
102
Mouvement de lacet brutal non sollicité par le pilote.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 81
RENSEIGNEMENTS DE BASE
secondes qui ont suivi, l’hélicoptère a subi des changements d’assiette mineurs et il a continué à
faire un roulis à droite, qui a atteint un angle d’inclinaison maximum de 57 degrés. Au moment
où le cap de l’hélicoptère franchissait 360° M, la vitesse indiquée est rapidement descendue audessous de 60 KIAS, tandis que la vitesse sol est demeurée à environ 54 nœuds. Le collectif étant
entièrement baissé, le régime rotor a augmenté, pour brièvement retrouver 105 %. À environ
400 pieds asl, le pilote a momentanément levé le collectif, ce qui a fait chuter le régime du rotor
principal. Le régime du rotor n’est jamais remonté après cette séquence et le taux de descente a
commencé à augmenter rapidement à partir de 1000 pieds par minute. Le pilote a ensuite de
nouveau abaissé le collectif, puis il l’a légèrement relevé, ce qui a permis au régime du rotor
principal de se stabiliser quelques instants à 92 %. Durant le virage à droite induit par le lacet, le
pilote a essentiellement déplacé le cyclique vers la gauche et vers l’avant. Le lacet à droite a
continué, pour s’arrêter à un cap magnétique d’environ 023°. L’hélicoptère s’est alors retrouvé
en vent arrière (vitesse d’environ 32 nœuds103) avant l’étape d’arrondi et d’atterrissage de
l’autorotation. Pendant le virage à droite, on entend le copilote encourager le commandant de
bord sur la fréquence de l’ATC.
Après environ 6 secondes, les pilotes ont réussi à stabiliser les mouvements en roulis et en
tangage qui se sont manifestés après le début de l’autorotation et ils ont progressivement remis
l’hélicoptère à l’horizontale alors qu’il franchissait 250 pieds asl. À environ 220 pieds au-dessus
de l’eau, soit à 9 h 55 min 54 s, le pilote a tiré sur le collectif, puis il a rapidement tiré sur le
cyclique. Le nez de l’hélicoptère est alors passé d’un piqué de 10 degrés à un piqué de 2 degrés.
Le taux de descente était alors de 3800 pieds par minute. Le régime du rotor principal a
légèrement augmenté pour atteindre 93 %. Le cap s’est stabilisé à environ 018° M et la vitesse
s’est retrouvée au-dessous des niveaux que l’on peut mesurer avec fiabilité.
À 9 h 55 min 55 s, alors que l’appareil franchissait une hauteur calculée de 163 pieds asl, le
pilote a encore tiré sur le manche pour augmenter l’assiette de l’hélicoptère et il a tiré
progressivement sur le collectif jusqu’en butée haute maximale. Pendant ce temps, le régime du
rotor principal a commencé à chuter rapidement à partir de 93 %. Juste avant d’atteindre
90 pieds asl, on a entendu le copilote encourager le commandant de bord sur la fréquence ATC
et signaler le faible régime du rotor. À 90 pieds, le régime du rotor principal a été enregistré à
81 % et il continuait de diminuer. Les assiettes en roulis et en tangage de l’hélicoptère sont
passées de 2 degrés en piqué et 55 degrés d’inclinaison à droite aux valeurs définitives de
19 degrés en cabré et 2 degrés d’inclinaison à droite sur un cap de 007° M. Pendant le cabré final
et la sollicitation du collectif, le taux de descente calculé a diminué alors que la vitesse sol a
augmenté, pour atteindre les valeurs définitives enregistrées de 2300 pieds par minute et
66 nœuds. À 9 h 55 min 57 s, alors que l’hélicoptère franchissait 90 pieds asl, les données de vol
n’ont plus été enregistrées.
1.18.2
Formation en gestion des ressources de l’équipage
1.18.2.1 Objectif de la CRM
L’objectif de la gestion des ressources de l’équipage (CRM) dans l’aviation est de réduire le
nombre d’erreurs humaines en proposant aux équipages de conduite une variété de stratégies
destinées à accentuer l’efficacité de son application. Une définition largement acceptée de la
103
Les vents enregistrés à 800 pieds étaient du 210 °V à 36 nœuds; avec une déclinaison
magnétique de 21° W, les vents étaient du 231° M, soit une composante arrière de 32 nœuds.
82 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
CRM précise qu’il s’agit de l’utilisation efficace de toutes les ressources humaines, matérielles et
informationnelles mises à la disposition de l’équipage de conduite en vue d’assurer la sécurité
et l’efficacité des opérations de vol. À la différence des programmes de formation
conventionnels orientés sur les connaissances et compétences techniques requises pour piloter
un aéronef, la formation sur la CRM est axée sur des connaissances cognitives et
interpersonnelles importantes. Des études ont montré que les pilotes qui ont suivi une
formation en CRM récente sont mieux préparés à gérer de nouvelles situations 104. Il est
important de suivre des formations CRM périodiques, car les connaissances et les réflexes
acquis pendant la formation CRM initiale ont tendance à se dissiper en l’absence d’un
renforcement structuré, qui prend la forme d’une formation périodique et d’une rétroaction
systématique en cours de formation et pendant les opérations.
1.18.2.2 Règlement canadien concernant la CRM
En 1995, le BST a émis la recommandation A95-11 qui demande à Transports Canada (TC) de
mettre sur pied des directives concernant une formation sur la CRM et la prise de décision, qui
soit applicable à tous les exploitants et équipages de conduite impliqués dans l’aviation
commerciale. La réponse de TC à cette recommandation du BST n’a ciblé que les exploitants
visés par le RAC 705 (pas ceux qui relèvent des parties 703 et 704 du RAC). Par conséquent, le
BST a estimé que l’attention accordée par TC à cette question avait été « en partie
satisfaisante » 105.
Selon la réponse apportée par TC à la recommandation A95-11 du BST, la formation sur la CRM
ne s’applique, d’un point de vue réglementaire, qu’à l’exploitation d’une entreprise de transport
aérien visée au RAC 705, une distinction motivée uniquement par la taille et la capacité de
l’aéronef, et non par la complexité de l’exploitation ou par le nombre des membres d’équipage.
Le 10 octobre 1996, cette mesure réglementaire est entrée en vigueur sous la forme d’une norme
de service aérien commercial (NSAC) (paragraphe 725.124(39) – Formation en gestion des
ressources du poste de pilotage). Après la mise en place de cette norme, le Programme de la
sécurité du système de TC s’est engagé à mettre sur pied des ateliers portant sur la prise de
décision du pilote (PDP), la gestion des ressources du poste de pilotage (CRM), les facteurs
humains en maintenance d’aéronefs (FHMA) et le rôle de l’agent de sécurité aérienne de
compagnie (CASO). À compter du 1er avril 2003, TC a cessé d’organiser ces ateliers et a indiqué,
dans la publication Sécurité aérienne - Nouvelles n° 1/2003, que TC « concentrait ses ressources
sur les activités les plus avantageuses du point de vue de la sécurité ». La publication précisait
ensuite que la Sécurité du système « réoriente son programme sur les énergies et les ressources
afin de traiter de nouvelles priorités ainsi que de l’évolution de certaines questions et
orientations, telles que les systèmes de gestion de la sécurité et les initiatives visant à réduire les
incursions sur piste. » À la suite de cette annonce, en 2004, l’intitulé de la norme a été modifié
pour devenir NSAC 725.124(39) – Formation en gestion des ressources du poste de pilotage
(CRM) pour les membres d’équipage, ce afin d’étendre la portée du document au-delà des
pilotes. Le reste de la norme n’a pas été modifié depuis sa mise en vigueur en 1996.
104
Federal Aviation Administration, Crew Resource Management Training, Advisory Circular:
AC 120-51E, 2004.
105
La catégorie « Attention en partie satisfaisante » est assignée quand le BST estime que l’action
envisagée ou l’action prise va permettre d’atténuer la lacune, sans toutefois la réduire de
beaucoup ou l’éliminer.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 83
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Même si la norme énumère bon nombre de sujets, le contenu à traiter dans chaque domaine
n’est pas imposé. De plus, aucun cadre obligatoire ne définit l’ordre dans lequel les sujets sont
présentés, chaque module pouvant être présenté sous la forme d’un module de formation
indépendant. Les sujets de la CRM peuvent être traités dans n’importe quel ordre, à la
discrétion de la ou des personnes qui dispensent la formation 106.
Les exploitants qui relèvent de la partie 705 du RAC sont tenus de faire approuver leurs cours
de formation en CRM, achetés dans le commerce ou élaborés à l’interne, par leur bureau
régional de TC. Cette approbation suppose la mise en parallèle des modules proposés avec les
sujets mentionnés dans le paragraphe 725.124(39) des NSAC. Par contre, les personnes qui
offrent une formation en CRM ne sont pas tenues de respecter un processus de formation ou
d’accréditation officiel. Le cours de formation en CRM élaboré par TC satisfait au
paragraphe 725.124(39) de la norme et il est souvent utilisé à titre de référence pour la formation
CRM initiale. Ce cours a été élaboré au milieu des années 1990 avec l’apparition des règlements
demandant aux exploitants visés par le RAC 705 de dispenser une formation en CRM.
En dépit des nombreuses similitudes qui existent entre les différents exploitants commerciaux,
les exploitants qui relèvent des parties 703 et 704 du RAC ne sont pas soumis aux dispositions
du paragraphe 725.124(39) des NSAC. Par conséquent, ils ne sont pas tenus, réglementairement,
de dispenser une formation en CRM. Comme ils reconnaissent les avantages offerts par une
formation en CRM, beaucoup d’exploitants visés par les RAC 703 et 704 ont, de leur propre
chef, offert une formation en CRM au sein de leur organisme 107. Étant donné que ces exploitants
ne sont pas soumis aux mêmes exigences réglementaires que les exploitants du RAC 705, leurs
initiatives internes sont peu surveillées. Les entreprises de petite taille qui ont des ressources
limitées cherchent souvent une aide extérieure pour l’élaboration de leur formation. Bien
souvent, certains exploitants achètent des cours de formation en CRM génériques disponibles
dans le commerce, mais ces cours n’abordent pas les nombreuses situations spécifiques
auxquelles peuvent être confrontés les pilotes qui travaillent pour un exploitant particulier.
Le 9 octobre 2009, le BST a émis la recommandation A09-02, qui stipule :
Le ministère des Transports oblige les exploitants aériens commerciaux à
dispenser une formation contemporaine en gestion des ressources de
l’équipage (CRM) aux pilotes d’un taxi aérien relevant de la sous-partie 703
du Règlement de l’aviation canadien (RAC) et aux pilotes d’un service aérien
de navette relevant de la sous-partie 704 du RAC.
106
Transports Canada, TP 13689 Gestion des ressources de l’équipage – Trousse de l’animateur,
2001.
107
Constaté précédemment, lors de l’enquête du BST n° A07C0001.
84 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le 13 janvier 2010, TC a formulé la réponse suivante :
Transports Canada accepte la recommandation en principe et
conformément à la Directive du Cabinet sur la rationalisation de la
réglementation (DCRR), le processus de réglementation débutera par une
évaluation des risques plus détaillée. Transports Canada prévoit soumettre
l’évaluation des risques et soutenir la recommandation au Comité de
réglementation de l’Aviation civile (CRAC) au printemps 2010. La
recommandation en résultant du CRAC déclenchera le processus
régulateur.
En conséquence, la réponse apportée par TC à la recommandation A09-02 a été classée dans la
catégorie « Intention satisfaisante ». TC n’a pas été en mesure de satisfaire aux délais fixés dans
sa réponse du 13 janvier 2010. Depuis, TC a indiqué qu’une évaluation du risque au sujet de la
formation en CRM pour les pilotes des exploitants relevant des parties 703 et 704 a été reçue par
le CRAC le 27 octobre 2010. Le compte rendu des décisions du CRAC comprend les décisions
suivantes :
•
•
•
•
Élaborer une norme sur la formation en CRM actuelle pour les exploitants
relevant des parties 703 et 704 du RAC.
Augmenter la surveillance au hasard proactive et réactive.
Offrir des incitatifs aux fournisseurs de formation afin de rendre la formation en
CRM plus disponible.
Élaborer du matériel de référence en CRM actuelle pour les exploitants, les pilotes
et les enquêteurs de TC, et instaurer des normes de formation pour les
fournisseurs de formation en CRM.
Récemment, le National Transportation Safety Board (NTSB) a souligné que la nécessité
d’améliorer la formation en CRM était l’une de ses priorités fondamentales en matière de
sécurité aérienne108. Le NTSB a demandé à ce que la réglementation impose la formation en
CRM à tous les équipages qui participent à l’exploitation d’un service de navette et d’un taxi
aérien à la demande. Le 1er mai 2009, la FAA a répondu en publiant un avis de projet de
réglementation (NPRM) qui exigerait que les exploitants relevant de la Partie 135 109 dispensent
une formation en CRM à tous les membres d’équipage, pilotes et agents de bord inclus 110.
Même si, au Canada, la réglementation concernant la CRM n’a pas énormément changé depuis
sa mise en place, certaines améliorations ont été apportées. Ces améliorations sont notamment
le Programme avancé de qualification (PAQ), le programme de pilote vérificateur agréé (PVA)
et la Licence de pilote en équipage multiple (MPL). Le PAQ consiste en un programme de
formation et d’évaluation basé sur les compétences, qui est largement centré sur la CRM, y
compris sur la gestion des menaces et des erreurs (TEM). Le PVA autorise des personnes
agréées à effectuer des vols de vérification en demandant à ces dernières de porter leurs efforts
108
NTSB, Most Wanted List – Transportation Safety Improvements 2009 – Critical changes
needed to reduce transportation accidents and save lives, 2009.
109
Selon les Federal Aviation Regulations (FAR), la Partie 135 s’applique à l’exploitation d’un taxi
aérien et à l’exploitation d’un service aérien de navette.
110
Federal Aviation Administration, NPRM 09-02: Crew Resource Management Training for
Crewmembers in Part 135 Operations, paru le 1er mai 2009.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 85
RENSEIGNEMENTS DE BASE
sur les stratégies de TEM et sur le rendement. Enfin, la MPL est un nouveau programme de
formation des pilotes axé sur les compétences, qui identifie la TEM comme étant une
compétence pilote primordiale nécessaire pour garantir l’efficacité des opérations en équipage
multiple. Outre ces améliorations, Transports Canada a publié plusieurs articles, dans sa
publication Sécurité aérienne – Nouvelles, dans le but de mettre en avant des aspects propres à la
CRM et les avantages offerts par la CRM en tant que moyen permettant d’éviter les accidents ou
les incidents aériens. Souvent, ces articles sont fondés sur des faits établis décrits dans les
rapports d’accident du BST.
1.18.2.3 Formation en CRM de Cougar Helicopters
Bien qu’aucune réglementation n’exige que les exploitants visés par les parties 703 et 704 du
RAC donnent une formation en CRM, en 2005, Cougar Helicopters a volontairement mis en
place une formation en CRM pour ses pilotes, ce afin d’optimiser la sécurité et de renforcer
l’efficacité des équipages. La formation proposée par Cougar Helicopters consistait en des
séances de formation initiale et périodique, mais celles-ci ne figuraient pas dans le MEC de
Cougar Helicopters. Les périodes de formation initiale ont eu lieu dans un atelier à St. John’s et
le but était de faire participer les pilotes à des ateliers internes sur la CRM tous les deux ans. Des
périodes de formation périodique ont été effectuées à l’occasion de la formation périodique
annuelle sur simulateur dispensée par le FSI. Dans le cadre des séances périodiques sur
simulateur des pilotes, le personnel de FSI évaluait les connaissances en CRM de chaque pilote
et les consignait dans leur dossier de formation.
Pour tirer profit de la disponibilité des ressources opérationnelles, la première session de la
formation en CRM a consisté en un atelier d’une journée et demie animé par un pilote
d’ambulance arienne de la société mère de Cougar Helicopters. Les pilotes ont bien assimilé le
cours. Par contre, les sessions étaient principalement axées sur les défis associés au travail des
ambulances aériennes. À la suite de cette première session, la société Cougar Helicopters a
conclu qu’elle devait faire appel aux services d’un pilote possédant les qualifications et
l’expérience nécessaires en formation CRM, afin d’élaborer une solution de formation à
l’interne. À l’époque de l’accident, la société n’avait toujours pas embauché de spécialiste pour
assumer cette fonction.
En guise de mesure provisoire, les 15 et 16 novembre 2008, Cougar Helicopters avait organisé
un atelier CRM de 2 jours. Les deux pilotes impliqués dans l’accident étaient à l’étranger au
moment où s’est tenu l’atelier; ils n’y ont donc pas pris part. L’atelier a traité tous les éléments
obligatoires répertoriés dans le paragraphe 725.124(39) des NSAC. Il était en grande partie
conçu pour sensibiliser l’auditoire aux problèmes de performances humaines et il s’appuyait
énormément sur des études de cas afin de montrer les différents types de performances
humaines. L’atelier n’avait pas vocation à fournir aux participants des techniques de prise de
décision et de communication CRM concrètes (modèles et/ou stratégies) qui seraient facilement
transposables dans un environnement en équipe multiple régi par des procédures. L’instructeur
qui animait l’atelier n’avait pas reçu de formation officielle destinée aux animateurs et
instructeurs de CRM et il n’était pas accrédité en conséquence pour donner ce type de
formation. Toutefois, la réglementation n’exigeait pas ces conditions préalables.
L’examen du dossier de formation du commandant de bord a montré que le dernier atelier de
formation en CRM de Cougar suivi par ce dernier remontait au 26 septembre 2005, et que cet
atelier s’était tenu au même moment que la formation PDP. Cette séance de formation avait été
86 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
présentée par le pilote d’ambulance aérienne de la société mère de Cougar Helicopters. Des
dossiers de formation fournis par FSI indiquent que le commandant de bord a suivi une séance
de formation périodique en CRM de 2 heures le 5 janvier 2009. Durant cette séance, des sujets
opérationnels d’ordre général ont été abordés, y compris sept éléments de la CRM. De plus, la
séance a également traité de la planification des vols, de la masse et du centrage, des
performances et du RFM approuvé.
L’examen du dossier de formation du copilote a montré que ce dernier n’avait pas pris part à
une formation initiale en CRM ou à une formation PDP à Cougar Helicopters. Par contre, il
avait suivi la formation sur les performances humaines en aviation militaire (PHAM) des Forces
canadiennes lorsqu’il en était membre. Les dossiers de formation de FSI ont révélé que le
copilote avait suivi deux heures de formation en CRM pendant le cours de transformation
initiale sur S-92A, qui a eu lieu en mai 2008.
Le module de formation en CRM offert par FSI a été examiné à l’occasion de l’enquête du BST.
Le module présenté pendant la formation périodique était un cours CRM abrégé, qui consistait
à donner un aperçu des objectifs de la CRM et à fournir des indices quant à la perte de la
conscience de la situation, aux styles de leadership, au processus de communication et au
processus de prise de décision en 8 étapes. Le contenu du module coïncidait avec celui des
cours de formation en CRM d’ancienne génération (générations 2 et 3), principalement axé sur
le renforcement de la sensibilisation aux concepts de CRM. Étant donné la portée du module
CRM proposé par FSI et du temps alloué à ce module, le cours offert pendant la formation
initiale et périodique sur le S-92A ne satisfaisait ni ne visait à satisfaire aux exigences
répertoriées dans le NSAC 725.124(39), et aucun règlement ne l’y obligeait.
1.18.2.4 Évolution de la CRM
Les débuts de la CRM remontent à 1979, lorsque la NASA a mis sur pied un atelier sur la
gestion des ressources du poste de pilotage où l’erreur humaine était considérée comme la
principale cause de plusieurs accidents importants. Depuis cette époque, plusieurs générations
de formation en CRM ont vu le jour. Le concept de la première génération de programmes était
très modulaire et s’inspirait de cours de formation en gestion largement fondés sur la
psychologie.
En 1986, la deuxième génération de programmes CRM a commencé à se concentrer davantage
sur la dynamique du groupe; l’intitulé des programmes est d’ailleurs devenu Gestion des
ressources « de l’équipage » et non plus du « poste de pilotage ». À l’instar de la première
génération de programmes, la deuxième génération était également très modulaire et traitait de
sujets tels que la prise de décision, la promotion du travail en équipe, les stratégies de
présentation des exposés, la conscience de la situation et la gestion du stress. Cette génération
de cours a été marquée par une évolution des mentalités : on a commencé à parler de formation
en CRM et à admettre la nécessité d’intégrer la CRM à tous les aspects de la formation et des
opérations.
Au moment où les programmes de formation en CRM de deuxième génération ont débuté, une
troisième génération de programmes a vu le jour. Cette génération recommandait une approche
systémique de la formation et préconisait d’élargir l’auditoire cible aux autres membres
d’équipage, aux agents de régulation des vols et au personnel de maintenance. Elle impliquait
souvent des discussions sur les aspects organisationnels, tels que la culture de l’entreprise. Cette
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 87
RENSEIGNEMENTS DE BASE
génération de programmes en CRM s’est également employée à intégrer la CRM à la formation
et aux opérations en recensant les connaissances et comportements spécifiques qui
contribueraient à améliorer la coordination des membres d’équipage, et en offrant une
formation en CRM spécialisée aux pilotes inspecteurs et au personnel responsable de la
formation, du perfectionnement et de l’évaluation des connaissances et comportements CRM.
La quatrième génération de formation en CRM est apparue au début des années 1990 lorsque la
Federal Aviation Administration a mis en œuvre le programme PAQ facultatif. Le PAQ donnait
aux exploitants une souplesse accrue en matière de formation afin qu’ils puissent répondre aux
besoins de leur organisme. Le programme exigeait cependant que les exploitants dispensent
une formation en CRM et un entraînement type vol de ligne (LOFT) et qu’ils intègrent la CRM à
la formation technique. Du coup, certains ont eu tendance à incorporer la CRM dans les
manuels et les listes de vérifications standard et à évaluer les connaissances CRM sur
simulateur.
Une cinquième génération de CRM a vu le jour en réponse à une préoccupation grandissante
quant au fait que la CRM ne répondait plus à son objectif initial 111. Selon l’OACI, la formation
en CRM vise fondamentalement à « améliorer la sécurité aérienne grâce à une utilisation
efficace de stratégies de gestion des erreurs dans les domaines d’influence individuelle aussi
bien que systématique », d’où sa proposition d’intégration de la gestion des menaces et des
erreurs (TEM) à la CRM. La cinquième génération de CRM constitue un retour aux fondements
de la CRM, qui préconise l’atténuation de l’erreur humaine, laquelle peut se définir comme
étant « une action ou une inaction qui conduit à un écart par rapport aux intentions de
l’équipage ou aux exigences contextuelles auxquelles il est tenu, telles que les politiques,
règlements et procédures d’utilisation normalisées. » Dans le cadre de la formation en CRM, la
gestion des erreurs consiste à prendre des mesures visant à réduire la probabilité que des
erreurs soient commises (évitement des erreurs) ou à traiter des erreurs commises, soit en les
décelant et en les corrigeant avant qu’elles aient une incidence opérationnelle (piégeage des
erreurs), soit en limitant et en atténuant la gravité de celles qui prennent de l’ampleur
(atténuation des erreurs). Les programmes CRM de cinquième génération incluent aussi des
consignes concernant les limites des performances humaines et ils fournissent des stratégies
permettant d’éviter, de piéger ou d’atténuer efficacement les erreurs que l’on peut rencontrer en
vol. Les sujets traités dans les programmes d’ancienne génération sont souvent repris dans les
programmes de cinquième génération, mais leurs modules sont actualisés en tenant compte du
thème général de la gestion des erreurs.
La dernière génération de CRM poursuit dans la lignée des programmes de cinquième
génération. Après avoir examiné une série de vérifications de sécurité de type LOSA (line
operations safety audits), l’équipe de projet Human Factors Crew Resource Project de l’University
of Texas a constaté que les pilotes étaient souvent amenés à gérer des menaces, des erreurs et
des états indésirables d’aéronef. La TEM recommande d’analyser avec circonspection les
dangers potentiels et de prendre les mesures qui s’imposent pour éviter, piéger ou atténuer les
menaces et les erreurs avant qu’elles n’aboutissent à un état indésirable d’aéronef. Autrement
dit, la TME fait de l’anticipation, de l’identification et de la correction les principes clés sur
111
R. L. Helmreich et A. C. Merritt, Error and error management, University of Texas Aerospace
Crew Research Project Technical Report No. 98-03, Austin, 1998.
88 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
lesquels elle se fonde 112. La TEM souligne aussi l’importance de la gestion des états indésirables
d’aéronef, car elle constitue la dernière chance dont disposent les équipages pour prévenir des
conséquences défavorables.
1.18.2.5 Évolution récente
Des recherches portant sur les facteurs humains et leur lien avec la CRM sont actuellement en
cours, et de nouvelles initiatives continuent de voir le jour. L’intégration de la CRM à la
formation et aux opérations, par le biais de SOP clairement définis, constitue un pas vers la
création de processus CRM et non simplement d’une formation de sensibilisation. De nombreux
exploitants ont compris que l’entraînement LOFT constituait un moyen efficace d’enseigner des
connaissances CRM, car il permet aux pilotes de mettre en pratique les connaissances et de
bénéficier d’un perfectionnement non négligeable.
Ces dernières années, la prise de décision a pris de plus en plus de place dans les formations en
CRM. Cette approche montre que la prise de décision efficace est considérée comme l’indicateur
de réussite des équipages le plus important, et que les sujets de CRM classiques offerts
contribuent à faciliter la prise de décision.
Au R.-U., la CAA a mis au point une série de conditions d’accréditation rigoureuses concernant
les instructeurs en CRM (CRMI) et les examinateurs d’instructeurs en CRM (CRMIE) 113. Le
processus d’accréditation a été conçu pour garantir une norme d’instruction et d’évaluation
CRM acceptable. Les personnes qui reçoivent cette accréditation doivent en effet satisfaire à un
certain nombre de conditions préalables liées à l’expérience et démontrer qu’elles possèdent les
connaissances et compétences nécessaires pour instruire ou évaluer la CRM avant de pouvoir
effectivement assumer ces fonctions. Au R.-U., le processus d’accréditation suppose aussi une
procédure d’actualisation visant à s’assurer que les instructeurs et examinateurs en CRM
qualifiés antérieurement satisfont toujours à la norme établie. Au Canada, l’enseignement de la
CRM ne requiert aucune expérience, formation ou qualification.
1.18.2.6 Meilleures pratiques en matière de CRM
1.18.2.6.1 Gestion des tâches et de la charge de travail et gestion des urgences
Au sein de l’industrie, la norme en matière d’aéronefs à équipage multiple consiste à désigner
désigné un commandant de bord (PF), chargé de piloter l’avion, et un copilote (PNF), chargé de
traiter d’autres tâches liées aux communications radio, à la gestion des listes de vérifications et à
l’utilisation du FMS. Cette division des tâches permet d’optimiser l’efficacité de l’équipage, de
prévenir la saturation des membres d’équipage et d’éviter toute confusion concernant les
responsabilités à assumer en vol.
112
A. Merritt et J. Klinect, Defensive Flying for Pilots: An Introduction to Threat and Error
Management, The University of Texas Human Factors Research Project: The LOSA
Collaborative, Austin, Texas, 2006.
113
Civil Aviation Authority, Standards Document No. 29 Version 4 – The Crew Resource
Management Instructor (CRMI) and Crew Resource Management Instructor Examiner
(CRMIE) Accreditation Framework, 2009.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 89
RENSEIGNEMENTS DE BASE
En cas d’urgence, il est primordial que les tâches de bord soient bien réparties, afin d’optimiser
l’efficacité de l’équipage et de garantir la sécurité du vol. Pour assurer une répartition
judicieuse, on attribue explicitement certaines responsabilités au PF et d’autres au PNF 114. En
situation d’urgence, on considère généralement que le commandant de bord doit concentrer
tous ses efforts sur les mesures à prendre et confier les tâches secondaires au copilote 115. Les
SOP de Cougar Helicopters stipulent ce qui suit :
[Traduction]
Dans certaines situations d’urgence, il peut s’avérer plus judicieux que le
commandant de bord passe les commandes de l’aéronef au copilote, ce afin
de pouvoir se consacrer entièrement aux mesures correctives. Dans de
nombreux cas, il est en effet préférable de mettre à profit l’expérience du
commandant de bord pour gérer la situation anormale ou d’urgence plutôt
que pour tenir les commandes de l’appareil.
Cette approche permet de libérer la capacité de réflexion critique du commandant de bord, qui
peut dès lors mieux prendre en compte les indices extérieurs, rechercher la cause de l’urgence,
parcourir les étapes de la liste de vérifications appropriée et coordonner des initiatives à
l’intérieur et à l’extérieur de l’aéronef. Lorsqu’un individu essaie d’assumer trop de
responsabilités, il risque de retarder ou d’omettre inutilement certaines tâches critiques.
Le commandant d’un aéronef en équipage multiple doit apprendre à reconnaître ses forces et
ses faiblesses et celles des autres, et à déléguer des tâches pour mieux exploiter les ressources
disponibles. Par exemple, un copilote qui a une longue expérience sur un type d’aéronef sera
plus à même de rechercher la cause des pannes critiques qu’un copilote qui a moins
d’expérience. En revanche, un copilote ayant peu d’expérience n’aura pas de mal à exécuter des
tâches ordinaires confiées par le commandant de bord. Lorsqu’il est confronté à une tâche
inhabituelle, comme d’effectuer le rapprochement entre les étapes d’une liste de vérifications
ambiguë avec une urgence potentiellement critique, un copilote avec peu d’expérience risque
d’être rapidement saturé. Des étapes importantes peuvent alors être retardées ou omises; les
communications risquent d’être décousues et le copilote risque de revenir aux comportements
appris antérieurement sur un type d’aéronef différent.
Étant donné les limites humaines en ce qui touche au traitement des informations, les pilotes
doivent veiller à ne pas se laisser saturer par les tâches. Pour éviter la saturation, les pilotes
doivent classer les tâches par priorité avec précaution, répartir les tâches de poste de pilotage de
manière judicieuse et gérer les sources de distraction. L’une des notions essentielles
unanimement reconnue dans le monde de l’aviation, en ce qui a trait à la priorité des tâches, est
celle qui recommande aux pilotes de « piloter, naviguer et communiquer ». Le commandant de
bord est tenu de s’assurer que cette hiérarchisation est respectée, et cette obligation est encore
plus critique en situation d’urgence. Lorsque les niveaux de stress augmentent, l’équipage de
conduite doit rester concentré sur les tâches critiques du moment, veiller à respecter les SOP et
exécuter en temps opportun les étapes de la liste de vérifications. Le plus important en cas
114
R. K. Dismukes, G. Young et R. Sumwalt, “Cockpit interruptions and distractions: Effective
management requires a careful balancing act”, ASRS Directline, 10, 3, 1998.
115
T. Beneigh et T. P. Hubbard, “CRM Vectors 2007”, International Journal of Professional Aviation
Training &Testing Research, 1 (1), 2007, 29-37.
90 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
d’urgence est de piloter l’aéronef et de prendre immédiatement les mesures d’urgence qui
s’imposent. Si des communications avec l’extérieur prennent le pas sur le pilotage et la
navigation, les marges de sécurité pourront être sérieusement réduites.
1.18.2.6.2 Prise de décision
Une prise de décision efficace suppose que l’on cerne avec précision la situation dans laquelle
on se trouve, que l’on évalue les implications de cette situation, que l’on élabore un ou des plans
d’action, ainsi que des solutions de rechange, et que l’on mette en œuvre une ligne de conduite
optimale. Il est tout aussi important que l’équipage de conduite soit capable d’identifier les
changements éventuels dans la situation, et de renouveler le processus de prise de décision
pour s’assurer que les changements en question ont été pris en compte et que les plans sont
modifiés en conséquence. Le fait de ne pas tenir compte adéquatement des implications
possibles d’une situation augmente les risques qu’une décision entraîne des conséquences
défavorables aboutissant à un état d’aéronef indésirable. Des niveaux de stress qui augmentent
peuvent avoir un impact défavorable sur la capacité du pilote à percevoir et à évaluer des
indices propres à la situation et peuvent entraîner une diminution de l’attention 116. Bien
souvent, cette diminution de l’attention peut se traduire par un biais de confirmation : un
phénomène qui pousse le pilote à trouver des indices qui confortent le plan d’action choisi au
point d’exclure, éventuellement, des indices critiques qui appuient une autre hypothèse moins
séduisante 117. Ainsi, des conséquences potentiellement graves pourraient ne pas bénéficier de
toute l’attention nécessaire au moment de définir un plan d’action optimale. Il est donc
impératif que les pilotes tiennent compte du scénario le plus défavorable lors du processus de
prise de décision, plus spécialement lorsqu’ils ont affaire à une situation d’urgence
potentiellement catastrophique.
Un autre aspect important du processus de prise de décision est le concept de modèles mentaux
partagés 118. Le modèle mental d’une personne dépend énormément de la compréhension
qu’elle a des situations, de ses attentes concernant l’avenir et de son expérience passée.
L’expérience ou les connaissances d’un pilote joue un rôle important dans le processus de prise
de décision de ce dernier. L’exposition répétée à des scénarios au moyen d’exercices pratiques,
d’instruction ou d’un apprentissage informel, comme des lectures ou une discussion de groupe
par exemple, contribue à préparer une personne à affronter des situations potentiellement
complexes, telles qu’une urgence en vol. Plus un pilote a de l’expérience, plus son modèle
mental est précis.
Dans le cas d’un équipage, tous les membres doivent s’efforcer de faire coïncider leur modèle
mental. Si l’équipage ne parvient pas à atteindre cet objectif en raison des différences de
personnalité, du style de communication ou des rapports d’autorité, il se peut qu’il néglige des
renseignements importants au moment où il faudra étudier les conséquences possibles d’une
situation et élaborer des plans et des solutions de rechange. En ce qui concerne la CRM, une
116
CRM Standing Group, Crew Resource Management, Royal Aeronautical Society, Londres,
Royaume-Uni, 1999.
117
C. D. Wickens et J. G. Hollands, Engineering Psychology and Human Performance (3e Ed.), New
Jersey, Prentice Hall, 1999.
118
T. L. Seamster, R. E. Redding et G. L. Kaempf, Applied Cognitive Task Analysis in Aviation,
Aldershot, Royaume-Uni, Ashgate Publishing Limited, 1997.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 91
RENSEIGNEMENTS DE BASE
communication efficace joue un rôle majeur dans la mise en conformité des modèles mentaux
de l’équipage. Par contre, il est impératif que les pilotes s’entraînent et se perfectionnent pour
que leurs aptitudes à communiquer soient efficaces, plus spécialement lors d’une situation
d’urgence stressante.
1.18.2.6.3 Communications entre les membres d’équipage
Pour faire concorder des modèles mentaux, améliorer la conscience de la situation (CS) de
l’équipage et optimiser le processus de prise de décision, les membres d’équipage doivent
posséder d’excellentes aptitudes à communiquer. Cette condition peut se révéler difficile à
satisfaire dans un poste de pilotage lorsque les pilotes sont soumis à des contraintes de temps
ou à des priorités concurrentes, ou lorsque la chaîne d’autorité à l’intérieur du poste de pilotage
est déséquilibrée. L’expression « chaîne d’autorité à l’intérieur du poste de pilotage » fait
référence aux rapports qu’entretiennent le commandant de bord et le copilote à bord de
l’aéronef 119. Si des membres d’équipage ayant une expérience similaire travaillent ensemble, le
commandant de bord ne voudra peut-être pas exercer son autorité, ou le copilote sera peut-être
réticent à l’idée de s’affirmer par peur d’offenser le commandant de bord. On parlera alors de
chaîne d’autorité faible à l’intérieur du poste de pilotage. S’il y a une différence d’expérience
significative entre un commandant de bord et un copilote, ou si un commandant de bord doté
d’une forte personnalité est associé à un copilote doté d’une personnalité non assertive, le
copilote pourra être réticent à l’idée de formuler des avis susceptibles d’optimiser la sécurité.
Dans ce cas, on parlera de chaîne d’autorité forte120. Les styles de communication qui peuvent
ressortir du fait des personnalités de chacun peuvent nuire à l’efficacité des communications
lorsque ces styles ne sont pas compatibles. Des programmes de formation en CRM actuels
mettent en lumière les obstacles à une communication efficace et proposent des stratégies de
communication multiples qui aident les individus à choisir la stratégie la plus appropriée en
fonction de la gravité de la situation, du temps disponible et des autres personnes impliquées
dans le processus de communication.
Les membres d’équipage ne doivent éprouver aucune gêne à formuler des avis au commandant
de bord pour faciliter la prise de décision de ce dernier. Lorsque la chaîne d’autorité à l’intérieur
du poste de pilotage est forte, en raison des niveaux d’expérience ou des personnalités, les
décisions risquent fort de se fonder sur des renseignements incomplets ou imprécis. De nos
jours, la formation en CRM encourage les copilotes à s’affirmer; mais cela peut s’avérer très
difficile pour certains. On encourage généralement les membres d’équipage à s’affirmer
lorsqu’ils ne sont pas certains d’une chose ou lorsqu’ils ont des raisons de douter du bien-fondé
du plan d’action suivi. Idéalement, il faut commencer par formuler un commentaire ou une
question neutre. Si cette approche ne suffit à pas à cerner le problème, le copilote doit
entreprendre une démarche plus affirmative. Cette stratégie de communication progressive est
difficile à adopter pour les nouveaux employés, qui craignent parfois pour leur carrière. Si l’on
veut que les copilotes s’affirment, on doit les former sur les stratégies de communication
progressive et leur donner la possibilité de mettre en pratique la théorie reçue.
Un commandant de bord doit mettre à l’aise les membres d’équipage en mettant en place une
politique de communication ouverte. Il est important que les commandants de bord
119
A. Gupta, « Trans-Cockpit Authority Gradient in Flying Training: A Case Report », Indian
Journal of Aerospace Medicine, 48(1), 2004.
120
Ibid.
92 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
comprennent que la plupart du temps un copilote inexpérimenté a tendance à utiliser une
stratégie de communication nuancée pour exprimer une opinion, qu’il hésite à s’affirmer de
peur de se tromper ou de subir des remontrances pour avoir remis en cause le jugement d’un
pair plus expérimenté. Pour faire comprendre au copilote que son message a été reçu et bien
compris, il est conseillé aux commandants de bord de fournir des rétroactions pertinentes et en
temps opportun. Le commandant de bord montre ainsi que le commentaire du copilote a été
pris en compte dans son processus de prise de décision. S’il ne reçoit aucune réponse à son
commentaire, celui qui l’a formulé peut avoir le sentiment que son intervention n’a pas de
valeur ou qu’elle est erronée. La rétroaction permet de s’assurer que toutes les parties au
processus de communication comprennent bien la situation en cours.
1.18.2.6.4 Procédures d’utilisation normalisées et listes de vérifications
Les listes de vérifications et les procédures d’utilisation normalisées (SOP) sont conçues pour
faciliter la mise en place des modèles mentaux partagés et la prise de décision du pilote,
notamment dans les scénarios rares comme un amerrissage par exemple. Les SOP et les listes de
vérifications apportent généralement au pilote des solutions concluantes préétablies aux
diverses situations en tenant compte des facteurs de risque qui peuvent échapper au pilote lors
d’un scénario d’urgence. Dans la plupart des cas, la procédure à suivre décrite dans la liste de
vérifications fournit au pilote le plan d’action le plus sûr qui soit. Par contre, si l’on n’enseigne
pas aux pilotes comment respecter les listes de vérifications, si on ne leur offre pas de formation
pratique ou de rappels à ce sujet, ces derniers risquent de ne pas suivre les procédures exigées
lorsque cela s’impose.
1.18.3
Événements antérieurs et suivi
1.18.3.1 Pannes antérieures de pompe à huile de BTP
Le 26 septembre 2008, Sikorsky a émis le SSA-S92-08-006 intitulé « Rotorcraft Flight Manual
Revision for Main Gearbox Malfunctions » (révision de la partie du RFM consacrée aux pannes
de BTP) à l’intention des exploitants d’hélicoptères S-92A. Ce document explique que Sikorsky
a [Traduction] « mené des enquêtes sur des événements récents » ayant impliqué le circuit de
lubrification de la BTP du S-92A et qu’il a « établi que certains messages de panne de BTP
imminente actuellement recensés dans le RFM n’étaient pas représentatifs du rendement et de
la capacité de la BTP pendant une panne. Sikorsky retirera donc les messages visés. »
La mesure la plus marquante a été le retrait du message de ]Traduction] « pression d’huile BTP
inférieure à 5 lb/po2 » qui figurait parmi les critères justifiant un « atterrissage immédiat ». En
lieu et place de cette indication, le SSA a apporté la précision suivante :
[Traduction]
Une panne de transmission imminente peut être signalée de la manière suivante :
1) une augmentation de la puissance nécessaire à un réglage de collectif constant;
2) des mouvements de lacet brusques;
3) des vibrations ou des bruits inhabituels;
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 93
RENSEIGNEMENTS DE BASE
La présence de symptômes multiple est l’indication hautement critique qu’une panne
imminente va se produire.
Le SSA renvoyait toujours aux exigences qui prévoient ce qui suit :
[Traduction]
descendre à une altitude à partir de laquelle il est possible d’effectuer un
atterrissage rapide avec un changement de puissance minimal et de voler à
une vitesse nécessitant une puissance minimale. La descente doit se faire
avec un réglage de puissance réduit, mais avec suffisamment de couple
pour entraîner la transmission.
La directive suivante a également été fournie avant la révision du RFM :
[Traduction]
La température de la BTP, les manomètres et le détecteur de particules
fournissent au pilote les indices nécessaires pour diagnostiquer une panne
de BTP et prendre les mesures correctives pertinentes.
Les événements récents pris en compte par le SSA incluent un incident survenu en janvier 2008,
au cours duquel le module d’entrée de la BTP d’un S-92A évoluant près de Sarawak (Malaisie) a
subi une surchauffe qui a entraîné une fuite d’huile lente. Le jour de cet incident, l’équipage de
conduite a reçu des indications de température d’huile BTP élevée et de pression d’huile BTP
basse, accompagnées d’une odeur de brûlé; l’équipage a donc décidé de faire un atterrissage de
précaution. Avant cet incident, en avril 2005, l’adaptateur cannelé Vespel d’un système
d’entraînement de pompe à huile de BTP d’un autre S-92A exploité en Norvège avait subi une
défaillance, qui avait été signalée au pilote sous la forme d’un message de pression d’huile BTP
basse. L’hélicoptère se trouvant à proximité d’une plateforme pétrolière, les pilotes avaient
procédé à un atterrissage de précaution. Dans un cas comme dans l’autre, la BTP n’a pas subi de
dommages sérieux.
Le but de cette SSA était de fournir un préavis aux modifications imminentes touchant le RFM.
Cougar Helicopters n’a pas diffusé de renseignements liés aux SSA, émises avant les
modifications officielles du RFM, à ses équipages de conduite afin de s’assurer que ces derniers
continueraient de suivre les procédures approuvées du RFM. L’enquête a établi que les
révisions au RFM décrites dans la SSA-S92-08-006 n’ont eu aucune incidence sur l’événement. À
la suite de l’accident, la FAA a émis un Special Airworthiness Information Bulletin suggérant de
ne pas mettre en place les procédures proposées dans le bulletin SSA concerné.
1.18.3.2
Incident subi par l’hélicoptère de CHC en Australie-Occidentale le 2 juillet 2008
Le 2 juillet 2008, un hélicoptère S-92A (immatriculé VH-LOH, numéro de série 920036) exploité
par Canadian Helicopters Corporation (CHC) Australia rejoint la destination de Broome
(Australie) à partir d’une plateforme pétrolière en mer avec 2 pilotes et 14 passagers à son bord.
L’appareil vole à 6000 pieds asl pendant environ 90 minutes lorsqu’un voyant d’alarme rouge
MGB OIL PRES s’allume accompagné d’un message d’alarme sonore « Gearbox
Pressure...Gearbox Pressure ». La pression d’huile BTP tombe à moins de 5 lb/po2 et continue
de diminuer. La dérivation d’huile BTP est fermée environ sept secondes après le message de
pression d’huile faible.
94 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 95
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le PF, qui est le copilote, entame immédiatement une descente. Le commandant de bord choisit
de poursuivre les tâches du PNF; il exécute la liste de vérifications d’urgence et recherche
l’origine du problème. Selon l’équipage de conduite, la BTP tomberait en panne
progressivement plutôt que subitement. Comme le message de « pression inférieure à 5 lb/po2 »
coïncide avec l’activation du message d’alarme rouge MGB OIL PRES, l’équipage ne pense pas,
au départ, que la pression faible est l’indication secondaire d’une panne imminente de la BTP.
De plus, aucune autre indication secondaire n’est décelée et la température d’huile de la BTP
reste au-dessous de 80 °C. Cela conduit l’équipage à réagir comme s’il se trouvait dans une
situation exigeant un « atterrissage à la première occasion ». La baisse de pression d’huile
rapide est tellement inhabituelle par rapport à l’entraînement sur simulateur que l’équipage
commence par mettre en cause le bon fonctionnement d’un capteur ou d’un indicateur.
Cependant, grâce à une communication efficace, les pilotes comprennent que l’alarme et
l’indication de pression d’huile ne proviennent pas d’un seul capteur, ce qui balaie leur
hypothèse.
Lorsque l’hélicoptère approche de la seule zone d’atterrissage convenable à proximité, le taux
de descente est élevé. Les pilotes effectuent un atterrissage sans autre incident environ sept
minutes après la première alarme. Le commandant de bord a précisé que s’il avait été au-dessus
de l’eau et qu’il n’y ait pas eu d’autres indications secondaires, il aurait poursuivi le vol vers la
rive à une altitude de 200 pieds agl et à une vitesse de 80 nœuds.
L’examen visuel initial effectué par le personnel de maintenance de CHC et un représentant
local de Sikorsky a révélé que deux des trois goujons de montage de la cuve de filtre à huile BTP
étaient cassés et que la cuve s’était partiellement détachée de la BTP, ce qui a entraîné une perte
de pression d’huile totale. L’un des goujons de montage cassé avait été réparé le 9 juin 2008
(voir la rubrique 1.18.3.4).
Une inspection endoscopique a ensuite été réalisée afin d’évaluer l’état des composants internes
de la BTP. Cette inspection a permis de déterminer que l’hélicoptère était en mesure de voler
jusqu’à la base de maintenance. La BTP a été déposée et expédiée à Sikorsky le 20 juillet 2008.
Elle a été démontée, remise à neuf par un atelier de révision agréé de Sikorsky, puis remise en
service et installée sur un autre hélicoptère. Selon les informations disponibles à l’époque, le
Australian Transport Safety Bureau (ATSB) a décidé de ne pas enquêter, et les données des
FDR/CVR n’ont été ni récupérées ni analysées.
1.18.3.3 Processus de gestion de la sécurité de Sikorsky
Sikorsky a mis sur pied un programme de gestion de la sécurité. Ce programme met en œuvre
plusieurs processus destinés à cerner des dangers et à gérer des risques liés à la conception
initiale de l’hélicoptère et aux opérations sur le terrain, ainsi que le programme de maintien de
la navigabilité. Lorsque des dangers potentiels sont identifiés, on évalue le niveau de risque
associé en appliquant des processus, tels que l’évaluation des risques fonctionnels; l’analyse par
arbre des causes; l’analyse des effets des modes de défaillance et l’analyse des causes courantes.
Sikorsky dispose de nombreux moyens pour déceler les dangers, notamment les rapports des
exploitants ou les systèmes de surveillance des tendances en matière d’anomalies. Sikorsky
compte sur son réseau de représentants techniques régionaux en tant que source importante
pour identifier les risques. Pendant tout le cycle de vie d’un hélicoptère, Sikorsky désigne un
ingénieur principal en sécurité des systèmes chargé de fournir des directives concernant la
96 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
sécurité des concepts. Le rôle de ce dernier consiste à identifier des dangers potentiels, à évaluer
des risques, à assurer le suivi des risques et à s’assurer que les risques ont été éliminés ou
convenablement atténués. Lorsqu’un plan d’atténuation a été élaboré et que des mesures
correctives sont mises en œuvre, Sikorsky ferme la boucle du processus de sécurité en
continuant de surveiller les résultats des mesures en question. Les décisions d’atténuation
visant des risques potentiels de niveau supérieur sont examinées par un comité de sécurité
supérieur de Sikorsky.
Sikorsky détient la plus haute autorisation de désignation d’organisme 121 délivrée par la FAA et
travaille en étroite collaboration avec le Boston Aircraft Certification Office et le Rotorcraft
Directorate’s Aircraft Evaluation Group pour traiter les problèmes de sécurité potentiels.
1.18.3.4 Mesures de maintenance et de suivi antérieures
La cuve du filtre à huile de la BTP de l’hélicoptère immatriculé VH-LOH a été déposée puis
réinstallée 17 fois pendant la durée de vie en service totale de l’appareil (1233,4 heures). Environ
58 heures de vol avant l’incident du mois de juillet 2008, le 9 juin 2008, un goujon de la cuve du
filtre à huile de la BTP s’était sectionné lors de la dépose de l’écrou de montage. Comme il n’y
avait ni goujon neuf ni outil approprié immédiatement disponibles, CHC avait effectué une
réparation provisoire en installant un écrou auto-freiné sur le goujon sectionné après avoir pris
conseil auprès d’un représentant technique local de Sikorsky. Le dispositif autobloquant de cet
écrou ne s’engageait pas complètement dans la section raccourcie du goujon. Il a donc fallu
percer un trou dans l’écrou afin de le freiner au fil pour le fixer. Même si le service technique de
Sikorsky n’a pas été spécifiquement consulté, aucune objection technique à la réparation
temporaire n’a été faite par le représentant local de Sikorsky.
À la suite de l’incident du 2 juillet 2008, Sikorsky a essayé, en vain, de se faire renvoyer les
goujons défectueux. En l’absence des pièces, Sikorsky s’est fié aux photographies et aux
commentaires écrits pour déterminer si un problème pouvait concerner la flotte de S-92A. En se
basant sur les renseignements disponibles à l’époque, Sikorsky a pensé que la réparation
effectuée sur le goujon avait probablement conduit à la perte totale de lubrifiant de la BTP.
Même si Sikorsky avait entamé l’examen de conception du goujon, sans l’intervention de ses
spécialistes en métallurgie, la société n’aurait pas été en mesure de déterminer à coup sûr la
cause de la défaillance ni de conclure si un problème pouvait toucher la flotte de S-92A.
Le 14 juillet 2008, la Civil Aviation Safety Authority australienne et CHC ont décidé de faire
inspecter les goujons sectionnés par une entreprise d’ingénierie australienne.
Le 22 juillet 2008, l’entreprise d’ingénierie australienne a examiné les goujons de montage. Les
représentants de Sikorsky n’ont pas pris part à cet examen. Les conclusions préliminaires de
l’entreprise australienne ont indiqué que la cassure des goujons de montage avait été
probablement causée par des contraintes excessives, certainement dues à un serrage excessif des
écrous. Même si le rapport a précisé que l’examen n’avait pas été fait de manière poussée et
qu’il a recommandé la réalisation d’un examen métallurgique complet, les résultats ont semblé
appuyer l’hypothèse de Sikorsky selon laquelle la défaillance était probablement le résultat
d’une mesure de maintenance de CHC.
121
Par « autorisation de désignation d’organisme » (ODA) ont entend l’autorisation d’exécuter
des fonctions approuvées au nom de l’administrateur.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 97
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.18.3.5 Premières mesures prises par Sikorsky
Chaque semaine, Sikorsky organise une webémission traitant de sujets divers avec les
exploitants de S-92A. Le taux de participation à ces webémissions est assez élevé et les
exploitants n’hésitent pas à poser des questions ou à formuler des commentaires. Le
12 août 2008, l’émission hebdomadaire de Sikorsky a porté sur l’incident de CHC. À cette
occasion, il a été précisé que même si le mode de défaillance exact faisait toujours l’objet d’une
enquête, le personnel de Sikorsky avait suggéré d’accorder une plus grande attention à l’état et
au filetage des boulons de fixation de la cuve de filtre. Le personnel a ensuite évoqué une
réparation « non approuvée » comme étant la cause possible de la rupture. Sikorsky n’a pas
reçu de rétroaction de la part des exploitants de S-92A concernant cet avis. Le personnel de
Cougar Helicopters a pris part à la webémission du 12 août 2008; par contre, l’incident n’a pas
suscité de préoccupation, le problème ayant été imputé à une réparation de maintenance « non
approuvée ».
1.18.3.6 Examens indépendants au Canada
CHC a engagé une entreprise d’ingénierie canadienne pour examiner plus en profondeur les
goujons de montage sectionnés de l’hélicoptère VH-LOH. La Australian Government Civil
Aviation Safety Authority (CASA) a communiqué avec le BST et a demandé à ce dernier de
superviser l’examen en son nom. Les 26 et 27 août 2008, un enquêteur du BST, accompagné
d’un représentant de Sikorsky et de CHC, a pris part à l’examen des goujons de montage. Le
BST a fourni un compte rendu d’examen et des commentaires à la CASA et à la FAA (le
29 août 2008). D’après les renseignements disponibles, le rapport de l’entreprise d’ingénierie
canadienne daté du 25 septembre 2008 a précisé que deux goujons de montage du carter de
filtre à huile avait cédé selon un mode de fatigue oligocyclique par torsion dans un seul sens
ayant entraîné un sectionnement progressif. La cause la plus probable de la rupture des goujons
de montage était soit un serrage initial inapproprié 122 au moment où les écrous ont été installés,
soit un desserrage après leur installation. Même s’il n’a pas été possible de déterminer avec
certitude l’origine du problème de serrage initial, une hypothèse incriminant le grippage des
goujons de montage en titane a été avancée.
1.18.3.7 Analyse et évaluation des risques subséquentes de Sikorsky
Sikorsky a reçu les goujons de montage mis en cause dans l’incident de l’hélicoptère de CHC le
4 septembre 2008. Le 9 septembre 2008, le laboratoire des matériaux de Sikorsky a rendu ses
premiers résultats. Bien que des goujons de montage en titane aient été utilisés sans incident
avec d’autres dispositifs de fixation pour filtres à huile de BTP, Sikorsky a commencé à se
pencher sur l’emploi des goujons de montage en titane dans les cuves de filtre à huile de BTP
du S-92A. Après consultation de la FAA, Sikorsky a effectué une évaluation des risques et a
suggéré de remplacer les goujons de montage en titane par des goujons de montage en acier.
Sikorsky a également indiqué qu’il était possible d’atténuer les risques immédiats de nouvel
122
Force de serrage appliquée à un dispositif de fixation avant qu’il supporte la force de serrage
définitive. Pour éviter toute rupture d’assemblage, le serrage initial doit être supérieur aux
forces externes appliquées à l’assemblage.
98 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
incident en modifiant les procédures de maintenance en vigueur. À la fin du mois de
septembre 2008, Sikorsky a entamé la révision 13 du manuel de maintenance d’aéronef (AMM)
du S-92A.
Le 8 octobre 2008, Sikorsky a émis l’avis de sécurité (SA) SSA S92-08-007 afin d’informer les
exploitants des modifications à venir concernant l’AMM, lesquelles incluaient des procédures
d’inspection améliorées provisoires applicables à la dépose et à l’installation des cuves de filtre
de BTP. Ces procédures prévoyaient un examen visuel approfondi des goujons, la vérification
des couples de serrage et de desserrage et le remplacement impératif des écrous en service par
de nouveaux écrous.
La tâche 63-24-02-210-001 de la révision 13 de l’AMM supposait l’utilisation d’une loupe
grossissant 10 fois et d’un miroir d’inspection. L’AMM énonçait les directives suivantes
concernant l’inspection du filetage des goujons de montage de la boîte d’engrenage :
[Traduction]
(1) À l’aide de la loupe et du miroir d’inspection, examiner les goujons de montage de
la boîte d’engrenage afin de déceler les défauts éventuels suivants :
• grippage des filets
•
cassure des filets
•
absence de filets
•
aplatissement des filets
NOTE : Un léger lustre des filets causé par l’argenture des écrous est
acceptable.
(2) Aucun dommage de quelque sorte que ce soit n’est toléré. Si un dommage est
constaté, communiquer avec le représentant local de Sikorsky. »
Le 5 novembre 2008, avec la révision 13 de l’AMM, ces procédures d’inspection améliorées sont
devenues obligatoires pour l’ensemble de l’industrie. À compter de cette date, Sikorsky n’a plus
reçu ni rapport faisant état de goujons de montage endommagés ni demande de remplacement
de goujons de la part d’exploitants, sauf pour l’hélicoptère australien de CHC.
Le 20 octobre 2008, Sikorsky a publié l’instruction technique (IT) 92-725-35-080, qui exige le
remplacement des goujons de montage en titane par des goujons en acier. Ce document interne,
spécialement émis pour traiter un problème de sécurité, est entré en vigueur à compter de cette
date. Il précise que les goujons de montage en titane ne doivent plus être utilisés pour la
construction des nouveaux hélicoptères S-92A, et que tous les goujons de montage en titane
actuellement installés doivent être remplacés par des goujons de montage en acier.
Les 4 et 9 septembre 2008 et le 4 novembre 2008, la webémission hebdomadaire de Sikorsky a
fait part aux exploitants de S-92 de quelques faits nouveaux concernant leur enquête sur la perte
de lubrifiant de l’hélicoptère de CHC. Le personnel de Cougar Helicopters était en ligne pour
les émissions des 9 septembre et 4 novembre. Ces trois webémissions ont mis l’accent sur
certains renseignements concernant les goujons en titane et les traces de dommage visibles
(grippage) touchant les filets des goujons. Il a été recommandé d’utiliser un nouvel écrou à
chaque installation. Les participants à la webémission ont également appris que des travaux
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 99
RENSEIGNEMENTS DE BASE
visant à remplacer les goujons en titane par des goujons en acier étaient en cours, l’acier étant
plus solide et plus résistant au grippage. Certains exploitants ayant pris part aux webémissions
ont demandé quelle serait la procédure à suivre pour remplacer les goujons in situ; ils ont
également demandé à quel moment l’évaluation du matériau serait disponible et ont posé
quelques questions d’ordre générale sur l’utilisation du titane et de l’acier. Pendant la
webémission du 4 novembre 2008, un exploitant a indiqué qu’il procédait aux mesures de
couple de serrage conformément aux descriptions fournies dans le document SSA-S92-08-007 et
il a demandé des précisions sur la procédure de serrage finale. Aucun commentaire n’a été
formulé au sujet de l’examen visuel des filets des goujons sous un grossissement de 10 et des
procédures d’inspection améliorées.
Le 28 janvier 2009, Sikorsky a publié le Bulletin de service d’alerte (ASB) 92-63-014, qui exige le
remplacement des goujons de montage des cuves de filtre BTP en titane par des goujons de
montage en acier, ce dans un délai de 1250 heures de vol ou un an. Le délai de conformité a été
basé sur l’évaluation des risques de Sikorsky et sur le temps qu’il faudrait pour remplacer les
goujons de montage in situ sans compromettre la sécurité. Au moment où l’ASB a été publié, le
remplacement des goujons de montage était une mesure de maintenance incombant aux ateliers
de révision et Sikorsky avait besoin de temps pour élaborer, valider et vérifier les procédures
utilisées in situ. Comme l’application des procédures d’inspection améliorées était rendue
obligatoire depuis la publication de la révision 13 de l’AMM, Sikorsky et la FAA ont considéré
que les risques immédiats de nouvel incident avaient été atténués de manière appropriée et
qu’il serait possible d’assurer la sécurité des opérations durant la période de conformité
prescrite. En janvier 2009, on comptait environ 80 S-92A en service dans le monde. De plus, le
S-92A était déjà en service depuis au moins 6 ans quand l’incident de CHC est survenu, lequel a
été le premier cas signalé de perte totale de lubrifiant de BTP liée à la défaillance d’un goujon.
1.18.3.8 Examen des goujons de montage et des écrous de la cuve de filtre du CHI91 par le BST
La fatigue est apparue au diamètre le plus petit du premier filet complètement en prise d’un
goujon et sur le rayon interne des dentelures de l’autre goujon. La présence de criques de
fatigue sur le premier filet en prise d’un goujon concorde avec un serrage initial insuffisant, qui
a entraîné la transmission d’une charge vibratoire excessive au goujon.
100 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Des points d’usure ont été observés sur les filets des goujons de montage de l’hélicoptère
accidenté, ainsi que sur certains goujons de montage retirés d’autres appareils de Cougar
Helicopters. L’usure constatée sur ces goujons aurait été détectée sous un grossissement de
10 fois, et sur certains goujons, les dommages auraient été visibles sans grossissement (voir la
zone encerclée sur la photo 15). L’examen effectué par le BST a donné à penser que les écrous et
goujons de montage de l’appareil accidenté avaient accumulé suffisamment d’usure par
frottement pour empêcher l’application adéquate du serrage initial durant l’installation. Le
serrage initial insuffisant a fait augmenter la charge cyclique subie par les goujons de montage
en cours de service et a conduit à l’apparition et à la propagation des criques de fatigue.
L’examen des
nouveaux goujons
de montage par le
BST a révélé que
même si les goujons
de montage ont été
fabriqués avec un
enduit destiné à
prévenir le
grippage, une usure
est apparue après la
première
Photo 15. Goujon retiré d’une autre BTP de Cougar Helicopters
installation d’un
(graduation en mm)
écrou, et plus les
opérations de dépose et de réinstallation de l’écrou en question étaient fréquentes, plus la
détérioration s’aggravait. La cuve du filtre à huile BTP de l’hélicoptère en cause, et d’au moins
trois autres appareils de Cougar Helicopters, était fixée au moyen d’écrous de fixation
recouverts d’un résidu de peinture grise appliquée au moment de la fabrication de la BTP.
1.18.3.9 Examen des méthodes de remplacement des filtres BTP de Cougar Helicopters
Le 7 novembre 2008, Cougar Helicopters a incorporé la révision 13 de l’AMM dans ses
ordinateurs de maintenance et a approuvé la révision en la signant 123. Les procédures de
l’entreprise exigent que le personnel de maintenance soit au courant des procédures de l’AMM
révisées. Ce personnel est tenu de lire toutes les nouvelles consignes et de confirmer qu’il s’est
acquitté de ce devoir en signant le tableau intitulé « À lire impérativement ».
À l’époque de l’accident, les écrous montés sur les cuves de filtre BTP étaient considérés comme
fiables. Par conséquent, si certains ont été utilisés, ils n’auraient pas été consignés dans les
dossiers d’entretien de l’hélicoptère. Cougar Helicopters s’est inspiré d’une pratique industrielle
normalisée pour déterminer l’état de fonctionnement d’un écrou autobloquant, qui remplace
l’écrou lorsque le dispositif autobloquant n’assure plus efficacement sa fonction.
Entre la date de construction de l’hélicoptère et l’accident, le filtre à huile BTP de l’appareil a été
changé 11 fois. La révision 13 de l’AMM était en vigueur lorsque les deux derniers
remplacements de filtre à huile de BTP ont été effectués sur l’hélicoptère. À l’époque de
l’accident, aucun dossier de maintenance ne faisait état de l’inspection sous un grossissement de
123
Les procédures d’inspection améliorées sont devenues obligatoires dès la réception de la
Révision 13 de l’AMM.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 101
RENSEIGNEMENTS DE BASE
10 ni de l’utilisation d’une clé dynamométrique pour mesurer les couples de desserrage utilisés
avec les hélicoptères S-92A de Cougar Helicopters, alors que la révision 13 de l’AMM exigeait
ces étapes. Cette même révision exigeait aussi le remplacement des écrous de montage des
filtres à huile à chaque dépose. Or, les écrous installés sur l’appareil étaient des écrous d’origine.
Lorsque Cougar Helicopters reçoit un ASB124, le personnel vérifie la date de conformité ou le
nombre d’heures à respecter afin de déterminer le délai dans lequel il pourra exécuter les
travaux demandés. Généralement, la priorité d’un ASB assorti d’un délai de conformité de
12 mois est jugée moins élevée que celle d’un bulletin dont le délai de conformité est bien plus
court. Cougar Helicopters a commandé les pièces et les outils nécessaires pour exécuter le
ASB 92-63-014 le 19 février 2009. Le formulaire de demande de pièces a montré que les articles
constituaient une commande courante pour l’inventaire de base et le bon d’achat a précisé que
les articles pourraient être expédiés dans le prochain envoi groupé.
Comme l’incident de CHC était lié à une mesure de maintenance inappropriée, Cougar a
accordé moins d’importance à ce problème, et cela s’est répercuté sur la priorité d’exécution du
ASB 92-63-014. De plus, étant donné qu’aucun des exploitants ayant participé à la webémission
n’a dit avoir des problèmes avec les goujons de montage des cuves de filtre, les utilisateurs du
S-92A semblent s’être généralement entendus pour considérer la question comme non urgente.
1.18.3.10 Mesures prises par Sikorsky
Environ deux mois après avoir abordé le problème des goujons de montage des cuves de filtre
dans la webémission, Sikorsky a émis l’avis de sécurité SSA S92-08-007 en date du
8 octobre 2008. Cet avis prévoit ce qui suit :
[Traduction]
Sikorsky a appris que l’hélicoptère d’un exploitant avait été victime d’une
perte de pression d’huile BTP en raison d’une fuite au niveau de la cuve de
filtre. L’enquête a montré que deux des trois goujons de montage en titane
de la cuve de filtre BTP avaient cédé et permis à la cuve de se déplacer. En
conséquence, Sikorsky a décidé de modifier les procédures actuellement
décrites dans l’AMM afin de mieux aider le personnel de maintenance à
repérer les goujons de montage éventuellement endommagés lors de la
dépose ou de l’installation des cuves de filtre. Il est recommandé de
prendre toutes les précautions qui s’imposent durant la dépose et
l’installation des cuves de filtre BTP afin d’éviter dans toute la mesure du
possible de détériorer le filetage des goujons de montage.
124
De temps à autre, des avionneurs publieront des documents dans le but d’optimiser le niveau
de sécurité des vols ou de communiquer des avis ou des consignes particulières. Les
documents en question peuvent être des bulletins de service, des bulletins de service d’alerte
(ASB), des lettres de service, des lettres à tous les exploitants, etc. Le type de document publié
dépend de l’évaluation de l’urgence ou de la gravité des renseignements exposés telle qu’elle
est faite par l’émetteur, le bulletin ASB ayant la priorité la plus élevée. Par contre, il incombe
aux propriétaires et aux exploitants de déterminer s’ils doivent ou non se conformer à ces
documents, car l'organisme de réglementation ne rend pas la conformité obligatoire. Seules,
les consignes de navigabilité, qui sont émises par l’organisme de réglementation, doivent être
respectées comme il se doit.
102 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
À peu près trois mois et demi après le SSA, Sikorsky a publié l’ASB 92-63-014 à l’intention de
ses clients, en date du 28 janvier 2009. Le bulletin prévoyait ce qui suit :
[Traduction]
Un dommage aux goujons de montage de filtre à huile qui passe inaperçu
peut entraîner la rupture des goujons. Des procédures améliorées sont
actuellement incorporées dans le manuel de maintenance dans le but
d’aider le personnel à mieux repérer les dommages aux goujons de
montage. Pour renforcer la fiabilité de cette pièce d’assemblage, les goujons
en titane sont remplacés par des goujons en acier125.
Entre le 5 novembre 2008 et le
23 mars 2009, aucun exploitant de
S-92A n’a signalé à Sikorsky avoir
trouvé des goujons endommagés à
l’occasion d’une inspection
améliorée, et aucun exploitant n’a
communiqué avec Sikorsky pour
discuter des étapes des procédures
améliorées.
Le 23 mars 2009, la FAA a publié la
consigne de navigabilité (AD)
urgente 2009-07-53 pour les
hélicoptères S-92A de Sikorsky. Cette
consigne exige, avant la poursuite
des vols, la dépose de tous les
goujons de montage en titane
Photo 16. Goujons renvoyés à Sikorsky
servant à fixer les cuves de filtre aux
BTP et le remplacement de ces
goujons par des goujons en acier.
Aucun goujon endommagé n’a été signalé à Sikorsky entre le moment où la révision 13 de
l’AMM a été publiée, en novembre 2008, et l’émission de la AD 2009-07-53, en mars 2009. Par
contre, plusieurs exploitants ont envoyé à Sikorsky 59 goujons de montage après s’être
conformés à la AD. Sikorsky a examiné ces goujons et a constaté que leurs filets présentaient des
niveaux de grippage variables, révélateurs de déposes d’écrou répétées. Certains dommages au
filetage étaient visibles sans grossissement. La photo 16 montre des goujons renvoyés à Sikorsky
qui présentent des niveaux de grippage divers : perte de revêtement et dommages mineurs aux
filets (goujon 1), perte de revêtement et dommages modérés aux filets (goujon 2) et perte de
revêtement en profondeur et dommages aggravés aux filets (goujon 3). Les dommages aux filets
du goujon 3 de la photo 16 étaient visibles à l’œil nu. Sikorsky n’a pas pu indiquer la durée
d’utilisation en service des goujons de montage qui ont été retournés. Cependant, si l’on se base
125
Les goujons en acier seraient plus résistants au grippage que les goujons en titane.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 103
RENSEIGNEMENTS DE BASE
sur la date de la révision de l’AMM, le 5 novembre 2008, sur la publication de la AD 2009-07-53,
le 23 mars 2009, et sur la durée d’utilisation moyenne du S-92A, les goujons de montage
proviendraient d’hélicoptères dont les cuves de filtre ont été déposées au moins trois fois 126.
1.18.4
Dispositifs de flottaison d’urgence
1.18.4.1
Contexte
Partout sur la planète, les sociétés qui exploitent des plateformes pétrolières et gazières en mer
font appel à des hélicoptères pour transporter leurs employés. En mer du Nord, le RoyaumeUni exploite quelques 215 installations de ce type et emploie environ 30 000 travailleurs. À titre
de comparaison, le Canada compte 7 plateformes pétrolières et gazières en mer et emploie
environ 2000 personnes dans ce secteur. À travers le monde, on dénombre environ 2800
plateformes en mer sur lesquelles des ouvriers travaillent régulièrement. Entre 1976 et 2009,
14 accidents d’hélicoptère mortels se sont produits au Royaume-Uni au cours de rotations
d’hélicoptères desservant des plateformes en mer, et ces accidents ont fait 136 morts. Le Canada
déplore un seul autre accident d’hélicoptère de plateforme pétrolière avant le vol CHI91 127. En
2004, environ 20 accidents d’hélicoptère de plateforme pétrolière ont été signalés à travers le
monde.
En octobre 2008, une étude portant sur les accidents d’hélicoptère canadiens survenus en mer a
révélé que la noyade était la cause première du décès des occupants, un constat qui correspond
à celui d’autres travaux de recherche publiés dans d’autres pays 128. De même, la CAA du
Royaume-Uni a fait une étude portant sur des impacts avec plan d’eau impliquant des
hélicoptères militaires britanniques et des hélicoptères civils dans le monde, ce sur la période
allant de 1971 à 1992. Dans cette étude, la CAA a remarqué que la majorité des décès relevés
lors des impacts sur plan d’eau d’hélicoptères militaires britanniques (83 %) et d’hélicoptères
civils dans le monde (57 %) était due à la noyade.
1.18.4.2 Bien-fondé des exigences visant les dispositifs de flottaison d’urgence pour hélicoptères
L’amerrissage forcé se définit comme un atterrissage d’urgence exécuté délibérément sur un
plan d’eau en vue d’évacuer l’hélicoptère le plus rapidement possible. La plupart des
hélicoptères actuellement utilisés au profit de l’industrie pétrolière et gazière mondiale en mer,
dont le S-92A est l’un des plus modernes, ont été certifiés pour effectuer un amerrissage
conformément aux exigences du FAR 29.801 et aux directives complémentaires énoncées dans
la circulaire d’information (AC 29.2C, Amendment 29-12) de la FAA. En conséquence, un
hélicoptère ainsi certifié est équipé d’un DFU fournissant une stabilité appropriée en cas
d’amerrissage dans des conditions de mer raisonnablement probables correspondant au moins
à une force 4 selon l’OMM.
126
Outre le nombre de remplacements de filtre consignés dans les dossiers d’aéronef, il faut
savoir que tous les hélicoptères S-92A auraient fait l’objet d’un remplacement de filtre à deux
reprises à Sikorsky Aircraft (essai initial et essai pré-livraison) avant la livraison.
127
Rapport d’enquête du BST n° A85H0002.
128
C. J. Brooks, C. V. MacDonald, L. Donati et J. T. Taber, « Civilian Helicopter Accidents into
Water: Analysis of 46 Cases, 1979-2006 », Aviation, Space, and Environmental Medicine, 79(10),
2008, pp. 935-940.
104 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
D’après le document 2005/06 de la CAA du Royaume-Uni, intitulé Summary Report on Helicopter
Ditching and Crashworthiness Research, un hélicoptère doté d’un DFU devrait, conformément aux
exigences du FAR 29.801, flotter en position horizontale suffisamment longtemps pour
permettre aux occupants d’évacuer l’appareil et rejoindre les canots de sauvetage. Le centre de
gravité des hélicoptères est généralement haut du fait du poids des moteurs et de la BTP qui
sont installés sur le toit de la cabine. Les risques que l’hélicoptère chavire sont donc énormes.
Lorsqu’un hélicoptère chavire, il se renverse complètement, ce qui se traduit par une inondation
complète de la cabine et l’immersion de toutes les portes et hublots. L’évacuation est alors très
difficile, car tous les itinéraires d’évacuation sont immergés, et les occupants qui ne quittent pas
la cabine en quelques secondes risquent de périr noyés.
Le but de la certification d’amerrissage est de garantir l’application de procédures sécuritaires
concernant la mise en contact avec l’eau, la stabilité de flottaison, les caractéristiques de
compensation, l’évacuation des occupants et les caractéristiques de survivance dans des
conditions de mer raisonnablement probables (habituellement une mer de force 4). Le problème
est que les hélicoptères des plateformes pétrolières évoluent souvent au-dessus d’une mer dont
la force dépasse le niveau 4. Une étude citée dans le document2005/06 de la CAA, document
qui traite du régime des vagues dans la partie septentrionale de la mer du Nord - lequel régime
est considéré par les JAR-OPS 3 comme étant un « environnement hostile » -, a montré que sur
une année complète, la force 4 est dépassé 36 % du temps, et 65 % du temps pendant la période
de décembre à février.
Des statistiques d’Environnement Canada indiquent que la fréquence de dépassement de la
force 4 dans les eaux situées au large de Terre-Neuve est supérieure à celle que l’on trouve dans
« l’environnement hostile » de la partie septentrionale de la mer du Nord. Pour être plus précis,
la force 4 est dépassée environ 50 % du temps au cours de l’année complète et 83 % du temps
entre décembre et février. À titre de comparaison, la fréquence de dépassement de la force 6 est
bien inférieure; ce niveau est dépassé 3,3 % du temps sur l’année complète et 8,9 % du temps
entre décembre et février.
En 2000, la CAA a présenté les résultats de son étude sur l’amerrissage et l’impact sur plan
d’eau à deux groupes de travail : le Helicopter Offshore Safety and Survivability (HOSS) des
Joint Aviation Authorities (JAA) et le Water Impact, Ditching Design and Crashworthiness
Group (WIDDCWG) de la FAA, des JAA et de l’industrie. Après avoir pris connaissance des
résultats, les deux groupes de travail ont recommandé de modifier les exigences de navigabilité
JAR/FAR 29 en vigueur afin que l’interprétation des « conditions de mer raisonnablement
probables », faite dans le cadre de la certification des équipements utilisés en cas d’amerrissage,
soit modifiée de manière à tenir compte des conditions de mer qui prédominent dans des zones
océaniques spécifiques. Dans le cas d’un « environnement non hostile », un DFU prévu pour
une mer de force 4 est approprié. Par contre, dans le cas d’un « environnement hostile », la
certification des équipements utilisés en cas d’amerrissage devrait prendre en compte une
norme plus élevée en ce qui concerne l’état de la mer.
1.18.4.3 Recherche et développement concernant les DFU
À la suite d’un accident d’hélicoptère mortel survenu en mars 1992 en mer du Nord, la CAA a
commandé une étude de type Review of Helicopter Offshore Safety and Survival (RHOSS). Le
rapport RHOSS, publié en 1995, a souligné la différence entre un amerrissage, décrit comme
étant une descente contrôlée (moyennant l’activation de certaines mesures d’avertissement)
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 105
RENSEIGNEMENTS DE BASE
dans une mer non hostile, et un écrasement, qui englobe tous les impacts non contrôlés ou
involontaires avec un plan d’eau, les descentes contrôlées dans une mer hostile et les chutes
d’hélicoptères à partir d’une héliplateforme. Les statistiques sur les accidents ont montré qu’il
n’y a pas de différence majeure entre la fréquence des impacts sur l’eau offrant des chances de
survie et les amerrissages. Le rapport a conclu qu’étant donné que des écrasements offrant des
chances de survie causés par une défaillance technique ou une erreur de pilotage pourraient
encore se produire, il ne serait pas raisonnable d’améliorer les mesures de sécurité en tenant
compte d’un seul type d’événement.
Le rapport RHOSS a fait remarquer que les équipements de sécurité fondamentaux, tels que les
dispositifs de flottaison, étaient spécialement conçus pour un scénario d’amerrissage et qu’il
restait encore à optimiser les chances de survie après un écrasement. Le document a souligné
l’importance d’améliorer les capacités de flottaison à la suite d’un impact sérieux avec l’eau et
d’envisager notamment la possibilité d’installer des dispositifs de flottaison supplémentaires
spécifiquement adaptés à un scénario d’écrasement. Le fait d’optimiser le nombre et la
répartition des dispositifs de flottaison sur l’hélicoptère confère des avantages supplémentaires,
car le niveau de redondance général des dispositifs est amélioré de même que leur résistance à
l’écrasement.
En 1996, la FAA a mené une étude intitulée Survey and Analysis of Rotorcraft Flotation Systems.
Cette étude a porté sur 67 accidents d’hélicoptère survenus au-dessus d’un plan d’eau
provenant de la base de données du NTSB. L’étude a révélé que, de manière générale, les
occupants ont survécu à des conditions d’impact plus graves que celles décrites dans les
règlements de la FAA relatifs à l’amerrissage.
Une étude de BMT Fluid Mechanics publiée dans le document Study of Crashworthiness of
Helicopter Emergency Flotation Systems (CAA Paper 2001/2) a évalué la variabilité des forces
d’impact dans l’eau imposées à des dispositifs de flottaison courants en utilisant une grande
variété de scénarios d’impact avec l’eau offrant des chances de survie et de conditions de mer
possibles. Les résultats de cette étude ont montré que lors d’un écrasement accompagné d’un
impact violent, il y a 30 % de probabilité qu’un hélicoptère classique équipé de quatre
dispositifs de flottaison coule, car il ne possède pas suffisamment d’équipements redondants
pour rester à la surface de l’eau, advenant la rupture d’un ou de plusieurs dispositifs. Le
document de la CAA a montré qu’une configuration à six flotteurs (composée de dispositifs de
flottaison supplémentaires montés en hauteur sur les parois de la cabine) assurait la redondance
voulue, car les dispositifs sont bien protégés de tous les impacts hormis des impacts latéraux.
Cette étude a aussi démontré que le fait de multiplier par deux la résistance d’une configuration
standard à quatre flotteurs fait augmenter la résistance à l’écrasement de 15 %.
Le CAA a également communiqué les résultats de son étude portant sur l’amerrissage et les
impacts avec plan d’eau au groupe de travail HOSS des JAA et au WIDDCWG. Les deux
groupes ont recommandé de modifier les exigences de navigabilité actuelles des JAR/FAR 27 et
29 concernant l’amerrissage et la résistance à l’écrasement des hélicoptères en cas d’impact avec
l’eau. Ils ont demandé à ce que l’on tienne compte des avantages possibles conférés par le
concept d’hélicoptère flottant sur le côté et ont demandé une étude de conception spécifique à
un type d’hélicoptère afin d’appuyer le développement ultérieur de ce concept. Toutefois, le
WIDDCWG recommandait également que les exigences « structurales » applicables aux
conditions d’amerrissage ne devaient pas être étendues jusqu’à la prise en compte de la
106 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
résistance à l’impact, et ce, en raison de la variabilité élevée des charges d’impact et du fait que
les charges d’impact d’un accident auquel on peut survivre sont trop élevées pour être conçues
de manière réaliste.
À la suite de ces recommandations, une étude sur l’amerrissage et la résistance à l’écrasement
des hélicoptères (Study on Helicopter Ditching and Crashworthiness - EASA.2007.C16) a été menée
en 2007. L’étude visait à fixer un objectif de conception concernant des dispositifs de flottaison
latéraux; à déterminer l’applicabilité concrète du concept en procédant à une étude de
conception initiale (rattrapage conforme au EC225); d’analyser les avantages offerts sur le plan
de la sécurité ainsi que les retombées économiques; et d’étudier la faisabilité technique du
concept de flottaison sur le côté. Le rapport final a recommandé d’améliorer les dispositifs de
flottaison de manière à faire adopter à l’hélicoptère une attitude de flottaison sur le côté dans le
but d’augmenter les chances de survie des occupants, mais il a aussi souligné la nécessité de
développer de nouveaux dispositifs de flottaison et d’approfondir les recherches dans le
domaine. Le rapport a également mis en avant le fait que pour l’installation spécifique retenue
dans le cadre de l’étude de conception initiale (rattrapage conforme au EC225), la surcharge
associée à l’ajout de dispositifs de flottaison supplémentaires supposerait le retrait d’au moins
deux passagers de l’appareil ou le retrait d’une quantité de carburant équivalente. Il serait
également compliqué d’atténuer les risques de déploiement accidentel des dispositifs en vol à
un niveau convenable. Enfin, les coûts de développement liés à un concept de rattrapage
efficace de ce type ont été estimés à plusieurs millions d’euros. L’AESA a néanmoins fait
remarquer que d’autres agencements de DFU pourraient apporter des avantages similaires sans
entraîner le niveau d’inconvénients mentionné dans cette étude.
1.18.4.4 Caractéristiques et développement des composants des DFU
Outre les recherches consacrées aux configurations de DFU, le BST a étudié d’autres initiatives
connexes. Les DFU qui équipent le S-92A, l’un des hélicoptères les plus modernes certifiés en
vertu de la FAR 29, ont été conçus pour résister aux forces prévues par le FAR 29.801 dans le cas
d’un amerrissage contrôlé. Contrairement à certains autres hélicoptères modernes dont les DFU
sont conçus pour résister à un déploiement en vol à des vitesses pouvant atteindre 120 nœuds et
à des vitesses d’amerrissage pouvant atteindre 30 nœuds, les DFU du S-92A ne sont pas
approuvés pour être déployés en vol. L’hélicoptère doit donc amerrir avant le déploiement des
DFU.
1.18.4.5 Source d’alimentation électrique autonome
Il est courant que les DFU des hélicoptères soient alimentés par le bus de secours de l’appareil
ou directement par la batterie principale. Au cours de certains accidents caractérisés par un
impact avec l’eau offrant des chances de survie, les dispositifs de flottaison ne se sont pas
activés, car l’énergie électrique nécessaire pour déclencher les mécanismes pyrotechniques
(amorces) montés sur les réservoirs d’air comprimé était coupée. Le gaz n’a donc pas pu gonfler
les boudins.
Une source d’alimentation électrique autonome conçue pour activer les dispositifs de flottaison
à la suite d’un amerrissage en catastrophe a été mise au point et certifiée dans le but de
compléter les circuits d’alimentation électriques existants. Il s’agit d’un petit dispositif léger
installé à proximité des amorces et destiné à limiter les risques de coupures de courant qui
seraient causées par un dommage aux faisceaux de câbles.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 107
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.18.4.6 Technologie des générateurs de gaz à froid
Les DFU du S-92A sont fabriqués par GKN Aerospace. En février 2008, GKN Aerospace a
indiqué avoir développé un DFU à gonflage direct qui met en œuvre la technologie du
générateur de gaz à froid (CGG). Les bouteilles CGG stockent le gaz comprimé en tant que
matière solide non comprimée dans de petits compartiments robustes et légers et non plus dans
les bouteilles sous pression plus grosses dont sont actuellement dotés les hélicoptères S-92A.
Les générateurs dégagent suffisamment de gaz à température ambiante, grâce à une réaction
contrôlée, pour gonfler les flotteurs DFU. Ces petits compartiments, qui sont montés à côté des
boudins DFU, remplacent les gros récipients sous pression conventionnels et permettent de
réduire considérablement la longueur des canalisations de gaz. Les générateurs CGG ont été
évalués pour le concept de DFU du S-92A; cependant, Sikorsky a considéré qu’ils n’étaient pas
suffisamment élaborés pour répondre aux exigences de certification du S-92A.
1.18.5
Certification de la BTP du S-92A
1.18.5.1 Exigences de certification
La base de certification du S-92A est la partie 29 du titre 14 du Code of Federal Regulations 129.
En vertu du paragraphe 29.917(b) de la partie 29, l’évaluation de la conception et l’analyse des
défaillances (réalisées conformément à la modification 29-40) du système d’entraînement rotor
au complet ont un double objectif. Premièrement, il s’agit de cerner toutes les défaillances qui
pourraient nuire à la poursuite sécuritaire du vol ou à l’atterrissage sans incident de l’aéronef.
Deuxièmement, il est question de recenser les moyens d’atténuer autant que possible les risques
que de telles défaillances se produisent en mettant en œuvre des solutions à la fois
techniquement réalisables et économiquement valables, tel que le précise la circulaire
d’information (AC) de la FAA portant le numéro 29-2C : Certification of Transport Category
Rotorcraft (AC 29-2C). L’évaluation de la conception doit obligatoirement inclure toutes les
pièces qui transmettent la puissance des moteurs au moyeu du rotor, y compris des composants
tels que des boîtes d’engrenage, des freins rotor et des paliers de soutien pour les arbres de
transmission. La AC 29-2C exige aussi que soient prises en compte les défaillances multiples, au
cas où une défaillance principale entraînerait une défaillance secondaire.
L’alinéa 29.927(c)(1) de la partie 29 (panne des systèmes) répertorie les exigences de
lubrification à respecter pour garantir le bon fonctionnement des systèmes d’entraînement
rotor. La FAA a replacé les exigences dans leur contexte et a expliqué le but du règlement de
certification dans des commentaires annexés à l’avis de projet de réglementation 130 et au
règlement final 131. Les commentaires associés à l’alinéa 29.927(c)(1) précisent que la règle
s’imposait, car le gouvernement et l’industrie des giravions ont constaté que les règlements de
certification tombaient en désuétude du fait des percées technologiques fulgurantes réalisées
129
Transports Canada (TC), la Federal Aviation Administration (FAA) et l’Agence européenne de
sécurité aérienne (AESA) travaillent de concert pour harmoniser leurs règlements et leurs
normes. En ce qui concerne la certification, les normes adoptées par chaque autorité de
réglementation sont, pour l’essentiel, identiques.
130
FAA Notice of Proposed Rule Making Docket No. 24337; Notice No. 84-19.
131
FAA Final Rule Docket No. 24337, paru le 26 août 1988.
108 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
dans le domaine des giravions. La FAA a expliqué que les aéronefs de catégorie A devaient être
en mesure de poursuivre leur vol suffisamment longtemps à la suite d’un problème de
lubrification afin d’optimiser les chances d’atterrissage éventuelles. (C’est nous qui soulignons.)
En élaborant le règlement, la FAA était consciente que l’industrie des giravions était en mesure
de satisfaire aux exigences militaires américaines selon lesquelles un système d’entraînement de
rotor d’hélicoptère doit comprendre une transmission à tolérance balistique capable de
fonctionner pendant 30 minutes après un impact de projectile et une perte de lubrifiant totale.
La FAA était donc d’avis que l’industrie des giravions pourrait, dans son ensemble, concevoir et
fabriquer des systèmes d’entraînement rotor commerciaux répondant aux normes de sécurité
les plus rigoureuses. Cette démarche s’est soldée par l’intégration à l’alinéa 29.927(c)(1)
d’exigences imposant des conditions de défaillance du circuit de lubrification des systèmes
d’entraînement rotor plus réalistes pour les giravions de la catégorie A 132.
Ce règlement, tel que proposé dans sa version initiale, s’apparentait beaucoup à l’exigence
militaire américaine, en ce sens qu’il exigeait que des hélicoptères certifiés de catégorie A soient
en mesure de voler pendant au moins 30 minutes dans des conditions de puissance limitée
après que l’équipage ait pris conscience de la perte de lubrifiant ayant touché le système
d’entraînement.
L’avis de projet de réglementation de la FAA a été publié le 27 novembre 1984. En ce qui
concerne les giravions de catégorie A visés à l’alinéa 29.927(c)(1), l’avis prévoyait ce qui suit :
[Traduction]
Il est impératif de démontrer, au moyen d’essais, que chaque système
d’entraînement rotor, pour lequel la défaillance probable d’un élément
pourrait entraîner une perte de lubrifiant, est capable de continuer de
fonctionner, même si cela n’est pas sans dommage, pendant au moins
30 minutes à un couple et à une vitesse de rotation prescrites par le
demandeur, de manière à assurer la poursuite du vol après que l’équipage
ait reçu un message de perte de lubrifiant.
132
« Catégorie A » : En ce qui concerne un giravion de la catégorie transport, giravion
multimoteur conçu avec les caractéristiques et les dispositifs d’isolation des moteurs et des
systèmes décrits à la Partie 29, et pour des décollages et des atterrissages réguliers suivant le
concept de panne du moteur critique selon lequel le giravion dispose d’une superficie
désignée adéquate et de performances suffisantes lui permettant de continuer le vol en toute
sécurité en cas de panne de moteur.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 109
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le règlement final de la FAA a été publié le 2 septembre 1988. Ce règlement a pris en compte les
commentaires des intervenants. Au sujet de l’exigence énoncée au paragraphe 29.927(c), un
intervenant a fait remarquer qu’en interprétant le règlement tel que proposé, celui-ci pourrait
écarter certains systèmes de lubrification auxiliaires ou exiger la prise en compte des pertes de
lubrifiant touchant des roulements autolubrifiés. La FAA a indiqué que cette ambiguïté n’était
pas volontaire. La formulation du paragraphe (c)(l) a donc été revue afin de supprimer
l’ambiguïté. Le règlement proposé a donc été modifié de manière à prévoir ce qui suit :
[Traduction]
À moins que les défaillances visées soient extrêmement rares, il importe
de montrer, au moyen d’essais, que toute défaillance qui entraîne une perte
de lubrifiant dans un circuit de lubrification à usage normal ne
compromettra pas le fonctionnement sécuritaire de la BTP, même si ce n’est
pas sans causer des dommages, à un couple et à une vitesse de rotation
spécifiés par la personne qui demande la poursuite du vol, ce pendant au
moins 30 minutes après la constatation, par l’équipage de conduite, de la
défaillance du circuit de lubrification ou de la perte de lubrifiant. (C’est nous
qui soulignons.)
Même si l’alinéa 29.927(c)(1) ne définit pas l’expression « extrêmement rare », certains
documents réglementaires et normes industrielles précisent que cet état de défaillance ne
devrait pas toucher tous les aéronefs pendant leur durée de vie totale, mais qu’il pourrait se
manifester plusieurs fois pendant la durée de vie opérationnelle totale de tous les aéronefs du
type. Lorsqu’on utilise des valeurs numériques, cette expression est habituellement interprétée
comme étant une probabilité dans une plage correspondant à une défaillance en l’espace de 10–7
à 10–9 heures de vol.
La circulaire AC 29-2C, section AC 29.927, indique aux demandeurs la marche à suivre pour
démontrer la conformité à l’alinéa 29.927(c)(1) de la partie 29. Les explications qui figurent dans
la circulaire 29.927 Amendment 29-17 133 précisent ce qui suit :
[Traduction]
Cet alinéa prévoit un essai destiné à démontrer qu’en cas de défaillance
majeure du circuit de lubrification des systèmes d’entraînement, aucune
défaillance ou mauvais fonctionnement dangereux touchant le système
d’entraînement n’empêchera l’équipage d’exécuter une descente d’urgence
et un atterrissage. Les modes de défaillance visés se limitent habituellement
à des défaillances touchant des conduites externes, des raccords, des valves,
des refroidisseurs, etc., associés à des systèmes de transmission et des
boîtes d’engrenage lubrifiés sous pression.
La circulaire AC 29-2C décrit l’essai de perte de lubrifiant comme un moyen permettant de
vérifier si l’huile résiduelle de la transmission peut garantir une lubrification minimale.
133
À l’époque où le S-92A a été certifié, la AC 29.927 Modificatif 29-26 s’appliquait. Par contre, ce
modificatif n’a pas remplacé ni annulé le modificatif 29-17; il l’a complété.
110 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Au moment de la certification du S-92A, la FAA n’avait certifié qu’un seul hélicoptère, le
MD900 de McDonnell Douglas, conformément à l’alinéa 29.927(c)(1). Cet hélicoptère a
satisfaisait aux exigences de certification, qui prévoyaient la vidange complète de l’huile de
lubrification de la BTP, l’utilisation de l’huile résiduelle uniquement 134 et la continuité du
fonctionnement pendant 30 minutes 135. Par conséquent, il n’était pas nécessaire de tenir compte
ou de définir l’éloignement d’une panne dans ce processus de certification. Avant le processus
de certification du S-92A, la conformité à l’alinéa 29.927(c)(1) était démontrée en procédant à un
essai incluant une perte de lubrifiant et l’utilisation d’huile résiduelle sur une transmission
similaire.
1.18.5.2 Expérience de certification de la BTP du S-92A
Dans le cas du S-92A, Sikorsky a effectué une évaluation de la conception et une analyse des
défaillances, et les résultats ont été approuvés par la FAA. Sikorsky et la FAA ont indiqué
qu’une perte de lubrifiant de la cuve de filtre à huile de la BTP causée par la défaillance de l’un
de ses dispositifs de fixation n’était pas prise en compte au moment de faire l’évaluation de
conception initiale fondée sur l’historique en service, ce qui est conforme aux pratiques
industrielles. Après l’incident de perte de lubrifiant de l’hélicoptère australien, Sikorsky a révisé
l’évaluation de la conception en tenant compte de la cuve de filtre à huile et des dispositifs de
fixation.
Tout au long du développement du S-92A, Sikorsky et la FAA s’attendaient à ce que, compte
tenu des similitudes entre la BTP du S-92A et la BTP du Black Hawk S-60 de Sikorsky, la BTP du
S-92A pourrait fonctionner correctement pendant 30 minutes après une perte de l’huile de
lubrification. La FAA a précisé que l’essai initial était considéré comme un essai à faible risque.
Du coup, Sikorsky l’a programmé très tard dans le programme de certification générale du
S-92A.
Le 6 août 2002, Sikorsky a effectué l’essai de perte de lubrifiant prévu par le processus de
certification initiale. La société a vidangé la BTP de son hélicoptère, a utilisé uniquement l’huile
résiduelle (environ 1,3 gallons) et a continué de faire fonctionner la BTP conformément aux
exigences de la AC 29-2C136. Le but de cet essai, décrit dans les documents d’essai, était de
démontrer que la transmission du S-92A pouvait « continuer de fonctionner en toute sécurité
pendant au moins 30 minutes à la suite d’une perte totale de l’huile de lubrification,
conformément aux exigences de l’alinéa 29.927(c)(1) des FAR ».
134
La AC 65-9A explique que le carburant et l’huile résiduels sont des fluides qui,
habituellement, ne peuvent pas être évacués, car ils sont piégés dans les canalisations,
réservoirs, etc. Les termes « inutilisable », « non vidangeable » et « résiduel » ont généralement
la même signification lorsqu’on fait référence à la quantité de fluide qui demeure dans le
circuit après la vidange.
135
Selon la FAR 29.927(c)(1), le délai de 30 minutes commence après que l’équipage a constaté la
panne du circuit de lubrification ou la perte de lubrifiant.
136
Selon le RFM du S92-A, la quantité d’huile résiduelle ou non vidangeable de la BTP est de
1,77 gallon (US).
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 111
RENSEIGNEMENTS DE BASE
La BTP a subi une panne catastrophique environ 11 minutes après le début de l’essai. Il a été
établi que la cause principale de la perte d’entraînement provenait de la rupture des dents du
pignon planétaire, rupture causée par la température excessive découlant du manque de
lubrification.
1.18.5.3 Certification de la BTP du S-92A avec dispositif de dérivation du refroidisseur d’huile
À la suite de l’essai de perte de lubrifiant qui a entraîné la défaillance catastrophique, au lieu de
s’attacher à redéfinir la transmission de manière à offrir une capacité de fonctionnement à sec
de 30 minutes pour la BTP, Sikorsky a réétudié les exigences de l’alinéa29.927(c)(1). En
s’appuyant sur les directives de la circulaire 29-2C et de la Rotorcraft Directorate de la FAA,
Sikorsky et la FAA ont conclu que, excepté la défaillance potentielle du refroidisseur d’huile et
de ses canalisations externes, toutes les autres défaillances de BTP conduisant à une perte
d’huile totale étaient extrêmement rares. Ni la FAA ni Sikorsky n’ont explicitement pris en
compte une défaillance de la cuve de filtre à huile de BTP, ou de ses dispositifs de fixation, dans
le cadre de l’alinéa 29.927(c)(1).
Lorsqu’ils ont cherché à en savoir plus sur le sens donné à l’expression « extrêmement rare »
dans le cadre de l’alinéa 29.927(c)(1), Sikorsky et la FAA se sont penchés sur ce qu’ils
considéraient comme étant un critère raisonnable. Ils ont étudié des facteurs, tels que la
résistance maximale, les charges très faibles, les données antérieures incluses dans les dossiers
de maintenance du Black Hawk, et ont fait examiner ces critères par un certain nombre de
personnes différentes chez Sikorsky et à la FAA.
Étant donné que les risques qu’un composant du système de refroidissement puisse fuir
persistaient, le circuit de lubrification de la BTP a été réétudié pour incorporer une valve de
dérivation. L’essai de perte de lubrifiant a été renouvelé le 16 novembre 2002 avec le dispositif
de dérivation en place. Le but de l’essai était de montrer que la BTP du S-92A pouvait :
continuer de fonctionner en toute sécurité pendant au moins 30 minutes
après la constatation, par l’équipage de conduite, de la perte d’huile de
lubrification, ce conformément aux exigences de l’alinéa 29.927(c)(1) des
FAR.
L’essai a consisté à vidanger l’huile en simulant une fuite dans le circuit du refroidisseur
d’huile. L’équipage a localisé la fuite et l’a interrompue en fermant la dérivation. La BTP
contenait encore environ 4,3 gallons d’huile, soit 40 % de la quantité d’huile maximale. L’essai a
été répété cinq fois. À la fin des essais, la BTP n’affichait aucune indication de perte
d’entraînement ou de grippage imminent, et il a été possible de la faire tourner à la main.
On n’avait pas encore utilisé, dans le passé, une valve de dérivation pour maintenir une réserve
d’huile dans la BTP et satisfaire ainsi aux exigences liées à la perte de lubrifiant énoncées dans
l’alinéa 29.927(c)(1) des FAR. Pourtant, la FAA a considéré que ce dispositif était parfaitement
adapté aux modes de défaillances habituels recensés dans la circulaire AC 29-2C.
La valve de dérivation supposait que le pilote ferme la dérivation dans un délai de cinq
secondes après le message d’avertissement MGB OIL PRES.
112 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le 17 décembre 2002, la FAA a remis une certification de catégorie A à l’hélicoptère S-92A, aux
États-Unis.
1.18.5.4 Validation de la certification de la BTP du S-92A par les Joint Airworthiness
Authorities
L’AESA a indiqué que, dans sa juridiction, les demandeurs se conformaient généralement à
l’alinéa 29.927(c)(1). Autrement dit, ils procédaient à la vidange de la BTP et continuaient de la
faire fonctionner uniquement avec de l’huile résiduelle. Avant que la certification du S-92A soit
validée, l’Agence avait déjà testé et certifié au moins quatre hélicoptères en utilisant ces critères.
Pendant son projet de validation du S-92A, les Joint Airworthiness Authorities (JAA) ont
considéré que le critère « extrêmement rare » avait été satisfait dans le contexte des JAR
29.927(c) (équivalent aux FAR 29.927(c)). Les JAA ont accepté l’évaluation de conception de
Sikorsky, qui ne considérait pas que les dispositifs de fixation de la cuve de filtre à huile de la
BTP puissent être à l’origine d’une fuite d’huile.
Lorsque la BTP a échoué la première fois à l’essai de perte de lubrification de 30 minutes,
Sikorsky a informé les JAA qu’une modification de conception avait été apportée au circuit de
lubrification de la boîte d’engrenages du rotor principal. Les JAA ont été d’accord pour dire que
le circuit de dérivation du refroidisseur d’huile de la BTP était un bon moyen d’assurer le
fonctionnement continu de la BTP en cas de fuite dans un composant de ce circuit. Ils ont
cependant demandé à Sikorsky et à la FAA de prouver que toutes les autres défaillances de la
BTP susceptibles de se traduire par une perte d’huile rapide étaient extrêmement rares. La
présentation subséquente, par Sikorsky, d’une analyse des modes de défaillance possibles et de
leur probabilité d’apparition a été acceptée par les JAA comme un moyen de confirmer la
conformité aux exigences des JAR 29.927(c). Sikorsky a de nouveau publié les rapports
appropriés et après maintes discussions avec la FAA et les JAA, ces dernières ont accepté les
méthodes de conformité de Sikorsky et l’approche adoptée par la FAA pour déterminer la
conformité. La décision des JAA était fondée sur des données de navigabilité pertinentes du
Black Hawk, l’intégration du système de surveillance des paliers à la configuration conceptuelle
de base du S-92A et l’hypothèse selon laquelle l’expérience en service sur le S-92A serait
similaire sinon plus probante que celle du Black Hawk.
À l’occasion des discussions entre les JAA et la FAA, la FAA a déclaré :
[Traduction]
Le manuel de vol de l’hélicoptère ne précise pas que l’aéronef est capable
de voler pendant 30 minutes à la suite d’une fuite de lubrifiant. En outre,
rien n’oblige à prendre en compte d’autres défaillances de la transmission,
comme la défaillance du boîtier de transmission par exemple, dans le cadre
de la mise en conformité à cette règle. Le but de la règle est d’aborder la
panne des refroidisseurs d’huile et la défaillance des canalisations externes
associées, car ces pièces sont les plus exposées aux fuites de lubrifiant.
Le 14 mai 2004, l’hélicoptère S-92A a reçu la recommandation (validation) des JAA, et le
8 juin 2004, il a reçu la certification de type de l’AESA.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 113
RENSEIGNEMENTS DE BASE
1.18.5.5 Validation de la certification de la BTP du S-92A par Transports Canada
TC a certifié les hélicoptères Bell 427 et 429 afin de répondre aux exigences de l’article 529.927
du Manuel de navigabilité (MN) (équivalent au paragraphe 29.927(c) des FAR). Le Bell 427 a été
certifié, car il a satisfait à la procédure de vidange de la BTP et à la capacité de fonctionnement
continu de 30 minutes avec de l’huile résiduelle seulement. Le Bell 429 a été jugé équivalent au
Bell 427. Par conséquent, il a reçu une approbation basée sur les résultats d’essais du Bell 427.
Avant d’accorder une certification de type canadienne à un produit aéronautique étranger, TC
examine la demande de certification en tenant compte des principes de gestion des risques.
Dans le cas de la validation de la certification du S-92A, TC a procédé à un examen d’état de la
navigabilité de niveau 2 137, lequel a conduit les spécialistes de TC à faire un visite sur site dans
le but de se familiariser avec le produit et d’étudier en quoi ce dernier était conforme aux
exigences de certification. Avant d’effectuer l’examen, TC avait reçu tous les documents de
discussion 138 publiés par la FAA. TC a fait remarquer que sa politique de validation des
produits étrangers ne prévoyait pas que ses spécialistes de l’agrément tiennent compte de
documents de discussions émis par un tiers. Par conséquent, TC n’a étudié aucun des points
mentionnés par les JAA.
TC a déclaré qu’à l’époque de la certification du S-92A, la cuve de filtre à huile de la BTP et ses
goujons de montage n’auraient pas été pris en compte par le MN 529.927. TC demande à ce que
l’huile de lubrification de la transmission soit vidangée pendant que la transmission fonctionne,
et à ce que le constructeur d’origine du giravion suive la procédure d’essai conformément à la
circulaire AC 29-2C. TC n’a exprimé aucune préoccupation quant au fait qu’une perte de
lubrifiant de la BTP du S-92A soit considérée extrêmement rare, même s’il demandait aux
constructeurs de vidanger la transmission de leurs giravions. TC exige que le demandeur
démontre qu’il est capable de réussir un essai de perte de lubrifiant.
TC a publié un document qui précise qu’un délai de cinq secondes ne suffit pas au pilote pour
actionner l’interrupteur de dérivation d’huile BTP. Il est inhabituel de demander au pilote
d’actionner un système de ce type dans un délai si court. TC a confié que la fermeture de la
dérivation devait être automatisée. Sikorsky a répondu en expliquant que le délai de cinq
secondes représentait le scénario le plus défavorable. TC n’a pas accepté l’argument de
Sikorsky. Pour atténuer les risques, TC a demandé à Sikorsky de fournir des directives
complémentaires pour aider le pilote à déterminer si la dérivation a été fermée assez tôt pour
piéger suffisamment d’huile, et à surveiller l’état de la transmission en mode dérivation. En
guise de réponse, Sikorsky a révisé le RFM afin d’indiquer la plage de températures et de
pressions d’huile BTP que les pilotes devraient s’attendre à voir une fois la dérivation fermée.
137
Trois niveaux différents d'examen de l'état de navigabilité ont été établis afin de faciliter la
certification de type des produits étrangers devant être importés au Canada. Le niveau 2
utilise des éléments de gestion du risque et est fondé sur l'élément suivant : dans quelle
mesure croît-on que l'autorité responsable pourra effectuer la certification de type de produits
aéronautiques d'une manière semblable à celle de TC Aviation Civile (TCAC).
138
Un document de discussion de la FAA est un support qui permet d’identifier et de résoudre
les problèmes techniques, réglementaires et administratifs importants soulevés lors du
processus de certification. Il est principalement destiné à fournir un aperçu des problèmes
majeurs et à cerner l’état d’un problème. Il sert aussi de référence pour récapituler, après la
certification, les méthodes utilisées pour résoudre les problèmes.
114 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Sikorsky a aussi précisé les symptômes qui justifieraient un atterrissage immédiat. TC a accepté
la révision du RFM et le 7 février 2005, l’hélicoptère S-92A a reçu un certificat de type de TC
basé sur une validation de l’approbation de la FAA.
1.18.5.6 Considérations liées au fonctionnement à sec de la BTP
Étant donné les risques propres aux opérations militaires, les composants du système
d’entraînement (BTP incluse) de nombreux hélicoptères militaires doivent satisfaire à des
normes plus élevées en ce qui concerne la capacité des BTP à fonctionner sans faille pendant un
certain temps après une perte totale de lubrifiant. À titre d’exemple, les caractéristiques de base
concernant le système d’entraînement rotor du Black Hawk prévoient une transmission ayant
une capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes.
Même si les capacités de fonctionnement à sec de la BTP trouvent leur origine dans les
applications militaires, on voit se répandre, au sein de l’industrie aéronautique, l’idée selon
laquelle les hélicoptères qui satisfont aux exigences de certification de l’alinéa 29.927(c)(1) des
FAR seront équipés d’une BTP ayant une capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes. Cette
impression est renforcée par bon nombre de sources, telles que les brochures des fabricants, les
sites Web, les magasines et revues spécialisées. La plupart du temps, ces sources ne sont ni
vérifiées ni approuvées par les fabricants d’aéronefs visés.
Lorsqu’il est question des caractéristiques de performance d’un aéronef, seul le manuel de vol
de l’aéronef en question fait foi. Dans certains cas, les constructeurs indiquent la durée de
fonctionnement maximale de la BTP à laquelle on peut s’attendre à la suite d’une perte de
lubrifiant. Par exemple, le manuel de vol de l’EC155B précise que [Traduction] « les pilotes
doivent atterrir dans un délai de 25 minutes » après l’activation du message de pression d’huile
BTP faible. Le manuel de l’EC225LP prévoit un temps de vol maximum de 30 minutes à la suite
d’une perte de lubrifiant de BTP. En revanche, le RFM du S-92A ne contient aucune information
concernant le délai pendant lequel la BTP pourrait continuer de fonctionner après une perte de
lubrifiant totale.
Même si l’expression « fonctionner à sec » n’apparaît pas dans les publications
FAR/AWM/JAR ou dans les documents consultatifs connexes, on a remarqué que la FAA, TC
et les JAA utilisaient l’expression de manière informelle lorsqu’ils abordaient les exigences de
l’alinéa 29.927(c)(1). Abstraction faite du S-92A, les hélicoptères des catégorie A et B certifiés par
la FAA, les JAA et TC conformément à l’alinéa ci-dessus, ou à un document équivalent, ont
répondu aux exigences qui veut que leur BTP soit soumise à une vidange d’essai et qu’elle
continue de fonctionner avec uniquement de l’huile résiduelle pendant 30 minutes.
1.18.5.7 Commercialisation du S-92A
Le lancement du programme S-92A de Sikorsky a été officiellement annoncé à l’occasion du
Salon du Bourget de 1995. Dès l’annonce initiale, on a vanté les niveaux de sécurité et de
fiabilité sans précédent du nouveau prototype.
Sikorsky a publié la brochure technique du nouvel hélicoptère en avril 1998 afin de faire
connaître les caractéristiques et les performances de la machine aux acheteurs potentiels. Le
document précisait que l’une des caractéristiques de sécurité du S-92A était son « système
d’entraînement capable de fonctionner à sec pendant 30 minutes ». Ce document a été publié en
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 115
RENSEIGNEMENTS DE BASE
2000, bien avant n’importe quel essai de certification. À cette époque, les présentations
commerciales que Sikorsky faisait aux acheteurs potentiels du S-92A indiquaient également que
la BTP de l’appareil serait capable de fonctionner en toute sécurité pendant 30 minutes à la suite
d’une perte d’huile totale.
L’édition 1998-1999 du Jane’s All the World Aircraft, une publication aéronautique réputée
récapitulant les caractéristiques techniques des aéronefs, a décrit la transmission du S-92A
comme étant un train planétaire composé doté d’une capacité de fonctionnement à sec de
30 minutes. Ce renseignement sortait tout droit des revues techniques et des brochures
commerciales, étant donné que les caractéristiques des aéronefs ne sont ni fournies ni vérifiées
par les divers constructeurs d’aéronefs.
En février 2003, après les essais de certification réalisés en 2002, Sikorsky a publié une nouvelle
brochure technique révisée indiquant que la BTP du S-92A pouvait [Traduction] « fonctionner
en toute sécurité pendant 30 minutes à la suite d’une fuite d’huile ». Dans des articles ultérieurs
traitant du S-92A et à l’occasion d’autres présentations commerciales destinées aux acheteurs et
exploitants potentiels, Sikorsky a décrit la caractéristique de l’hélicoptère comme étant une
capacité à fonctionner en toute sécurité pendant 30 minutes à la suite d’une fuite d’huile de la
BTP. Sikorsky n’a jamais annoncé publiquement que les renseignements à caractère commercial
donnés initialement au sujet de la capacité de fonctionnement à sec de la BTP manquaient de
précisions.
Bien que la brochure commerciale du S-92A de Sikorsky ait été modifiée de manière à
supprimer la caractéristique [Traduction] « système d’entraînement capable de fonctionner à sec
pendant 30 minutes », une comparaison commerciale entre le S-92A et l’EC225, faite par
Sikorsky et proposée aux clients potentiels en 2007, soulignait que l’EC225 et le S-92A étaient
tous deux équipés d’une [Traduction] « transmission capable de fonctionner à sec pendant
30 minutes ». Le BST n’a pas été en mesure de déterminer le nombre de documents
promotionnels de ce type qui ont pu être distribués.
1.18.6
Médias sociaux
L’Internet a considérablement élargi les possibilités de discuter et d’échanger des
renseignements et des points de vue. Les forums d’Internet, une forme de média social 139, sont
devenus une source d’échange de renseignements très prisée. Un forum de ce type a d’ailleurs
suscité d’intenses discussions au sujet du S-92A. À partir du mois de mars 2000, avant que le S92A soit commercialement utilisé, des internautes ont entamé des discussions concernant la
mise en service du S-92A. Bon nombre de personnes qui déposaient des messages sur le forum
ont décidé de garder l’anonymat. Par contre, d’autres personnes, comme l’un des principaux
gestionnaires du programme S-92A de Sikorsky, lequel participait régulièrement aux
discussions en ligne, ont fait le choix de se faire connaître. Pendant plusieurs années, le sujet
traitant de la conformité du S-92A à la partie 29 a été longuement abordé par les membres de ce
forum. D’après les discussions en ligne, il était clair que les participants savaient que le S-92A
ne possédait pas de capacité de fonctionnement à sec.
139
L’expression « média social » fait référence aux technologies et aux techniques Internet
utilisées pour partager des idées et des renseignements, pour débattre de sujets divers et bâtir
un réseau de contacts (Source : Central Office of information, Engaging through social media – A
guide for civil servants).
116 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
L’enquête du BST a révélé qu’au moins un gestionnaire principal et plusieurs autres pilotes de
Cougar Helicopters passaient régulièrement en revue les messages affichés sur le forum.
Le contenu d’un média social, tels que les forums Internet, peut également s’avérer utile pour
jauger les croyances culturelles d’un groupe de population donnée, comme des pilotes
d’hélicoptère. Par exemple, certains visiteurs ont précisé que les discussions les avaient poussés
à vérifier les capacités de fonctionnement à sec, si tant est qu’il y en ait eu, des hélicoptères
qu’ils pilotaient. Les discussions en ligne ont également montré que le pilote de plateforme
pétrolière moyen continuerait de voler en direction de la côte plutôt que d’amerrir, peu importe
les directives de la liste de vérifications, ce jusqu’à ce qu’il reçoive des indications secondaires
précisant que la transmission est sur le point de subir une défaillance catastrophique.
1.19
Techniques d’enquête utiles ou efficaces
1.19.1
Navire de récupération
La récupération de l’hélicoptère et des victimes dans l’océan Atlantique Nord au milieu du mois
de mars ne s’est pas faite sans difficultés. Le navire à moteur Atlantic Osprey et son équipage,
mis à disposition par Husky Energy, ont permis à l’équipe de récupération de surmonter ces
difficultés. Le navire est équipé d’un système de positionnement dynamique de classe 2
Kongsberg SDP 21. Ce système, commandé par ordinateur, est capable de maintenir
automatiquement la position et le cap d’un navire dans les endroits où le mouillage et l’ancrage
ne sont pas possibles grâce aux hélices et aux propulseurs du bateau. Divers capteurs
transmettent des données de position et de mouvement à l’ordinateur qui renferme un modèle
mathématique des effets du vent, de la traînée actuelle et de l’emplacement des propulseurs du
navire. L’ordinateur calcule l’angle d’orientation et la poussée nécessaires pour maintenir le
navire positionné rigoureusement au même endroit.
Le navire était également doté d’une
grue à flèche National Oilwell ayant
une capacité de 50 tonnes et d’un
compensateur de pilonnement actif
(voir la photo 17). En gros, un
compensateur actif permet d’annuler
les mouvements verticaux d’un navire par rapport aux fonds marins - qui ont
une incidence sur la position d’une
charge suspendue en profondeur. Ce
dispositif s’est révélé extrêmement
important pour pouvoir récupérer
l’épave efficacement et en toute
sécurité.
1.19.2
Photo 17. Grue du Atlantic Osprey (capacité de 50 tonnes)
Récupération de l’épave
Les opérations de récupération ont débuté le 13 mars 2009 et c’est le BST qui en a coordonné les
activités. Pour mener à bien sa mission, le BST s’est vu mettre à sa disposition deux
embarcations principales : Husky Energy a offert les services du Atlantic Osprey, un navire
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 117
RENSEIGNEMENTS DE BASE
ravitailleur-remorqueur-manipulateur d’ancres de type UT722-L, et la Garde côtière canadienne
a proposé ses navires basés à St. John’s. Les enquêteurs régionaux du BST qui ont pris part à la
récupération avaient déjà travaillé avec le Atlantic Osprey et son équipage au cours d’un exercice
réalisé en 2005, et l’expérience précieuse de ces personnes a joué un rôle déterminant dans la
récupération du CHI91.
Le 13 mars 2009, alors qu’il rejoignait le port de St John’s à partir de la plateforme pétrolière en
mer, le Atlantic Osprey est passé par la dernière position signalée du CHI91. Le sonar du navire
a alors détecté un objet reposant au fond de la mer.
Le 14 mars 2009 à 4 h 55, le Atlantic Osprey a quitté le port de St. John’s en direction du lieu de
l’accident avec à son bord deux enquêteurs techniques du BST, un représentant de Cougar
Helicopters, un représentant technique de Sikorsky et deux membres de la Gendarmerie royale
du Canada qui représentaient le bureau du médecin légiste. Des employés de Oceaneering
International Inc. et de Fugro GeoSurveys Inc. chargés de manipuler le ROV et le sonar latéral
ont également pris place à bord.
Peu de temps après être arrivée sur le site, l’équipe de récupération a entamé son travail de
recherche à l’aide du ROV. Quelques heures plus tard, l’emplacement de l’épave a été localisé à
47°26’4.17" N et 51°56’42.52" W, à une profondeur approximative de 169 mètres. Le ROV a été
utilisé pour procéder à une première inspection de l’épave et du plancher océanique
environnant. L’objectif des premières opérations consistait à récupérer les corps des occupants
de l’hélicoptère et, si possible, à repérer le MPFR.
En date du 17 mars 2009, toutes les victimes
avaient été récupérées, de même que le MPFR.
Compte tenu de l’état de fragilité de l’épave
principale, le BST en est rapidement venu à la
conclusion qu’il ne serait ni efficace ni sûr de
hisser l’épave principale sans la soutenir
jusqu’à la surface de l’eau pour la placer
ensuite sur le pont du navire. Une cage de
piscine à armature métallique a été modifiée
pour servir de panier de récupération. Deux
pales du rotor principal ont d’abord été
sectionnées sous l’eau dans le but de faire
rentrer l’épave dans le panier, puis une élingue Photo 18. Récupération de l’épave principale
a été fixée autour de la tête du rotor principal
et utilisée pour soulever l’épave afin de la placer dans le panier. On a ensuite hissé le panier
jusqu’à la surface de l’eau (voir la photo 18). Le Atlantic Osprey est arrivé dans le port de
St. John’s avec l’épave principale à son bord dans l’après-midi du 18 mars 2009.
118 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
RENSEIGNEMENTS DE BASE
Le navire est retourné une dernière fois sur le site de l’accident le 19 mars afin de récupérer les
autres débris de l’épave, y compris la queue de l’appareil et le fuselage avec le train principal.
La partie arrière du fuselage, qui renferme la radiobalise de détresse et le boudin de queue, s’est
cassée pendant la récupération et n’a pas été récupérée. Tout au long de la phase de
récupération, la mer est restée relativement calme, ce qui est inhabituel pour cette période de
l’année compte tenu du secteur. Ces conditions météorologiques ont permis de poursuivre les
opérations de l’engin télécommandé, qui est limité à des vagues de 1,50 mètre ou moins, sans
retard.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 119
ANALYSE
2.0
Analyse
L’équipage a fait demi-tour pour revenir à St. John’s après avoir remarqué un voyant d’alarme
rouge MGB OIL PRES accompagné d’un message d’alarme sonore : « GEARBOX PRESSURE…
GEARBOX PRESSURE ». Alors que l’hélicoptère regagnait la côte, une perte d’huile dans la
boîte de transmission principale a fini par causer la défaillance du pignon d’entraînement du
rotor de queue. Cette défaillance a provoqué la perte d’entraînement du rotor de queue, ce qui a
contraint l’équipage à entamer une descente en autorotation. Au moment de l’amerrissage,
l’hélicoptère a heurté la surface de l’eau et coulé rapidement.
Pour cerner les raisons qui ont conduit à cet accident, la présente analyse se penche sur les faits,
les circonstances et les facteurs sous-jacents qui ont causé ou contribué à l’accident. De
nombreux risques sont par ailleurs analysés dans le but d’améliorer la sécurité aérienne.
2.1
Certification du S-92A
Au tournant des années 1980, la FAA reconnaissait qu’en raison de la croissance phénoménale
de l’industrie des giravions et des conditions exigeantes dans lesquelles certains giravions
évoluaient, il était nécessaire d’actualiser les normes de certification des giravions de la
catégorie transport afin d’améliorer les marges de sécurité. L’un des objectifs de la mise à jour
consistait à s’assurer que les hélicoptères de la catégorie A soient équipés de boîtes de
transmission améliorées. Le principe était aussi de s’assurer que ces transmissions soient en
mesure de fonctionner efficacement à la suite d’une perte de lubrification majeure, afin
d’optimiser les chances d’atterrissage éventuelles. Alors qu’elle cherchait à fixer un délai de
fonctionnement idéal, la FAA a opté pour un délai de 30 minutes, car elle savait que l’industrie
était capable de concevoir et de construire des BTP ayant cette capacité. Cette exigence de
fonctionnement de 30 minutes a constitué la majeure partie de l’avis de projet de
réglementation.
Toutefois, pour supprimer une interprétation ambiguë quant à l’exigence de certification de
30 minutes faite par un intervenant lors de la période de commentaires, la FAA a modifié la
formulation du règlement proposé afin d’inclure le qualificatif « extrêmement rare ». Cette
mesure signifiait que si un mode de défaillance était considéré comme « extrêmement peu
rare », le constructeur n’était pas tenu de montrer, au moyen d’essais, que pendant ce mode de
défaillance, l’hélicoptère était capable de continuer de voler en toute sécurité pendant
30 minutes en cas de perte de lubrifiant. Ni Sikorsky ni la FAA n’ont envisagé la possibilité que
le dispositif de fixation de la cuve du filtre à huile de la BTP puisse rompre. Partant de ce
principe, la FAA a certifié le S-92A même s’il avait échoué à l’essai initial de perte de lubrifiant.
À trop mettre l’accent sur le qualificatif« extrêmement rare », la FAA et Sikorsky ont perdu de
vue la raison d’être de ce règlement.
Les JAA ont demandé à la FAA la raison pour laquelle elles devraient accepter le S-92A alors
que l’appareil n’avait pas subi l’essai de perte de lubrifiant de la BTP, et alors même qu’elles
avaient déjà certifié au moins quatre hélicoptères au regard de ce critère d’essai. Les JAA et la
120 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
FAA ont échangé bon nombre de correspondances concernant la décision d’utiliser le
qualificatif « extrêmement rare ». Les JAA ont fini par se ranger aux côtés de la FAA et ont
certifié le S-92A.
Bien que TC ait certifié un hélicoptère en vertu du sous-alinéa 29.927(c)(1) des FAR après avoir
démontré que la BTP pourrait fonctionner pendant 30 minutes à la suite d’une perte de
lubrifiant, il a également accepté la certification du S-92A par la FAA. Même si TC a remis en
cause l’application d’un délai de cinq secondes concernant la dérivation du refroidisseur d’huile
de la BTP, en précisant qu’il recommandait que cette fonction soit automatisée, il a jugé une
procédure de RFM améliorée comme étant une stratégie d’atténuation des risques acceptable.
2.2
Mesures d’atténuation prises à la suite de l’incident du S-92A
australien de CHC
L’incident d’hélicoptère survenu en Australie n’a entraîné aucun dommage matériel et n’a pas
fait de blessé. La défaillance semblait d’abord être liée à une réparation locale isolée. Sikorsky a
porté ces premiers faits à la connaissance de ses clients et a suggéré d’accorder davantage
d’attention aux attaches de la cuve de filtre.
Après qu’une entreprise d’ingénierie indépendante eut mis en cause le grippage des goujons en
titane, Sikorsky a fait une étude de sécurité portant sur l’accident australien et les goujons
sectionnés. Sikorsky et la FAA en sont venus à la conclusion que l’origine du problème était
bien le grippage. Sikorsky a mis en œuvre un processus de gestion des risques pour évaluer
objectivement l’incident du S-92 australien, en soulignant que l’appareil avait pu poursuivre
son vol pendant plusieurs minutes après la perte de lubrifiant sans que cela ne détériore
sérieusement l’hélicoptère. Sikorsky a élaboré des mesures de sécurité fondées sur cette
évaluation, lesquelles mesures ont été acceptées par la FAA. L’avis SSA-S-92A-08-007 a été
diffusé le 8 octobre 2008 afin d’avertir les exploitants que la révision 13 de l’AMM était
imminente. L’objectif des exigences d’inspection améliorées obligatoires était de s’assurer que
les goujons endommagés seraient repérés et déposés.
Comme la société Sikorsky pensait que les procédures de maintenance améliorées obligatoires
atténueraient les risques jusqu’à un niveau acceptable, elle a fixé les délais de conformité du
Bulletin de service d’alerte, qui prévoyait le remplacement des montants en titane, à une année
ou 1250 heures de vol.
En date du 5 novembre 2008 (date de la publication de la révision 13 de l’AMM), Sikorsky
n’avait toujours pas reçu de rapport faisant état de goujons de montage de cuve de filtre
endommagés. Par conséquent, tous les hélicoptères S-92A en service à cette époque (excepté
l’hélicoptère immatriculé VH-LOH) auraient dû être équipés de goujons de montage de cuve de
filtre d’origine. Les écrous de ces goujons auraient été installés et déposés au moins 3 fois, et sur
des hélicoptères ayant un nombre d’heures de vol équivalent à celui de l’hélicoptère de
l’accident, les écrous auraient été installés et déposés plus de 10 fois.
Les enquêteurs du BST ont examiné les nouveaux goujons et écrous de BTP du S-92A, qui sont
identiques à ceux utilisés sur l’hélicoptère impliqué dans l’incident, et ont révélé que l’usure par
frottements est apparue lors de la première installation des écrous et qu’elle s’est aggravée au fil
des installations répétées. L’usure s’est ensuite accentuée lorsque les écrous ont été réutilisés. La
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 121
ANALYSE
AD 2009-07-53 a été émise le 23 mars 2009, soit environ cinq mois après la révision 13 de l’AMM.
Pendant cette période de 5 mois, les exploitants étaient tenus de faire une inspection améliorée
et de remplacer les goujons éventuellement endommagés à chaque changement de filtre à huile
de la BTP.
Après la publication de la AD 2009-07-53, Sikorsky a demandé aux exploitants de lui faire
parvenir les goujons qu’ils avaient retirés pour se conformer à la AD. Comme les exploitants
n’étaient pas tenus de le faire, Sikorsky n’a reçu que 59 goujons envoyés par divers exploitants.
Tous ces goujons, ainsi que ceux récupérés sur l’hélicoptère australien et sur celui de Cougar
Helicopters, présentaient des degrés d’usure variés, ce qui est cohérent avec le nombre
d’installations et de déposes d’écrous propre à chaque hélicoptère. D’après le nombre d’heures
de vol mensuel moyen de la flotte de S-92A et du temps moyen entre les remplacements de
filtres à huile de BTP, il est probable que la plupart, sinon l’ensemble des 59 goujons renvoyés à
Sikorsky, avaient été inspectés au moins une fois pendant cette période. Étant donné qu’aucun
dommage n’a été signalé, et qu’aucun problème n’a été signalé concernant la mise en
conformité aux procédures d’inspection améliorées, il est probable que ces exploitants n’avaient
pas exécuté les procédures exigées par la révision 13 de l’AMM ou qu’ils n’avaient pas accordé
l’attention voulue aux procédures. Étant donné que les nouvelles procédures permettaient de
déceler l’usure des filets, il convient de dire que la plupart des exploitants de S92-A, y compris
Cougar Helicopters, n’ont pas mis en œuvre les nouvelles procédures de maintenance
demandées par la révision 13 de l’AMM, et que, de ce fait, les goujons endommagés des cuves
de filtre n’ont été ni décelés ni remplacés. Comme ces procédures de maintenance étaient
obligatoires, le faible taux de conformité s’explique peut-être par le fait que certains exploitants
n’ont pas parfaitement saisi la raison d’être des procédures améliorées et la nécessité de repérer
et de remplacer les goujons endommagés. Autrement dit, ils n’ont pas pris conscience que le
sectionnement des goujons de montage des cuves de filtre entraînerait une perte totale d’huile
incontrôlable qui finirait par provoquer la panne de la BTP.
2.3
Panne de la BTP du CHI91
2.3.1
Généralités
Les surfaces en alliage de titane peuvent subir une usure par frottement dans certaines
conditions, notamment lorsqu’on dépose ou qu’on installe un écrou. À chaque opération de ce
type, le grippage de l’alliage s’accentue. Le nombre total de déposes et d’installations de l’écrou
aurait accentué les conditions d’usure, de même que le fait d’utiliser le même écrou à chaque
opération d’installation. Dans le cas présent, le filtre à huile de la BTP du CHI91 avait été
remplacé 11 fois. La présence de peinture grise retrouvée sur les écrous des cuves de filtre de la
BTP inspectés après l’accident démontre que seuls les écrous d’origine ont été utilisés et
qu’aucun nouvel écrou n’a été installé comme le prévoyait l’AMM révisé en vigueur. Le
grippage occasionne une augmentation de la friction. Cette friction supplémentaire empêche le
serrage initial des écrous. Les écrous et goujons de l’hélicoptère de Cougar étaient suffisamment
endommagés pour compromettre le serrage initial lors de l’installation. Le serrage insuffisant a
fait augmenter la charge cyclique subie par les goujons en cours d’utilisation et a provoqué
l’apparition et la propagation de criques de fatigue à des endroits soumis à des contraintes
élevées, tel que le fond du premier filet en prise et le rayon de dentelure. La crique s’est ensuite
122 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
propagée à un deuxième goujon en raison de l’aggravation des contraintes découlant du
sectionnement du premier goujon. Les deux goujons se sont sectionnés en vol, ce qui a entraîné
une perte d’huile subite dans la BTP.
Le démontage de la BTP de l’hélicoptère CHI91 a permis aux enquêteurs de conclure que la
perte de lubrifiant a entraîné une panne catastrophique du pignon d’entraînement du rotor de
queue, laquelle a provoqué la perte d’entraînement des arbres de transmission du rotor. Cette
défaillance est différente de celle qui s’est produite pendant l’essai de certification initial, au
cours duquel la perte d’huile de lubrification a engendré la défaillance catastrophique du
planétaire et la perte d’entraînement du rotor principal. Cependant, le CHI91 n’était pas
exploité selon les mêmes paramètres que ceux utilisés lors de l’essai de certification initial. Il
serait donc raisonnable de s’attendre à un mode de défaillance différent. Comme le CHI91
volait à un couple et une vitesse plus élevés que les paramètres minimums mentionnés dans le
RFM, il aurait fallu davantage de poussée du rotor de queue pour maintenir le cap. Or, la
poussée supplémentaire se traduirait par des contraintes plus importantes pour le pignon
d’entraînement du rotor de queue. Sikorsky a précisé qu’une perte d’entraînement, susceptible
de toucher la transmission principale ou de queue, a plus de chance de se produire lorsque la
BTP est sollicitée à puissance élevée et lorsque des changements de puissance rapides ou
fréquents interviennent. Étant donné la multitude de variables qui entrent en ligne de compte
dans le fonctionnement de la boîte de transmission, il n’est pas possible de déterminer
exactement où se produirait une perte d’entraînement dans une situation donnée.
2.3.2
Interprétation de la capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes
La AC 29-2C décrit un essai au cours duquel l’huile est vidangée alors que la BTP fonctionne. Si
l’huile est vidangé du carter (et qu’il ne reste plus que l’huile résiduelle), il serait raisonnable de
penser que la boîte de transmission va fonctionner à sec. Il serait donc également raisonnable de
qualifier ce type d’essai comme étant un essai de fonctionnement à sec. Ceci permet de dire
qu’un hélicoptère qui satisfait aux exigences énoncées dans l’alinéa 29.927(c)(1), lequel exige de
vidanger la BTP et de la laisser fonctionner pendant 30 minutes, aurait une capacité de
fonctionnement à sec de 30 minutes.
Avant les premiers essais de certification, les documents promotionnels de Sikorsky indiquaient
que le S-92A avait une capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes. Cette information a été
reprise par des exploitants potentiels, diverses revues spécialisées et des sources Internet.
N’ayant pas pu démontrer que la BTP pouvait réussir l’essai de perte de lubrifiant, Sikorsky a
modifié ses documents afin de préciser que le S-92A était capable de « voler en toute sécurité
pendant trente minutes à la suite d’une fuite d’huile ». La formulation de cet énoncé était
suffisamment proche de la formulation initiale, qui faisait explicitement état d’une capacité de
fonctionnement à sec, pour faire croire que le S-92A avait une capacité de fonctionnement à sec
de 30 minutes. De plus, certains faits tels que la comparaison commerciale qui précisait, en 2007,
que les deux hélicoptères, l’EC225 et le S-92A, avaient une capacité de fonctionnement à sec de
30 minutes, montrent qu’au moins certains responsables commerciaux de Sikorsky ne savaient
pas que cette capacité n’avait pas été atteinte pendant la certification, ou que certains
documents commerciaux plus anciens n’avaient pas été actualisés à la suite de l’essai de perte
de lubrifiant. Même si la diffusion de cette information commerciale a été limitée, elle aurait
appuyé l’idée selon laquelle le S-92A était équipé d’une BTP ayant une capacité de
fonctionnement à sec de 30 minutes.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 123
ANALYSE
À l’époque de l’accident, certaines personnes pensaient que le S-92A avait une capacité de
fonctionnement à sec de 30 minutes. Cependant, au moins autant de personnes, sinon la
majorité, ne se faisaient pas d’illusion sur la capacité de fonctionnement de la BTP du S-92A à la
suite d’une perte d’huile de lubrification totale. Il est peu probable que des pilotes de S-92A
expérimentés aient cru que le S-92A avait une capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes,
étant donné que cette information de performance critique ne figure dans aucun des manuels
du S-92Ani dans les documents de formation. De même, lorsqu’on se penche sur les mesures
prises par les pilotes, on constate qu’à aucun moment ils n’ont fait allusion au fait que la BTP du
S-92A avait une capacité de fonctionnement à sec. Par contre, l’information explicite d’un RFM
concernant la durée de fonctionnement approximative de la BTP à la suite d’une perte de
lubrifiant pourrait aider les pilotes à prendre une décision en pareilles circonstances. Si les
constructeurs n’indiquent pas clairement les performances des aéronefs en situation critique
dans les manuels de vol (capacité de fonctionnement à sec par exemple), il est très probable que
certains pilotes prendront des décisions basées sur des informations incomplètes ou inexactes
dans les situations anormales et d’urgence.
2.4
Perte des données de l’enregistreur
De précieuses données du CVR et du FDR ont été perdues lors des dernières minutes avant
l’impact. Cette perte de données a probablement été causée par l’interrupteur du détecteur
d’écrasement, qui se ferme lorsqu’il est soumis à une impulsion de 5 g pendant 4 millisecondes,
et encore plus rapidement lorsqu’il est soumis à des impulsions plus élevées. Même si les
données du MPFR n’ont révélé aucune impulsion de 5 g ou plus juste avant la perte de
puissance, la cause la plus plausible pour expliquer l’interruption de puissance du MPFR est
que l’interrupteur a reçu une impulsion de 5 g ou plus suffisamment longtemps pour mettre
sous tension le relais qui coupe l’alimentation du MPFR. L’alimentation du MPFR a été rétablie
lorsqu’il y a eu une perte d’alimentation temporaire du bus batterie, alors que le régime rotor
descendait au-dessous de 80 %, entraînant la désactivation des alternateurs principaux et
l’activation de l’alternateur APU, ce qui a mis hors tension le relais pendant la coupure de
courant momentanée. Le fait d’utiliser des interrupteurs détecteurs d’écrasement pour couper
l’alimentation d’un CVR ou d’un ensemble combiné CVR/FDR entraînera encore probablement
des pertes de données CVR ou CVR/FDR potentiellement précieuses, privant ainsi les
enquêteurs de paramètres importants pour leur travail.
2.5
Procédures d’urgence et gestion de telles situations
2.5.1
Généralités
Pour mieux comprendre ce qui s’est passé avec le vol CHI91, il est important d’analyser les
procédures anormales et d’urgence énoncées dans le RFM, les SOP de Cougar Helicopters et la
liste de vérifications du S-92A. Il est tout aussi important d’examiner les mesures prises par
l’équipage et de déterminer si la façon de traiter la situation d’urgence a joué un rôle dans
l’accident. L’analyse compare les mesures prises par l’équipage avec les procédures et les
pratiques approuvées et recommandées par le RFM, en ce qui a trait à la gestion des situations
d’urgence en mer.
124 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
La rubrique 2.6 contient une analyse détaillée de la gestion des ressources de l’équipage
spécifique à ce vol.
2.5.2
Procédures anormales et procédures d’urgence
En situation anormale, il se peut que les pilotes aient le temps de consulter la procédure
applicable avant de prendre des mesures correctives. En situation d’urgence, les délais sont plus
problématiques. Les interventions immédiates de la procédure d’urgence devraient donc être
clairement identifiées comme étant des vérifications de mémoire. Même s’il s’avère préférable
de réduire le nombre de vérifications de mémoire du pilote, avant de supprimer quelque étape
que ce soit, il faut bien tenir compte des conséquences qui pourraient découler de la nécessité de
consulter une liste de vérifications avant d’agir. S’il n’est pas raisonnable de demander à un
pilote de commencer par consulter la procédure d’urgence appropriée avant de prendre une
mesure donnée, dans ce cas, il est probablement justifié de considérer la mesure en question
comme une vérification de mémoire. Lorsque le message d’alarme rouge MGB OIL PRES est
activé, les pilotes ne disposeraient pas du temps nécessaire pour consulter la procédure
applicable en cas de mauvais fonctionnement de la BTP, pour lire au complet les étapes
pertinentes de la procédure et activer le circuit de dérivation dans un délai de cinq secondes. La
décision de ne pas qualifier des interventions immédiates comme étant des vérifications de
mémoire dans la procédure à suivre en cas de panne de la BTP du S-92A est contraire aux
principes de conception élémentaires des procédures d’urgence et peut retarder l’exécution de
mesures vitales pour la poursuite sécuritaire du vol.
L’automatisation des systèmes d’urgence libère des ressources mentales que les pilotes peuvent
consacrer à d’autres étapes de procédure et à la gestion globale de la situation. Comme le
montre le présent accident, marqué par l’activation tardive du circuit de dérivation d’huile de la
BTP, l’automatisation pourrait également réduire les risques d’oublier ou d’appliquer
tardivement des mesures anormales ou d’urgence, lesquels risques sont liés aux limites de
traitement mental des informations ou aux distractions extérieures. La décision de ne pas
automatiser l’activation des systèmes d’urgence, tel que le circuit de dérivation d’huile de la
BTP du S-92A, augmente les risques d’oubli ou d’application tardive de mesures critiques.
L’avis de sécurité A990002 du BST a considéré le manque de normalisation des directives
d’atterrissage en cas de situation anormale et d’urgence comme étant une lacune en termes de
sécurité. Bien que la CBAAC 0163 consécutive ait recommandé aux exploitants de revoir ces
directives, elle n’a pas fait mention de la directive « atterrir immédiatement ». De plus, aucune
norme réglementaire n’a établi de définitions communes; par conséquent, il existe une
multitude de directives d’atterrissage différentes. Le pilote endosse donc la lourde
responsabilité d’interpréter et d’évaluer le sens de la définition en tenant compte de la gravité
de la situation. Si la directive n’est pas explicite, elle risque d’être mal interprétée par les pilotes
lors d’une situation anormale ou d’urgence. L’emploi des termes « obligatoire » et « doit » dans
les définitions d’« atterrir immédiatement » qui figurent dans les manuels d’autres hélicoptères
fait de cette consigne une ligne de conduite très directive pour le pilote et elle appuie le
processus de prise de décision de ce dernier. La définition de la directive « atterrir le plus tôt
possible » qui figure dans le RFM du S-92A a un caractère directif et exige clairement du pilote
qu’il pose son appareil sur le site le plus près offrant le plus de sécurité. En revanche, la
définition de la directive « atterrir immédiatement » du RFM du S-92A contenait les formules
« peut ne pas » et « préférable », et elle était plus suggestive que la définition « atterrir le plus
tôt possible ». Le caractère subjectif de la définition de la directive « atterrir immédiatement »
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 125
ANALYSE
suppose sans doute que le pilote décide lui-même s’il faut atterrir ou amerrir ou poursuivre le
vol. L’absence de normes établies concernant les définitions des directives d’atterrissage
employées dans les procédures liées à des situations anormales et d’urgence peut donner lieu à
une interprétation fautive des définitions en question.
2.5.3
Manuel de vol du S-92A
La procédure applicable au modèle S-61 de Sikorsky en cas de panne de la BTP demande au
pilote de déterminer rapidement la nécessité d’« atterrir immédiatement ». Elle évite ainsi tout
délai inutile lors d’une situation potentiellement critique et reste cohérente avec les principes de
conception des listes de vérifications reconnus, qui suggèrent de traiter d’abord la situation la
plus critique avant de tenir compte des conditions les moins critiques.
Dans le RFM du S-92A, les vérifications applicables en cas de panne de la BTP et de messages
critiques (rouges) et non critiques (jaunes) sont regroupées dans une seule procédure, les
pannes les moins critiques étant situées au début de la procédure, tandis que les plus critiques
se trouvent à la fin. La décision de modifier l’ordre des procédures applicables en cas de panne
de la BTP du S-92A semble avoir été fondée sur les évaluations du constructeur, selon lesquelles
une panne non critique de la BTP précèderait ou serait plus probable qu’une panne urgente.
Cette approche peut se traduire par des retards inutiles, car l’équipage doit d’abord exécuter les
actions non critiques de la procédure avant d’atteindre la procédure applicable en cas de panne
critique. Le regroupement de procédures anormales et d’urgence en une seule procédure,
d’abord axée sur une situation anormale, augmente les risques d’oubli ou d’application tardive
des mesures d’urgence critiques.
Dans le RFM, le préambule de la section traitant des pannes de la transmission demande aux
pilotes de consulter les indicateurs de température d’huile et de pression de la BTP, ainsi que le
détecteur de particules associé, pour déterminer si la BTP a un problème de fonctionnement.
Dans le même ordre d’idée, l’étape de confirmation de la procédure à suivre en cas de
défaillance du circuit de lubrification de la BTP demande aux pilotes de vérifier la température
d’huile de la BTP. Dans le reste de la procédure, il est demandé aux pilotes de surveiller en
permanence toute augmentation de la température d’huile de la BTP et/ou l’apparition
éventuelle de message d’avertissement MGB OIL HOT. Le document informe également les
pilotes qu’ils doivent s’attendre à une augmentation de la température d’huile de la BTP après
l’activation du circuit de dérivation d’huile de la BTP. L’importance donnée à la température
d’huile de la BTP a incité les pilotes à croire que la température d’huile de la BTP augmenterait
s’ils étaient en présence d’une véritable panne du circuit de lubrification de la BTP. Le RFM n’a
pas décrit les symptômes d’une perte d’huile de BTP totale (qui signifierait qu’on ne peut pas se
fier à la sonde humide de température immergée) ou d’une panne de pompe à huile de la BTP.
Par conséquent, les pilotes se sont considérablement fiés à l’affichage de température d’huile de
la BTP, qui ne donnait pas les paramètres attendus. Pour justifier l’absence de changement de
température, les deux pilotes ont supposé qu’ils étaient victimes d’une défaillance de capteur ou
d’une défaillance de pompe à huile de la BTP. La procédure à suivre en cas de défaillance du
circuit de lubrification de la BTP, telle qu’elle est décrite dans le RFM du S-92A, était équivoque
et n’explicitait pas suffisamment les symptômes liés à une perte d’huile de la BTP et à une
panne de pompe à huile. Ce manque de précision a conduit l’équipage à penser, à tort, qu’une
pompe à huile ou un capteur défectueux était à l’origine du problème, et à conclure que
l’amerrissage pouvait être différé.
126 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
Le RFM a indiqué qu’une perte d’entraînement du rotor principal ou de queue pouvait être due
à un mauvais fonctionnement de la BTP pour faciliter la prise de décision des pilotes et préparer
ces derniers aux conséquences qui pourraient découler d’une panne de la BTP.
Le RFM du S-92A n’a pas fourni aux pilotes une durée de temps de vol maximum
recommandée à la suite d’une perte de lubrifiant. Les pilotes ne disposaient donc d’aucune
directive écrite ou aide-mémoire précisant que l’aéronef ne serait probablement pas capable de
poursuivre son vol en toute sécurité au-delà de 10 minutes en cas de perte de lubrifiant. Si les
constructeurs n’indiquent pas clairement les performances des aéronefs en situation critique
dans les manuels de vol, le risque est plus grand que certains pilotes prennent des décisions
basées sur des informations incomplètes ou inexactes dans les situations anormales et
d’urgence.
Dans un hélicoptère tel que le S-92A, où l’indication de pression et les messages d’avertissement
et d’alarme sont générés par deux sources distinctes, l’indicateur de pression constitue une
indication secondaire faisant suite à l’illumination d’un voyant d’avertissement ou d’alarme de
pression d’huile. De plus, sur le S-92A, les indications de température d’huile de la BTP sont
fournies par une sonde immergée. Pour les pilotes, ces deux éléments d’information sont des
paramètres critiques qui peuvent l’aider à analyser une condition de perte de lubrifiant. Même
s’il existe des limites en ce qui concerne le nombre de données techniques qu’un pilote devrait
obligatoirement connaître, les constructeurs et les exploitants doivent s’assurer que les pilotes
comprennent parfaitement la signification des indications anormales ou d’urgence et tout
message d’avertissement ou d’alarme associé. Une connaissance inappropriée des systèmes
augmente le risque que les pilotes s’appuient sur des connaissances acquises antérieurement en
conditions anormales et d’urgence. Ce raisonnement peut donner lieu à une erreur
d’interprétation involontaire concernant les symptômes liés au mauvais fonctionnement d’un
système.
Les directives qui figurent dans le préambule de la section du RFM consacrée aux cas de
mauvais fonctionnement de la BTP sont cohérentes avec les pratiques et normes industrielles
acceptées. Même si le RFM recommande aux pilotes de voler à la vitesse qui nécessite le
minimum de puissance, il ne mentionne pas une vitesse particulière (p. ex. vitesse de finesse ou
vitesse L/D maximale) dans la section en question. De même, le RFM ne recommande pas une
plage de « réglage de puissance réduite » aux pilotes. En l’absence de formation antérieure,
d’expérience ou de connaissances propres à l’entreprise, il se peut que les pilotes aient de la
difficulté à déterminer la combinaison couple/vitesse optimale pour une situation donnée à la
suite d’un problème de fonctionnement du circuit de lubrification de la BTP. Dans le cas de
l’accident du vol CHI91, le manque d’information a pu avoir une incidence négative sur le
processus de prise de décision du commandant de bord en ce qui concerne le profil du vol, ainsi
que sur l’évaluation des risques découlant d’un amerrissage ou de la poursuite du vol. Le
manque de directives et de recommandations précises dans le RFM, concernant la vitesse et le
réglage de couple optimum, pourrait inciter le pilote à opter pour un profil de vol qui accélère
la défaillance d’une boîte de transmission.
Le manque de directives formelles pousse les pilotes à faire appel à des expériences passées ou
à des suppositions lorsqu’il s’agit de choisir un profil de vol approprié en présence d’une
défaillance de transmission imminente potentielle. Même si les connaissances de l’entreprise
sont précieuses, lorsqu’elles ne figurent dans aucun document, elles risquent de se perdre au fil
du temps en raison de la mobilité du personnel. Dans le cas d’une situation d’urgence en mer, la
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 127
ANALYSE
fiabilité des hélicoptères modernes peut conduire à un manque de dialogue entre pilotes au
sujet de la marche à suivre face à la situation d’urgence, ce qui peut entraîner une perte des
connaissances de l’entreprise. À défaut d’incorporer les leçons tirées d’expériences antérieures
dans les procédures et manuels en vigueur, les pilotes risquent fort de manquer d’informations
utiles pour gérer en toute sécurité les scénarios d’urgence.
2.5.4
Procédures d’opération normalisées et liste de vérifications pilote du S-92A de Cougar
Helicopters
Conformément aux exigences réglementaires, Cougar Helicopters possédait un RFM, une liste
de vérifications pilote du S-92A et des procédures d’opération normalisées (SOP). Plusieurs
procédures anormales et d’urgence du S-92A se répétaient dans chacun de ces documents. La
mise en parallèle des trois types de publication a mis en lumière plusieurs différences de
procédures. La plupart de ces différences avait un caractère plutôt mineur. Par contre, la
procédure des SOP applicable en cas de défaillance du circuit de lubrification de la BTP
présentait des différences majeures par rapport à la procédure décrite dans le RFM utilisé. De
plus, la liste de vérifications du S-92A en vigueur au moment de l’accident ne faisait pas
mention des dernières modifications apportées au RFM, comme le montre l’étape de
confirmation qui demande au pilote de vérifier que la pression d’huile de la BTP est au-dessous
de 35 lb/po2. L’utilisation de publications non actualisées (RFM, SOP et listes de vérifications)
accentue les risques d’oubli ou d’application tardive de certaines étapes critiques des
procédures approuvées.
2.5.5
Gestion de la situation d’urgence par l’équipage du vol CHI91
Les pilotes du vol CHI91 ont été confrontés à une situation d’urgence critique rare. Au lieu de
faire face à des symptômes auxquels ils auraient pu s’attendre, les pilotes ont reçu des
indications qui s’éloignaient de ce qu’ils avaient appris lors de la formation initiale et
périodique. Le jour de l’accident, les pilotes n’ont pas cerné avec précision les raisons de la perte
complète de pression d’huile de la BTP, ce qui les a conduits à prendre certaines décisions
concernant le profil de vol de l’hélicoptère. L’équipage a notamment poursuivi le vol après
avoir reconnu qu’il se trouvait à l’étape « atterrir immédiatement » de la procédure d’urgence.
Par la suite, il a adopté un profil de vol qui a mis en danger tous les occupants de l’appareil.
Pendant les dernières secondes du vol, les pilotes ont eu du mal à maîtriser l’hélicoptère après
la perte d’entraînement du rotor de queue, ce qui a contribué à la gravité de l’impact, lequel a
détruit l’hélicoptère et l’a fait couler rapidement.
La décision initiale de l’équipage de retourner vers la côte et d’entamer une descente était juste
étant donné les premières indications de mauvais fonctionnement de la BTP. Pendant la partie
initiale de la descente, les deux pilotes ont considéré l’amerrissage comme étant une forte
probabilité, comme en témoignent les échanges avec l’ATC, la demande de sortie de train, qui
est le premier élément de la procédure d’amerrissage, et les commentaires concernant la
préparation des combinaisons de survie.
Le RFM prévoit que [Traduction] « la descente doit se faire avec un réglage de puissance réduit,
mais avec suffisamment de couple pour entraîner la transmission » en vue de l’atterrissage. Le
commandant de bord a amorcé la descente en réduisant la puissance de croisière et en
sélectionnant un couple d’environ 32 %. Ce réglage de puissance est conforme aux directives du
RFM, qui ne mentionne pas de valeur de consigne. Il est également cohérent, même si c’est dans
128 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
les valeurs limites supérieures, avec une plage de réglage de puissance pour profil de descente
généralement acceptée lorsqu’on soupçonne un problème de fonctionnement de la
transmission. Il est peu probable que les valeurs de couple choisies pendant la descente initiale
aient accéléré la défaillance de l’entraînement du rotor de queue.
Le RFM demande aussi aux pilotes de [Traduction] « voler à une vitesse nécessitant un réglage
de puissance minimum ». Le jour de l’accident, l’hélicoptère a été stabilisé à 120 nœuds, soit
40 nœuds au-dessus de la vitesse mentionnée comme étant une vérification de mémoire dans la
liste de vérifications du S-92A (Procédures de descente d’urgence) et de la vitesse de finesse
maximale de 80 nœuds. Une vitesse supérieure à la vitesse de finesse maximale implique un
réglage de couple plus élevé. La combinaison d’une vitesse et d’un couple supérieurs à ce qui
est prévu peut imposer des contraintes supplémentaires à une boîte de transmission
potentiellement défectueuse et placer l’hélicoptère dans une situation qui ne permettra peutêtre pas d’effectuer un atterrissage ou un amerrissage contrôlé rapidement.
La première mention relative à la nécessité d’activer le circuit de dérivation est intervenue
environ 7 secondes après le délai maximum admissible de 5 secondes. L’activation effective du
circuit de dérivation a été retardée de 77 secondes en raison de la priorité plus élevée accordée
aux échanges avec l’ATC et la régulation des vols de la compagnie. Toutefois, compte tenu de la
nature de la fuite qui s’est produite sur le CHI91, l’activation tardive de l’interrupteur du circuit
de dérivation d’huile de la BTP n’a pas constitué un facteur contributif dans l’accident.
Le PF a coordonné les premières étapes de la procédure d’urgence en demandant au PNF de
trouver la liste de vérifications et de repérer la mesure à prendre. Mais le PNF a eu du mal à
trouver la mesure d’urgence appropriée, et rien ne montre que le PF a aidé le PNF à trouver la
page en question. Tout comme l’équipage de l’hélicoptère de CHC, il est probable que les
pilotes du vol CHI91 n’aient jamais remarqué l’illumination momentanée du message d’alarme
jaune MGB OIL PRES. Si l’un des pilotes avait détecté l’illumination du message, son attention
se serait immédiatement réorientée vers le problème associé. Il est probable que le PNF ait
consulté le dos de la liste de vérifications et qu’il ait utilisé les libellés des mises en garde et des
avertissements pour essayer de repérer la page de procédure appropriée.
Dans le simulateur, les pilotes ont été entraînés à attendre un certain laps de temps entre
l’activation du voyant d’avertissement et celui du voyant d’alarme. Il est donc probable que le
PNF n’ait jamais été amené à repérer le voyant rouge MGB OIL PRES. Du coup, il ne savait pas
que l’alarme ne figurait pas dans les libellés des mises en garde et des avertissements, qui sont
énoncés au dos de la liste de vérifications. L’absence de réaction du PF laisse également croire
que ce dernier ne savait pas non plus que l’alarme ne figurait pas parmi les libellés. Ces lacunes
ont retardé le repérage de la page de liste de vérifications appropriée. Comme ils n’étaient pas
en mesure de repérer le message d’alarme rouge MGB OIL PRES dans les titres, les pilotes ont
sûrement consacré du temps supplémentaire à vérifier une deuxième fois les diverses alarmes
de mise en garde et d’avertissement au cas où ils auraient manqué l’information la première
fois. On ne sait pas exactement comment le PNF a fini par trouver la page appropriée. Il est
possible que le PNF l’ait trouvée en repérant d’abord le message de mise en garde dans les titres
et qu’il ait subséquemment consulté la procédure associée en feuilletant la section
correspondante de la liste de vérifications du S-92A ou en la localisant dans les RFM, qui se
trouvaient derrière les sièges de l’équipage. Comme l’a montré le présent accident, l’omission
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 129
ANALYSE
d’un message d’avertissement ou d’alarme dans une liste de référence rapide peut retarder le
repérage de la mesure anormale ou d’urgence correspondante dans la liste de vérifications
pilote.
Le PNF n’utilisait pas la version la plus récente du RFM, de la liste de vérifications pilote du
S-92A ou des SOP de Cougar Helicopters. Il a dû utiliser une version antérieure de la procédure
du RFM ou un exemplaire personnel modifié de la liste de vérifications. Pourtant, seules des
différences mineures ont été relevées entre la procédure exécutée par les pilotes et la procédure
du RFM pertinente. Cet écart n’a pas été considéré comme étant un facteur contributif dans
l’accident.
Les pilotes ont mal diagnostiqué l’urgence, car ils connaissaient mal le circuit de lubrification de
la BTP et ils s’attendaient trop à ce qu’une perte d’huile entraîne une augmentation de la
température de l’huile. Par exemple, les discussions entre les pilotes concernant la possibilité
d’un problème de pompe et d’une lubrification par barbotage indiquent que les pilotes ne se
souvenaient pas que la BTP de l’hélicoptère était équipée de deux pompes à huile
indépendantes. De même, à plusieurs reprises, les pilotes ont fait allusion à la température
d’huile de la BTP et au fait que comme elle n’augmentait pas, il devait toujours y avoir de
l’huile dans le circuit de lubrification. Les pilotes se sont donc fiés, à tort, à la température
d’huile de la BTP, qu’ils ont considérée comme étant l’indication secondaire d’une défaillance
de BTP imminente. Cette réaction montre la présence d’une faille potentielle dans les
connaissances du circuit de lubrification de la BTP ou dans la formation des pilotes.
Lorsque l’on conçoit une formation portant sur des hélicoptères modernes comme le S-92A, l’un
des défis consiste à déterminer l’ampleur des connaissances qu’il faut transmettre aux pilotes
concernant les systèmes. Cette question a été abordée dans les NSAC et reprise dans le MEC de
Cougar Helicopters, lequel précise que la formation sur les systèmes de bord devrait se limiter
aux composants ou systèmes directement commandés par l’équipage de conduite. Cette
philosophie d’apprentissage compense les risques liés à une connaissance limitée des systèmes
par le respect des procédures approuvées. Cette démarche peut cependant poser des problèmes,
lorsque les pilotes se trouvent confrontés à une situation dans laquelle ils se sentent contraints,
du fait des risques liés à l’exécution de la procédure, de prendre en compte une autre option. Si
un pilote cerne mal le circuit en cause, il se peut qu’il prenne une décision basée sur des
renseignements imprécis ou incomplets et qu’il accentue ainsi le danger qui pèse sur les pilotes
et les passagers. En conséquence, le contenu de la formation initiale et périodique doit être
défini avec circonspection, le but étant de ne pas oublier les renseignements critiques qui
permettent aux pilotes de diagnostiquer un mauvais fonctionnement ou une urgence. Le PTM
du S-92 mentionnait bien la présence de deux pompes à huile de BTP, mais la formation
consacrée aux composants du circuit de lubrification de la BTP était peut-être trop superficielle
et cela explique sans doute les difficultés de diagnostic et de dépannage auxquels les pilotes ont
été confrontés. Quelques incohérences ont été relevées entre le programme de formation
approuvé au centre FSI et la présentation actuelle du circuit de la BTP telle qu’on la trouve dans
les révisions à jour du RFM (qui fait notamment état de la pression d’huile que l’on devrait
constater à la suite de la panne d’une pompe). Même si Sikorsky savait, dès 2005, que la panne
d’une pompe ferait varier la pression d’huile entre 5 et 25 lb/po2 et qu’elle provoquerait
l’activation du voyant d’avertissement rouge MGB OIL PRES, le PTM a continué de préciser
que la pression d’huile ne chuterait que jusqu’à la partie inférieure du secteur vert (environ
45 lb/po2). Il n’a pas été possible d’établir la raison pour laquelle ces incohérences n’ont pas été
décelées par le personnel de Sikorsky chargé de surveiller le programme de formation du S-92.
130 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
Les deux pilotes ont reconnu avoir atteint l’étape de la directive « amerrir immédiatement » qui
figure dans le RFM et la liste de vérifications du S-92A, mais ils n’ont pas considéré la pression
d’huile de la BTP inférieure à 5 lb/po2 comme étant l’indication secondaire fiable d’une panne
de BTP imminente. Cette lacune est probablement imputable à la formation qu’ils ont reçue et à
la croyance généralement acceptée selon laquelle une indication secondaire devrait être un
élément quelque peu différent du problème identifié au départ. Les pilotes avaient appris, lors
de la formation initiale et périodique sur simulateur S-92A, qu’une défaillance de boîte de
transmission serait progressive et systématiquement précédée de bruits et de vibrations. Ce
facteur a sans doute contribué à la prise de décision du commandant de bord de poursuivre le
vol en direction de CYYT.
La décision de se mettre en palier à 800 pieds, d’augmenter la puissance jusqu’à un couple
d’environ 73 % et de voler à 135 KIAS en direction de la côte est en contradiction avec le RFM,
qui conseille au pilote de descendre à une altitude à partir de laquelle il est possible d’effectuer
un atterrissage/amerrissage rapide avec un changement de puissance minimal et de voler à une
vitesse nécessitant une puissance minimale. À 800 pieds asl, une vitesse de 82 KIAS se serait
traduite par une puissance minimale pour un vol rectiligne en palier et par un couple d’environ
47 %. Le choix du profil de vol était également contraire à la procédure de descente d’urgence
décrite dans la liste de vérifications, laquelle demande de mettre l’hélicoptère en palier à
200 pieds en préparation d’un atterrissage/amerrissage forcé éventuel. Le jour de l’accident, il
s’est écoulé environ 22 secondes entre le moment où les pilotes ont compris que la BTP subissait
une défaillance et le moment où ils ont perdu l’entraînement du rotor de queue. À 800 pieds asl
d’altitude et à une vitesse de 135 KIAS, les pilotes disposaient de suffisamment de temps pour
faire un amerrissage contrôlé avant de perdre l’entraînement du rotor de queue. Au lieu de
poursuivre la descente et d’amerrir conformément aux consignes du RFM, les pilotes ont mis
l’hélicoptère en palier à 800 pieds asl, en utilisant un réglage de puissance et une vitesse
supérieurs à ce qui était exigé. Ce choix a probablement accéléré la perte d’entraînement du
rotor de queue et considérablement réduit la probabilité de réussir un amerrissage contrôlé.
La descente finale a été amorcée environ 3,5 minutes après la mise en palier de l’hélicoptère à
800 pieds asl. Le début des variations du régime rotor, l’illumination momentanée du voyant du
frein rotor et la perte d’alimentation électrique du MPFR ont probablement coïncidé avec le
début de la défaillance du pignon d’entraînement du rotor de queue, qui a finalement causé la
perte d’entraînement de ce rotor. Étant donné que la pression d’huile de la BTP était descendue
au-dessous de 5 lb/po2 avant la descente finale, et qu’il n’était pas nécessaire d’augmenter la
puissance pour maintenir l’altitude, les pilotes ont dû recevoir quelques autres indications
secondaires (p. ex. bruits plus intenses, retour des commandes ou vibrations) qui les ont
poussés à amorcer la descente finale à partir de 800 pieds. Même si on ne connaît pas la nature
exacte de ces indications secondaires en raison de la coupure d’alimentation du MPFR, elles ont
été suffisamment alarmantes pour que l’équipage abaisse immédiatement le collectif et
commence à descendre jusqu’à la surface de l’eau. Au début de la descente, la sollicitation des
commandes correspond à une mise en descente et une décélération en vue d’un amerrissage
droit devant.
À la suite du mouvement de lacet qui s’est produit à 9 h 55 min 25, le PF a augmenté le taux de
descente en abaissant encore le collectif jusqu’à un couple d’environ 17 %, ce qui démontre que
les pilotes ont compris que la situation se dégradait. Le virage à gauche qui a été amorcé était
probablement une tentative visant à orienter l’hélicoptère dans le vent pour la descente finale et
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 131
ANALYSE
l’approche en vue de l’amerrissage. Lorsque l’hélicoptère est sorti du virage à gauche, le pilote a
adopté une assiette de cabré maximale de 14 degrés dans le but de réduire la vitesse excessive,
qui était d’environ 110 nœuds et qui allait en diminuant.
Le lacet à droite non sollicité à un taux d’environ 3,5 degrés par seconde et le roulis simultané à
droite corroborent la perte de contrôle en lacet et la perte d’entraînement du rotor de queue. Les
pilotes ont corrigé la situation en poussant le cyclique à gauche et en donnant un coup de
palonnier à gauche, ce qui a momentanément remis l’hélicoptère dans une assiette quasi
horizontale alors qu’il descendait vers la surface de l’eau. La sollicitation accrue du collectif qui
a suivi l’amorce de lacet à droite montre que le PF n’a probablement pas pris conscience
immédiatement de la perte d’entraînement du rotor de queue, car la réaction appropriée en cas
de perte de poussée du rotor de queue serait d’abaisser le collectif pour réduire le couple, ce qui
réduirait la tendance au lacet à droite. Par ailleurs, cette augmentation du collectif a
temporairement réduit le taux de descente, ce qui a considérablement retardé la descente.
Le début du lacet à droite à un taux élevé (de l’ordre de 20 degrés par seconde), conjugué à des
mouvements d’assiette et de roulis, concorde avec une perte de poussée totale du rotor de
queue, tel que cela est décrit dans le RFM du S-92A. Une telle situation relèverait du défi pour
n’importe quel pilote, mais dans ce cas, il se peut que la vitesse et le réglage de puissance
relativement élevés au moment de la perte de poussée aient eu un effet déstabilisateur sur
l’hélicoptère, en accentuant les mouvements autour des axes de tangage et de roulis. Alors qu’il
réagissait à ces changements d’assiette rapides, le PF a eu du mal à garder la maîtrise de
l’hélicoptère et a sollicité brusquement le cyclique et le palonnier pour essayer de rétablir
l’assiette de l’appareil. Le fait de solliciter en continu et à fond le palonnier gauche n’aurait
produit aucun effet sur un hélicoptère dont le rotor de queue ne fournissait plus de poussée.
Cette sollicitation relève probablement de l’instinct, le pilote ayant à tout prix voulu sortir son
appareil du lacet à droite non contrôlé. La sollicitation du cyclique à droite en réponse au
mouvement de roulis soudain à gauche a certainement été conditionnée par le stress de la
situation. Reste que cette sollicitation excessive du cyclique à droite a précipité l’hélicoptère
dans un roulis à droite.
Il est peu probable que les deux pilotes aient eu l’occasion de parler des mesures à prendre
pendant les quelques secondes qui ont suivi la perte de poussée du rotor de queue.
Contrairement à ce que prévoit la procédure du RFM en cas de perte de poussée du rotor de
queue, les moteurs ont été coupés avant de réduire le collectif en vue d’entrer en autorotation,
ce qui montre que l’arrêt des moteurs n’a pas été coordonné adéquatement par les pilotes. Les
pilotes ont coupé les gaz avant d’abaisser le collectif en réponse à la perte de poussée du rotor
de queue. Le régime du rotor principal a donc chuté considérablement.
Alors que l’hélicoptère approchait les 400 pieds au-dessus de l’eau, les mouvements autour des
axes de roulis, de tangage et de lacet ont dépassé de beaucoup les mouvements prévus dans le
RFM, ce qui a rendu l’hélicoptère instable sur les axes de tangage et de roulis. Cette instabilité
aurait considérablement augmenté la charge de travail des pilotes au moment même où ils
tentaient une descente en autorotation. Les encouragements du copilote entendus par radio en
sont d’ailleurs la preuve. Il est probable que le copilote a actionné involontairement le
microphone du cyclique alors qu’il aidait le commandant de bord à tenir les commandes de
l’hélicoptère pour surmonter les mouvements de tangage et de roulis et stabiliser l’autorotation
de l’appareil. Les pilotes ont réussi à redresser l’inclinaison prononcée à droite sur un cap
d’approche finale vent arrière, avec un régime rotor au-dessous de la plage minimale
132 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
acceptable, une vitesse indiquée faible et une vitesse sol relativement élevée. L’hélicoptère s’est
retrouvé dans une situation critique caractérisée par un taux de descente qui augmentait
rapidement.
Voyant la surface de l’eau se rapprocher à grande vitesse, les pilotes ont dû être soumis à une
certaine tension, ce qui a probablement amené le PF à lever le collectif et tirer sur le cyclique
pour réduire la vitesse sol perçue et la vitesse de rapprochement avec l’eau. Cette intervention
expliquerait le régime rotor et la vitesse peu élevés de l’appareil ainsi que la mauvaise
estimation de la hauteur au moment d’entamer l’arrondi en autorotation. À la hauteur
d’arrondi normale de 100 pieds, la vitesse indiquée était bien inférieure aux 85 KIAS minimum
recommandés par le RFM. Le régime du rotor principal était lui aussi descendu à 81 %, ce qui
est bien inférieur à la limite minimale moteur coupé de 95 % et au régime rotor recommandé de
105 %. Le faible régime du rotor principal et la vitesse peu élevée se seraient traduits par une
perte de maîtrise des commandes importante et par une énergie cinétique faible au moment
d’effectuer l’arrondi en autorotation et de solliciter le collectif en vue de l’amerrissage. En temps
normal, la vitesse et le régime rotor constatés avant l’arrondi sont adoptés pendant les étapes
finales de l’amortissement qui précèdent l’atterrissage en autorotation. Vu les conditions de
vent arrière, la vitesse peu élevée de l’hélicoptère et le régime rotor très bas, la sollicitation
précoce du collectif et du cyclique durant l’approche finale a fait chuter la vitesse de rotation du
rotor principal à un point tel que les pales ont probablement décroché. Le taux de descente de
l’hélicoptère a dû augmenter considérablement durant les dernières secondes qui ont précédé
l’impact, ce qui a dû rendre toute manœuvre de redressement impossible à réaliser. Les pilotes
ont eu du mal à maîtriser l’hélicoptère après l’arrêt des moteurs, ce qui placé l’hélicoptère dans
une descente en autorotation vent arrière avec un régime rotor et une vitesse bien inférieurs aux
limites mentionnées dans le RFM. Cette configuration a fait augmenter le taux de descente de
manière excessive et a empêché toute possibilité de redresser l’appareil avant l’impact.
2.6
Gestion des ressources de l’équipage
2.6.1
Règlementation canadienne relative à la CRM
La réglementation actuelle exige que seuls les exploitants relevant de la sous-partie 705 du RAC
dispensent une formation en gestion des ressources de l’équipage (CRM). Cette restriction est
fondée uniquement sur la taille des aéronefs et leur capacité en passagers; elle ne prend pas en
compte la complexité et l’utilisation des aéronefs. Les exploitants relevant des sous-parties 703
et 704 du RAC ne sont pas tenus de dispenser des cours de CRM. Certains exploitants
organisent cette formation de leur propre chef. L’enquête a permis de déterminer que cette
formation volontaire n’intègre pas forcément les notions de CRM les plus à jour. Il y a donc de
fortes chances pour que les équipages qui travaillent en vertu des RAC 703 et 704 présentent des
lacunes en matière de CRM.
Certains programmes de Transports Canada (PAQ, PVA et MPL par exemple) reconnaissent
clairement l’importance des cours actuels en CRM, lesquels englobent la gestion des menaces et
des erreurs, pour la formation du personnel et les opérations. Malgré cette percée, la
NSAC 725.124(39) n’a pas été révisée de manière à tenir compte des dernières améliorations en
formation CRM, ce qui dénote un manque de cohérence de TC en ce qui touche la formation en
CRM. Cette incohérence semble liée à la décision que TC a prise en 2003 et qui a consisté à
mettre un terme à la CRM et aux autres ateliers du même genre afin de « réorienter les énergies
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 133
ANALYSE
et les ressources vers les nouvelles priorités », que sont les SGS et les incursions sur piste. Il
semblerait que ces priorités aient relégué au second rang les initiatives de TC en matière de
CRM. Même si TC continue de mettre des documents à la disposition du public sur son site
Web, il accuse au moins deux ou trois générations de retard par rapport aux programmes de
formation en CRM modernes, qui incluent la gestion des menaces et des erreurs. De plus, les
exigences relatives aux cours de CRM périodiques n’obligent pas à réviser les matières de la
formation en CRM élémentaire initiale, ce qui peut entraîner une altération des connaissances
mémorisées et un retour à des comportements appris antérieurement. Les exploitants visés par
la sous-partie 705 du RAC sont tenus de faire approuver leurs programmes de formation en
CRM par TC, mais les programmes en question sont simplement mis en parallèle avec les
éléments répertoriés dans la norme. Ils ne sont pas comparés avec des normes strictes
permettant de vérifier la qualité du contenu de chaque module de formation. Les exigences sont
encore moins sévères à l’égard des exploitants visés par les sous-parties 703 et 704 du RAC qui
dispensent de leur plein gré une formation en CRM, ces derniers n’étant pas tenus de faire
approuver leurs programmes par TC. La règlementation et les normes actuelles régissant la
formation en CRM applicable aux exploitants visés par le RAC 705 n’ont pas été actualisées de
manière à tenir compte de la dernière génération de formation en CRM. En conséquence, les
équipages de conduite formés selon ces normes risquent de ne pas connaître les dernières
techniques de gestion des menaces et des erreurs.
À la différence du Royaume-Uni, le Canada n’exige pas que les instructeurs en CRM soient
soumis à un processus d’accréditation. TC ne dispose donc actuellement d’aucun moyen pour
évaluer la qualité de l’instruction en CRM dispensée au Canada. Selon la structure
réglementaire en vigueur, le contenu et la qualité de la formation en CRM canadienne
dépendent essentiellement des individus et des organismes qui donnent la formation. En
l’absence d’un niveau de surveillance réglementaire approprié, il est difficile de s’assurer que la
CRM est enseignée conformément à une norme acceptable. Étant donné que les compétences
des instructeurs en CRM canadiens ne sont régies par aucune norme, les équipages de conduite
risquent de ne pas suivre une formation optimale.
2.6.2
Formation en CRM à Cougar Helicopters
Le fait que Cougar Helicopters veuille mettre en place volontairement un programme de
formation en CRM initiale et périodique pour tous ses pilotes, et ce, en dehors de toute
obligation réglementaire, démontre un attachement inconditionnel à la sécurité. L’ajout d’une
formation en CRM et l’évaluation des compétences en CRM pendant la formation sur
simulateur constituent un excellent moyen de consolider les connaissances en CRM enseignées
et augmentent les probabilités que de telles connaissances soient mises en pratique dans le poste
de pilotage. L’obligation de participer à un atelier CRM complet interne tous les deux ans
permet aussi de s’assurer que les compétences en CRM primordiales sont bien assimilées. Cet
atelier donne également l’occasion d’aborder différents points de vue sur la CRM en dehors du
poste de pilotage.
Aucun des deux pilotes n’avait participé à un atelier CRM interne de Cougar Helicopters
récemment. Le commandant de bord n’avait pas suivi d’atelier au cours des 3,5 dernières
années; le copilote n’avait pas suivi d’atelier au cours des 10 mois durant lesquels il a été
employé par la compagnie. Par contre, les deux pilotes ont assimilé certaines connaissances en
CRM actualisées pendant leurs séances sur simulateur. Le contenu de la formation en CRM
dispensée aux deux pilotes par FSI consistait en un module CRM abrégé qui abordait un
134 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
nombre de documents limité en une courte période de temps. Il est peu probable que la séance
de 2 heures ait pu donner aux pilotes l’occasion de consolider des réflexes de CRM susceptibles
d’être mis en pratique efficacement dans le poste de pilotage. L’absence de formation en CRM
moderne et actualisée a sans doute contribué aux problèmes de communication et de prise de
décision éprouvés par les pilotes du vol CHI91.
2.6.3
Questions relatives à la CRM du vol CHI91
2.6.3.1
Gestion des tâches et de la charge de travail
Avant l’indication initiale de la pression d’huile de la BTP, le PF et le PNF exécutaient leurs
tâches dans le respect des pratiques recommandées par l’industrie et la compagnie. Lorsque
l’équipage a pris connaissance de l’alarme de pression d’huile de la BTP, la répartition des
tâches de l’équipage n’a plus respecté les meilleures pratiques acceptées en matière de CRM.
Contrairement aux techniques de délégation de tâches recommandées par les SOP de Cougar
Helicopters, le PF a décidé de continuer de piloter l’hélicoptère tout en essayant de gérer
l’urgence et de communiquer avec l’ATC et le centre de régulation des vols de Cougar. Le PF
s’est ainsi imposé une charge de travail et un stress considérables et il a frôlé la saturation. Le
phénomène a été constaté une première fois 11 secondes après la première indication du
problème, lorsque le PF a précisé qu’il devait opter pour la dérivation. Au lieu d’activer
immédiatement le circuit de dérivation, le commandant de bord a lancé le premier appel de
détresse à l’ATC. Plusieurs événements se sont ensuite enchaînés et ont entraîné un retard
considérable (d’environ 77 secondes) entre le moment où l’alarme sonore de pression d’huile de
la BTP a retenti pour la première fois et le moment où l’interrupteur de dérivation a été
actionné. La charge de travail du PF a empêché ce dernier de prendre conscience des difficultés
auxquelles faisait face le PNF et de l’aider à repérer la liste de vérifications. Le PNF n’avait pas
une très grande expérience de l’hélicoptère et ne totalisait que quelques heures de vol sur
l’appareil au cours des 90 derniers jours précédant l’accident. À trois reprises, le PNF a indiqué
qu’il ne trouvait pas la page de liste de vérifications appropriée. Occupé à communiquer avec
l’ATC et le centre de régulation de Cougar, le PF n’a fourni ni directive ni assistance verbale au
PNF. Le PNF a donc mis 2 minutes et 32 secondes pour finalement trouver la bonne page. Une
fois déclenchée, la procédure d’urgence a été interrompue plusieurs fois par le PF pour parler
avec l’ATC et le centre de régulation de Cougar. À aucun moment, le PF n’a mis en attente
l’ATC et le centre de régulation de Cougar pour pouvoir exécuter la procédure d’urgence sans
interruption. Cette pratique a entraîné de sérieux retards, car il a fallu à l’équipage 6,5 minutes
pour atteindre la directive « atterrir immédiatement » de la liste de vérifications. L’exécution
différée des tâches critiques a empêché les pilotes de redresser la situation en équipe et
d’élaborer le meilleur plan d’action possible. En voulant s’acquitter des tâches du PF et de
plusieurs tâches du PNF, le pilote s’est imposé une charge de travail excessive qui a retardé
l’exécution de la liste de vérifications et qui l’a empêché de prendre en compte les indices
critiques dont il disposait.
2.6.3.2
Prise de décision
Les risques que représente un amerrissage pour l’équipage et les passagers peuvent
grandement influer sur la décision que prend le pilote quant à la poursuite ou non du vol. Dans
notre cas, les pilotes ont été confrontés à une situation urgente qui a mis à rude épreuve leur
capacité de réflexion. La décision initiale des pilotes, qui consistait à revenir vers la parcelle de
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 135
ANALYSE
continent la plus proche, à voler le plus près possible de la surface de l’eau et à s’assurer que les
combinaisons de survie étaient prêtes, était juste et cohérente avec les directives du RFM qui
traitent des pannes de BTP potentielles. Au cours des quelques minutes qui ont suivi
l’activation de l’alarme sonore, l’équipage a envisagé l’amerrissage comme étant un scénario
hautement probable. À mesure que la situation évoluait, les pilotes ont été influencés par un
modèle mental de la situation incomplet, qui les a amenés à conclure qu’ils étaient victimes
d’une panne de pompe ou de capteur. Il est évident que les pilotes n’ont pas été influencés par
un problème d’interprétation quant au temps de fonctionnement de la BTP du S-92A. Le
mauvais diagnostic de l’équipage de conduite a laissé croire à ce dernier qu’il y a avait toujours
de l’huile dans la BTP, et cela a eu une incidence sur le choix du profil de vol et sur la décision
de rejoindre la côte plutôt que d’amerrir. Au moment où l’équipage du CHI91 s’est rendu
compte qu’une pression d’huile de la BTP inférieure à 5 lb/po2 justifiait d’« atterrir
immédiatement », le commandant de bord a écarté la solution de l’amerrissage, car il ne
percevait aucune autre indication convaincante, comme des bruits ou des vibrations
inhabituels.
Même si les pilotes ont visiblement pensé qu’il y avait toujours de l’huile dans la BTP,
l’hypothèse d’un atterrissage d’urgence n’a pas été totalement écartée, comme l’attestent les
nombreuses références au cap Spear comme étant un site d’atterrissage d’urgence possible. De
plus, les commentaires hésitants du copilote montrent que ce dernier pensait qu’il serait
préférable de voler plus près de la surface de l’eau en réduisant la puissance afin d’être en
mesure de faire un amerrissage contrôlé rapidement. Bien que le cap Spear ait été mentionné
comme étant une solution de secours, le tracé radar du tronçon retour du vol montre que
l’hélicoptère suivait une trajectoire directe vers CYYT, ce qui aurait amené l’hélicoptère à
environ 4,5 nm au nord du cap Spear. De même, il est possible que les pilotes aient choisi
l’altitude de 800 pieds asl pour le tronçon retour afin d’avoir une marge de franchissement du
relief pour le retour vers l’aéroport une fois la ligne de rivage franchie. À ce stade, il semble que
le choix du profil de vol ait été influencé par un biais de confirmation. Au lieu de piloter à une
altitude et à une vitesse inférieures qui faciliteraient l’exécution d’un amerrissage rapide et
contrôlé, le PF a délibérément choisi un réglage de puissance et une vitesse élevés afin
d’atteindre la côte le plus rapidement possible. L’événement montre que chaque pilote a dû
adopter un modèle mental différent, selon son expérience antérieure, et qu’aucun d’eux n’a fait
l’effort de tenir compte du modèle mental de l’autre. Il semblerait que cette lacune soit due au
niveau de stress élevé, à une saturation de tâches potentielle et à une gestion inefficace des
ressources de l’équipage.
2.6.3.3
Communication entre les membres d’équipage
La personnalité de chaque membre d’équipage était très différente. Le commandant de bord
était un pilote expérimenté et sûr de lui, doté de surcroît d’un style de leadership directif. Le
copilote était un nouvel employé doté d’une personnalité effacée. Même si les deux hommes
appréciaient voler ensemble, les caractéristiques de leur style de communication respectif ont
joué un rôle important lors de cette situation extrêmement inhabituelle où le temps était un
facteur critique.
Après l’activation du voyant d’alarme rouge MGB OIL PRES et du message d’alarme sonore, le
copilote a émis plusieurs commentaires très pertinents dans le but d’aider le commandant de
bord, mais leur formulation manquait d’assurance. Les recommandations faites par le copilote
quant à la nécessité de réduire la vitesse et l’altitude s’appliquaient parfaitement à un problème
136 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
de fonctionnement de BTP classique, et elles étaient probablement destinées à faciliter le
processus de décision du commandant de bord. Cette initiative du copilote est sûrement liée à
son expérience de vol sur Sea King, expérience professionnelle au cours de laquelle il a
fréquemment mis en pratique des procédures d’urgence au-dessus de plan d’eau à l’occasion
d’exercices. Alors qu’il parcourait la liste de vérifications, le copilote a fait des suggestions
concernant les causes probables des alarmes, essayant ainsi de déclencher un processus
d’analyse plus poussé dans le but de déterminer la meilleure façon de se sortir de la situation.
Après la mise en palier de l’hélicoptère à 800 pieds asl, le copilote a évoqué une vitesse de
portance/traînée (L/D), certainement dans l’idée d’attirer l’attention du pilote sur la puissance
excessive appliquée en dépit d’un problème de BTP potentiel. Comme le commandant de bord
n’était pas familier avec cette expression (vitesse L/D), il en a rejeté l’idée, et le copilote n’a pas
insisté pour remettre en cause le réglage de puissance choisi par le commandant de bord. Peu
après, le copilote a abordé le scénario de l’amerrissage afin d’inciter le commandant de bord à
dire ce qu’il avait l’intention de faire en cas d’amerrissage inévitable. Chacune de ces tentatives
de communication montrent que le copilote a essayé d’optimiser la conscience de la situation et
la prise de décision en dissipant des ambiguïtés. Le copilote a vraisemblablement hésité à
s’affirmer du fait de sa personnalité, de son manque d’expérience au sein de la compagnie et
avec l’hélicoptère et d’une chaîne d’autorité forte à l’intérieur du poste de pilotage.
Dès la première indication du problème touchant la BTP, le style de communication du
commandant de bord est devenu plus directif. Au fur et à mesure que la situation évoluait, le
commandant de bord ne cherchait plus activement l’appui de son copilote et n’incitait plus ce
dernier à faire des commentaires, alors que le copilote possédait une grande expérience des vols
et des exercices d’urgence en mer. Le commandant de bord avait du mal à comprendre que les
commentaires du copilote visaient à démontrer que les décisions prises n’étaient pas les
meilleures, et le commandant de bord ne cherchait pas non plus activement à approfondir les
avis émis par son copilote.
La détermination du commandant de bord à vouloir atteindre la côte, conjuguée au manque
d’assurance du copilote a exclu la question du profil de vol du processus de prise de décision
du commandant de bord. La gestion défaillante des ressources de l’équipage s’est traduite par
l’adoption d’un profil de vol dangereux.
2.7
Questions relatives à la survie des occupants
2.7.1
Généralités
De manière générale, pour que les occupants d’un hélicoptère puissent survivre à un
écrasement sur la terre ferme, il faut que les forces de décélération soient tolérables, que la
cabine demeure intacte et qu’aucun incendie ne se déclare à la suite de l’écrasement. Un impact
violent sur plan d’eau offre des possibilités de survie bien différentes aux occupants, sans
compter que l’hélicoptère peut se retrouver rapidement immergé. Dans l’accident du vol CHI91,
la force de décélération et la déformation du fuselage ont offert des possibilités de survie aux
occupants, mais la rupture importante de la structure a empêché l’hélicoptère de flotter.
Combinée à la force d’impact, cette dégradation a également compromis les possibilités
d’évacuation des occupants.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 137
ANALYSE
En dépit de ses blessures graves, le survivant a réussi à évacuer l’épave alors qu’elle sombrait,
et ce, en raison de son âge, de sa condition physique, de son expérience du milieu aquatique, de
sa formation FES récente, de sa préparation mentale et de son instinct de survie hors du
commun. Selon toutes probabilités, il s’est extirpé de l’épave à une profondeur comprise entre
20 et 30 pieds et il a été en mesure de retenir sa respiration, en dépit du choc hypothermique,
suffisamment longtemps pour atteindre la surface. Un passager féminin retrouvé sans vie à la
surface de l’eau a également essayé d’évacuer l’appareil après l’impact, malgré ses blessures et
l’effet du choc hypothermique. Certains facteurs de survie, tels que l’âge, la condition physique,
l’instinct de survie et la formation FES qu’elle avait suivie un an auparavant ont joué un rôle
important dans son évacuation. Par contre, elle n’a pas été en mesure de retenir sa respiration
suffisamment longtemps pour atteindre la surface, ou elle est morte noyée peu après l’avoir
atteinte.
La température corporelle du survivant a chuté d’environ 0,09 °C pour chaque minute passée
dans l’eau. Si ce taux de refroidissement s’était prolongé de façon constante, le corps du
survivant aurait atteint la température critique de 24 °C à l’issue d’une autre période de
64 minutes. Ce délai aurait concordé avec la durée de survie maximale dans la combinaison de
survie, qui est d’environ 2,5 heures. Cette durée maximale est bien moins élevée que la durée de
survie prévue de quatre heures, établie en fonction de la modélisation MSEF, réalisée avec un
sujet jeune, portant une combinaison raisonnablement bien ajustée et habitué à être immergé en
eaux froides. Plusieurs facteurs pourraient expliquer la rapidité avec laquelle la température
corporelle du survivant a chuté. Cette baisse de température est probablement due à une
combinaison des effets suivants : trauma, vent, vagues, mauvais ajustement de la combinaison,
exposition du visage et des mains au froid et infiltrations d’eau.
L’impact initial et les blessures graves subies par l’équipage de conduite ont certainement
plongé ce dernier dans un état d’inconscience momentanée. Lorsque l’hélicoptère a commencé à
sombrer dans l’eau glaciale, les deux membres d’équipage ont dû avoir un réflexe d’inspiration
incontrôlé, déclenché par le choc hypothermique. Ils ont alors inhalé de l’eau de mer, ce qui a
certainement causé leur noyade peu de temps après.
La force d’impact élevée, l’immersion soudaine dans l’eau glaciale et le choc hypothermique
sont autant de facteurs importants qui ont compromis la survie des passagers. Certains d’entre
eux ont pu se retrouver dans un état d’inconscience momentané. L’analyse des effets de la force
d’impact laisse penser que certains passagers sont certainement restés conscients pendant un
cours laps de temps après l’impact et pendant la phase d’immersion initiale. Les huit passagers
indemnes assis à côté des hublots ou des issues avaient les meilleures chances de survie, à
condition d’être prêts et préparés, tant mentalement que physiquement, à saisir les occasions
d’évacuation limitées qui s’offraient. S’ils n’ont pas détaché leurs harnais de siège dans un délai
de quelques secondes après le début de l’immersion de l’hélicoptère, les effets du choc
hypothermique ont probablement écourté leur capacité d’apnée à 10 à 15 secondes.
Les sièges ont été écrasés sous l’effet de l’impact. Les mécanismes de la ceinture de sécurité
fonctionnaient. Les effets étourdissants de l’impact, combinés aux blessures, à l’immersion, au
choc hypothermique et aux problèmes de réserve d’air, auraient considérablement compliqué le
repérage et le dégrafage de la boucle de ceinture du harnais de retenue dans le temps imparti.
Cette conclusion est corroborée par le fait que seuls deux passagers ont réussi à détacher leur
ceinture de sécurité.
138 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
En plus des autres facteurs compromettant la survie, les passagers plus sérieusement blessés ont
dû supporter des douleurs variables qui les ont empêchés de se concentrer sur l’évacuation.
Cette désorientation aurait vraisemblablement écourté leur réserve d’air avant celle des
passagers indemnes.
Sur les huit occupants qui ont subi des blessures peu importantes, six se trouvaient à côté d’un
hublot ou de l’issue la plus proche, et la dernière formation FES de ces personnes remontait à
une période comprise entre 1 an et 2,5 ans. Même si des études indiquent que le fait d’avoir
suivi plus récemment des formations plus réalistes offre de meilleures possibilités de survie en
cas d’amerrissage, le bilan de cet accident donne à penser qu’une FES plus récente n’aurait
probablement pas, à elle seule, fait de différence compte tenu de l’impact violent subi par
l’hélicoptère CHI91. Pour pouvoir survivre à un impact de cette force, bon nombre de facteurs
doivent jouer en faveur du ou des survivants potentiels.
2.7.2
Normes de formation FES
L’examen indépendant 140 visant la formation FES au Canada a montré que deux centres de
formation satisfont aux exigences de la norme standard, mais que plusieurs aspects pourraient
être améliorés. Par exemple, la norme actuelle ne fournit pas suffisamment de directives aux
prestataires des services de formation concernant la durée du cours, les compétences requises
des instructeurs, les exigences à satisfaire pour réussir le cours et le degré de réalisme des
programmes mis en place. Même si certains organismes ont proposé des normes réclamant
l’élaboration de formations FES impliquant des équipements et des vêtements représentatifs des
conditions opérationnelles réelles, la norme canadienne en matière de FES n’exige pas que la
formation simule des scénarios d’amerrissage réalistes représentatifs de l’environnement
opérationnel réel (p. ex. immersion en eaux froides, dégagement de hublots en mode manuel,
issues bloquées, sièges écrasés, etc.). Par conséquent, il se peut qu’il y ait des différences
majeures en termes de formation et d’équipements entre les programmes de formation et les
conditions opérationnelles réelles. Les normes actuelles qui régissent la FES au Canada ne
contiennent pas suffisamment d’exigences clairement définies et réalistes concernant la
formation et les équipements. Cette lacune peut créer des différences en termes de qualité de
formation et de probabilité de survie des occupants à la suite d’un amerrissage ou d’un
écrasement en mer.
Au Canada, la FEPS est prévue tous les trois ans. Selon certaines études, ce délai serait trop
long. La fréquence de la formation joue un rôle important, car il a été démontré que l’exposition
répétée à une situation, en utilisant des équipements représentatifs des conditions
opérationnelles, permet de réduire les délais nécessaires pour évacuer l’aéronef. Tout comme le
réalisme, la répétition permet aussi de rendre l’exécution des procédures plus automatique, ce
qui facilite l’évacuation le moment venu. Enfin, une pratique intense des procédures d’urgence
à chaque séance de formation périodique aiderait les participants à mémoriser durablement les
connaissances et compétences requises pendant les périodes intermédiaires. Un intervalle de
trois ans entre des FEPS peut donner lieu à une perte de connaissances considérable. Cette
baisse de niveau pourrait compromettre l’exécution réussie des procédures d’évacuation d’un
hélicoptère immergé.
140
Réalisé par le Comité de formation et de qualification de l’industrie de l’exploitation pétrolière
en mer du Canada atlantique.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 139
ANALYSE
À l’époque de l’accident, la plupart des équipages de Cougar Helicopters avaient suivi le
programme de FES initial de cinq jours. Pourtant, le programme n’était pas obligatoire et
parfois, certains équipages ne suivaient qu’une séance d’EEHI d’une journée tous les trois ans.
De plus, il n’était pas demandé aux équipages d’évacuer à partir d’un des sièges pilote. Outre
les problèmes liés au réalisme et à la périodicité de l’EEHI destiné aux passagers, il importe de
préciser que si les équipages ne sont pas préparés et confiants à l’égard de leurs possibilités de
réussir l’évacuation d’un hélicoptère immergé en position retournée, cela pourrait influencer
leur décision d’amerrir, notamment lorsque la mer est très agitée.
2.7.3
Normes et Règlement de l’aviation canadien actuels traitant des combinaisons pour
passagers d’aéronef
Pour que les travailleurs des plateformes pétrolières en mer disposent d’une seconde
combinaison de survie, certaines combinaisons pour passagers d’aéronef, comme la E-452, ont
été conçues pour satisfaire à la fois aux normes régissant les combinaisons flottantes et aux
normes régissant les combinaisons pour passagers d’hélicoptère. Les exigences de ces normes
en matière de flottabilité et de protection thermique se recoupent énormément. La combinaison
constitue donc un compromis entre deux applications très différentes. L’évacuation type d’une
plateforme pétrolière en mer se déroulerait dans des conditions météorologiques
particulièrement mauvaises et les moyens de sauvetage pourraient être retardés pendant
plusieurs heures. Par contre, l’amerrissage ou l’écrasement d’un hélicoptère aurait lieu dans des
conditions de vol acceptables, ce qui veut dire que les moyens de sauvetage pourraient
intervenir dans des délais plus raisonnables.
De plus, en cas d’amerrissage, les occupants d’un hélicoptère peuvent être appelés à passer par
des petites ouvertures pour évacuer l’hélicoptère. Or, si leur combinaison est trop encombrante
ou si sa flottabilité est telle qu’ils ne parviennent pas à se déplacer dans l’hélicoptère immergé,
l’évacuation peut devenir impossible. Une personne de forte corpulence qui porte la
combinaison pour passagers d’aéronef actuelle et les dispositifs de sécurité qui y sont fixés
(PLB, lampe à éclats, etc.) aura du mal à passer à travers une ouverture comme l’un des hublots
latéraux éjectables du S-92A. La combinaison pour passagers d’aéronef conçue pour répondre à
la norme relative aux combinaisons flottantes possède des caractéristiques de flottabilité et de
flottaison améliorées. Même si elle se révèle parfaitement adaptée en cas d’abandon en mer, la
flottabilité accrue et l’encombrement de cette tenue peuvent compromettre les chances
d’évacuation d’un hélicoptère immergé.
2.7.4
Mise en service des combinaisons pour passagers d’aéronef
Lorsque les combinaisons de survie E-452 ont été adoptées par Cougar Helicopters, la taille des
combinaisons était déterminée au moyen d’estimations visuelles de la taille et du poids de
l’utilisateur et de la facilité avec laquelle ce dernier pouvait enfiler la cagoule et se mouvoir.
Lors de la mise en service des combinaisons pour passagers, en 2007, et lors des ajustements de
taille pré-vol réalisés par la suite à l’héliport, on n’a pas fait vérifier par des spécialistes la taille
des combinaisons des passagers en tenant compte des mensurations de ces derniers ni les
dispositifs d’étanchéité de la cagoule et des poignets. En procédant aux ajustements, on s’est
assuré de la facilité à se mouvoir des passagers sans se préoccuper systématiquement de la taille
et de l’étanchéité des combinaisons.
140 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
Pendant la formation FES, les participants portaient une combinaison de taille identique à celle
qui leur était fournie à l’occasion des vols en mer réguliers. Lorsque la combinaison n’était pas
tout à fait bien ajustée, les participants s’en accommodaient et partaient du principe que la
combinaison leur convenait. De plus, de nombreux passagers évaluaient la taille de leur
combinaison en se basant sur le confort plutôt que sur l’ajustement, ce qui a aggravé le
problème. Une combinaison bien ajustée présente un certain degré d’inconfort; cela explique
pourquoi la plupart des passagers choisissaient une combinaison confortable, mais trop grande
pour eux.
Le fait de se fier à des estimations visuelles de taille et de poids et à l’évaluation de la facilité du
passager à enfiler sa cagoule et à se mouvoir, sans que la taille de la combinaison soit confirmée
au moyen d’évaluations fonctionnelles effectuées par des spécialistes, peut amener les porteurs
à utiliser des combinaisons dont la taille ne correspond pas à leur morphologie 141. L’utilisation
de techniques d’ajustement non conformes peut se traduire par des infiltrations d’eau
excessives dans la combinaison et par une perte rapide de la température corporelle du porteur
en cas d’amerrissage ou d’écrasement en mer.
2.7.5
Combinaisons de survie des équipages de conduite de Cougar Helicopters
À la différence des passagers, les équipages de conduite ne sont pas tenus par la réglementation
de porter une combinaison de survie, et il n’existe que des normes ou règlements minimums
traitant de l’entretien des combinaisons telles que celles que portaient les pilotes le jour de
l’accident. Dans le passé, les règlements de l’aviation exigeaient que les pilotes et les passagers
portent des tenues de protection. Les règlements relatifs aux combinaisons pour passagers
d’aéronef qui ont fait leur apparition dans le Règlement de l’aviation canadien (RAC) ne
contenaient aucune disposition concernant les combinaisons des équipages de conduite. Ce vide
est probablement dû au fait que si l’on appliquait la norme régissant les combinaisons pour
passagers aux équipages de conduite, la combinaison de ces derniers serait trop encombrante et
trop chaude pour pouvoir piloter l’hélicoptère dans de bonnes conditions. À titre de
comparaison, les exigences relatives aux combinaisons de survie énoncées par l’AESA
s’appliquent clairement aux équipages et aux passagers.
Aucun problème lié à la combinaison portée par les membres d’équipage n’a été relevé dans cet
accident. Par contre, l’inspection des combinaisons des équipages faite par l’exploitant peu
après l’accident a montré que bon nombre d’entre elles étaient en mauvais état; les pilotes
auraient donc couru des risques supplémentaires s’ils s’étaient retrouvés dans une situation de
survie en eaux froides. Les règlements ou les normes traitant de l’utilisation et de l’entretien des
combinaisons des équipages de conduite d’hélicoptères opérant à partir de plateformes
pétrolières en mer sont réduits au minimum. Les équipages risquent donc de ne pas être
protégés adéquatement en cas d’amerrissage ou d’écrasement en mer.
Les pilotes du vol CHI91 portaient une combinaison de vol bleu foncé et un gilet de sauvetage
jaune vif. Les normes de l’ONGC exigent que les combinaisons pour passagers d’aéronef soient
de couleur orange ou jaune international (ou d’une couleur ayant une visibilité élevée
équivalente) afin de faciliter le travail de repérage des équipes de sauvetage. Malgré le fait que
les combinaisons des membres d’équipage n’aient joué aucun rôle dans cet accident et que les
141
Avis de sécurité aérienne du BST n° A09A0016-D3-A1 (Sizing of Passenger Transportation Suit
System).
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 141
ANALYSE
pilotes de Cougar Helicopters portaient un gilet de sauvetage jaune vif, il importe de préciser
qu’une combinaison de vol bleu foncé aurait été plus difficile à repérer en pleine mer
comparativement à une combinaison répondant aux exigences de couleur énoncées par
l’ONGC. Le manque de visibilité des combinaisons portées par les équipages d’hélicoptères
opérant en mer réduit les chances de repérage des équipages de sauvetage en cas d’amerrissage
ou d’écrasement en mer. Cette lacune peut considérablement retarder les opérations de
sauvetage en conditions nocturnes et par mauvaise visibilité.
2.7.6
Radiobalises individuelles de repérage
Le Règlement de l’aviation canadien ne comprend aucune exigence relative aux radiobalises
individuelles de repérage (PLB) pour les occupants d’un hélicoptère qui parcourt de longues
distances au-dessus de la mer. À la différence des PLB utilisées par l’équipage de conduite, les
PLB des passagers du vol CHI91 étaient conçues pour une situation « d’homme à la mer » et
elles n’émettaient pas sur la fréquence 406 MHz. Autrement dit, elles n’auraient pas été captées
par le système de satellites COSPAS-SARSAT, censé transmettre des paramètres de localisation
au personnel SAR lors d’un amerrissage ou d’un écrasement en mer. Les PLB qui n’émettent
pas sur la fréquence 406 MHz ne sont pas détectées par le système COSPAS-SARSAT. Cela
signifie que le repérage, dans l’océan, des personnes équipées de cette radiobalise pourrait
prendre plus de temps que prévu.
2.7.7
Dispositif respiratoire submersible de secours
Au cours de cet accident, il est probable que plusieurs occupants soient restés conscients après
l’impact avec l’eau et qu’ils aient fini par manquer d’air et se noyer avant d’avoir pu évacuer
l’hélicoptère qui était en train de sombrer. Même si les combinaisons pour passagers d’aéronef
E-452 n’étaient pas équipées de dispositifs respiratoires submersibles de secours (EUBA), et que
les règlements n’exigeaient pas qu’elles le soient, l’ajout de ce dispositif aurait rallongé le temps
disponible pour évacuer l’hélicoptère immergé grâce à la réserve d’air fournie aux utilisateurs.
Dans le cas d’un choc hypothermique, le réflexe de souffle coupé aurait été atténué si la
personne avait eu un EUBA lui permettant d’inspirer de l’air et non de l’eau, et éventuellement
de dégrafer sa ceinture de sécurité et de sortir de l’hélicoptère. Aucun règlement n’oblige les
occupants d’un hélicoptère à être équipé d’un EUBA lors des vols longue durée au-dessus de
l’océan. Par conséquent, les risques de noyade des occupants en cas d’amerrissage forcé ou
d’écrasement en mer sont élevés.
2.7.8
Casques et visières des pilotes d’hélicoptères
Même s’ils n’ont pas été mortellement blessés durant l’impact, les deux pilotes ont été
sérieusement blessés, notamment lorsqu’ils se sont frappés la tête et le visage contre le tableau
de bord. Dans des conditions similaires où la force d’impact est moindre, environ dans la plage
des 10 g, des pilotes sans casque ni visière peuvent subir de graves blessures et se trouver dans
l’incapacité d’aider qui que ce soit au moment d’évacuer l’hélicoptère. Comme cet accident le
démontre, sans une information continue et fiable sur les avantages du port du casque, les
pilotes d’hélicoptères continueront de piloter sans en porter, augmentant ainsi leur risque de
blessures à la tête et les empêchant de fournir l’aide nécessaire aux membres d’équipage ou aux
passagers. L’absence d’exigence imposant aux pilotes de porter un casque et une visière fait
courir à ces derniers des risques d’incapacité plus élevés, en raison des blessures à la tête que
142 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
peuvent occasionner un amerrissage ou un écrasement. Ce type de blessure compromet la
capacité du pilote à faire évacuer son appareil en toute sécurité et à augmenter les chances de
survie de ses passagers.
2.7.9
Dispositifs de flottaison d’urgence
2.7.9.1
Généralités
La plupart des systèmes de l’hélicoptère, y compris le dispositif de flottaison d’urgence (DFU),
sont devenus inutilisables au moment de l’impact, car le fuselage s’est immédiatement brisé, ce
qui a entraîné de multiples ruptures dans les fils, câbles et canalisations du DFU.
Les faisceaux de câbles électriques reliés aux contacts d’immersion et les dispositifs de gonflage
logés en partie avant ont été endommagés à différents endroits. L’appareil aurait donc été privé
de l’alimentation électrique nécessaire pour activer le circuit d’amorçage et déclencher la charge
des dispositifs de gonflage. Cette hypothèse est corroborée par le fait que les équipes de
récupération ont retrouvé les bouteilles encore pleines. Même si le câblage électrique du DFU
n’avait pas été détérioré, et que les amorces avaient fonctionné, l’état des canalisations aurait
empêché le gonflage des boudins de flottaison.
2.7.9.2
Pertinence des exigences applicables aux dispositifs de flottaison d’urgence des
hélicoptères
L’hélicoptère CHI91 était équipé d’un DFU certifié pour une mer de force 4 selon l’OMM. Étant
donné les fortes probabilités de rencontrer des mers plus agitées (dans un « environnement
hostile » par exemple) au large de Terre-Neuve, tout hélicoptère qui sillonne cette zone doit être
équipé de DFU adaptés à un état de la mer supérieur à la force 4. À défaut, le renversement
immédiat de l’appareil est quasiment inévitable en cas d’amerrissage, ce qui augmente les
risques de perte de vies humaines.
Il se peut que d’autres hélicoptères équipés de DFU standard courent les mêmes risques s’ils
évoluent au-dessus des eaux canadiennes, dans lesquelles l’état de la mer dominant dépasse
une force 4.
2.7.9.3
Activités de recherche et développement futures concernant les dispositifs de flottaison
d’urgence
La survie des passagers qui sont victimes d’un écrasement d’hélicoptère offrant des possibilités
de survie en mer dépend, pour commencer, de leur capacité à sortir rapidement de l’appareil
lorsque celui-ci se retourne et commence à couler. Des accidents antérieurs ont montré que l’état
de choc, la désorientation et les effets étourdissants de l’impact sur les occupants ont souvent
des conséquences préjudiciables sur la suite des événements. Dans le cas d’un écrasement en
mer offrant des possibilités de survie, le DFU de l’hélicoptère constitue l’une des principales
chances de réduire les risques de décès par noyade.
À l’heure actuelle, les DFU sont uniquement tenus de satisfaire aux exigences de certification
concernant un amerrissage contrôlé, bien que des recherches aient montré que les écrasements
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 143
ANALYSE
dans l’eau se produisent presque aussi souvent que les amerrissages contrôlés. Les risques liés à
l’écrasement sont que le DFU soit désactivé par les forces d’impact et que les occupants se
noient avant d’avoir évacué l’hélicoptère qui coule. L’accident du vol CHI91 est un exemple
type qui montre que les occupants ont survécu à l’impact, mais que ceux-ci se sont noyés dans
l’appareil qui coulait rapidement avant d’avoir pu l’évacuer.
Les caractéristiques favorisant la survivance sur terre améliorées dont sont dotés certains
hélicoptères expliquent en partie ce bilan. En effet, les aéronefs certifiés en vertu de la Partie 29
sont conçus dans le respect d’exigences de survivance rigoureuses en cas d’écrasement.
Cependant, ces exigences sont en grande partie axées sur un scénario d’écrasement sur la terre
ferme. Les hélicoptères certifiés en vertu de la Partie 29 ne sont pas soumis à une exigence de
survivance en cas d’écrasement en mer comparable. Même si des études telles que celle du
WIDDCWG réalisée en 2000 aient suggéré de ne pas étendre les exigences « structurales »
jusqu’aux conditions d’amerrissage, elles ont toutefois recommandé de déployer davantage
d’efforts pour améliorer la résistance à l’écrasement du DFU en tenant compte de concepts tels
que celui caractérisé par une capacité de flottaison sur le côté. Étant donné les progrès
technologiques et les activités de recherche et développement en cours, l’avenir devrait être
prometteur et se traduire par la conception de DFU plus robustes. Si les DFU des hélicoptères
de plateformes pétrolières sont uniquement conçus pour résister aux forces liées à un
amerrissage, il demeure toujours possible que ces systèmes se désactivent lors d’impacts offrant
des possibilités de survie, ce qui peut entraîner le décès des occupants par noyade. Même si le
vol CHI91 n’est que le deuxième accident du genre au Canada, les risques sont considérables
étant donné le grand nombre de travailleurs transportés vers les plateformes, pas seulement au
Canada mais aussi à l’étranger.
2.7.9.4
Émetteurs de localisation d’urgence
Comme l’a indiqué la CAA, les hélicoptères ont généralement un centre de gravité élevé en
raison du poids des moteurs et de la boîte de transmission du rotor principal, qui sont situés sur
le toit de la cabine. En conséquence, si le DFU de l’hélicoptère n’est pas adapté, il y a des risques
élevés que l’aéronef se retourne lors d’un scénario d’amerrissage.
Lorsqu’un aéronef s’écrase sur la terre ferme, un émetteur de localisation d’urgence (ELT)
résistant à l’impact émettra normalement à pleine puissance après un délai nominal de
50 secondes. En cas d’amerrissage forcé, les risques que l’antenne fixe de l’ELT soit immergée
avant le délai de 50 secondes sont élevés. En pareil cas, il se peut que le signal de l’ELT soit
sérieusement atténué et que le système de satellites COSPAS-SARSAT ne parvienne pas à le
détecter.
Comme l’a démontré l’accident relaté ici, si l’ELT n’émet pas immédiatement un signal, l’eau
risque d’atténuer le signal exploitable de l’appareil. La réception du signal de l’ELT est alors
compromise et les moyens SAR risquent de ne pas être déployés en temps opportun.
2.8
Systèmes de gestion de la sécurité (SGS)
Un SGS efficace peut aider à détecter et à atténuer des lacunes avant qu’elles contribuent à un
accident, à condition que les processus qu’il sous-tend soient mis en œuvre rigoureusement et
sans compromis. Même si un SGS peut réduire les risques d’accident, grâce à l’application de
144 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANALYSE
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 145
ANALYSE
processus de sécurité proactifs, il n’est pas réaliste de croire qu’il peut prévenir tous les
accidents. L’accident du vol CHI91 en est d’ailleurs la preuve. En effet, Sikorsky et Cougar
Helicopters appliquaient des processus de gestion de la sécurité et des risques.
Cougar Helicopters intégrait des concepts de gestion de la sécurité modernes à ses opérations
depuis plusieurs années, mais son programme n’était toujours pas intégralement appliqué et
tous les éléments proactifs n’étaient pas encore utilisés de manière efficace. Il se peut qu’un
exploitant possédant un SGS bien rodé ait cerné la nécessité d’appliquer des processus
d’identification des dangers et de gestion des risques à tous les stades de la mise en service d’un
nouvel hélicoptère, comme le S-92A, dans ses opérations. Dans notre cas, Cougar Helicopters
pensait que le processus de sécurité du constructeur et de l’organisme de réglementation avait
atténué tous les risques potentiels. Malgré l’engagement de Cougar Helicopters en matière de
SGS, d’autres risques liés à ses opérations n’ont pas été décelés avant cet accident; ces risques
sont notamment liés à l’entretien des combinaisons de vol des équipages de conduite, aux
procédures d’inspection des BTP, à la formation en CRM, aux méthodes de révision des listes
de vérifications et à la formation aux procédures d’urgence dispensée dans le cadre de la
session de formation annuelle et périodique sur simulateur.
Un processus de gestion de la sécurité pleinement opérationnel se devrait de mettre à l’épreuve
et de confirmer rigoureusement toute hypothèse sous-jacente en matière de risque de sécurité.
Sikorsky n’a pas décelé de risques inacceptables concernant l’utilisation de goujons en titane
avec la cuve du filtre de la BTP, et ce principalement en raison de l’expérience d’utilisation
antérieure de ces pièces sur d’autres modèles d’hélicoptères de Sikorsky. Après l’essai de perte
de lubrifiant qui a entraîné une défaillance catastrophique de la BTP, Sikorsky a utilisé le
qualificatif « extrêmement rare » admis en vertu des exigences de l’alinéa 29.927(c)(1). Sikorsky
et la FAA ont conclu que, excepté la défaillance potentielle du refroidisseur d’huile et de ses
canalisations externes, toutes les autres défaillances de BTP conduisant à une perte d’huile
totale étaient extrêmement rares. Ni la FAA ni Sikorsky n’ont explicitement pris en compte une
défaillance de la cuve de filtre à huile de BTP, ou de ses dispositifs de fixation, dans le cadre de
l’alinéa 29.927(c)(1). À la suite de l’incident de l’hélicoptère australien, Sikorsky a identifié et
atténué les risques de grippage des goujons en mettant en œuvre la révision 13 de l’AMM.
Cependant, l’explication du motif de cette révision et les directives figurant dans la révision du
manuel de maintenance se sont révélées inefficaces pour mettre en relief les conséquences
éventuelles d’un défaut de conformité.
146 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
CONCLUSIONS
3.0
Conclusions
3.1
Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs
1.
Le grippage d’un goujon de cuve de filtre de BTP en titane a empêché l’application de
la force de serrage appropriée durant l’installation. Cet état de détérioration a été
accentué par les multiples remplacements de filtres à huile et par la réutilisation des
écrous d’origine.
2.
Des goujons de cuve de filtre à huile en alliage de titane avaient déjà été utilisés sans
incident sur des types d’hélicoptères antérieurs de Sikorsky; cependant, dans le cas
du S-92A, les nombreux changements de filtre à huile imprévus ont entraîné un
grippage excessif.
3.
Le serrage initial insuffisant a fait augmenter la charge cyclique subie par le goujon de
la cuve de filtre de BTP alors que le CHI91 était en marche, ce qui a provoqué une
crique de fatigue sur cette pièce. La crique s’est ensuite propagée à un deuxième
goujon en raison de l’aggravation des contraintes découlant du sectionnement du
premier goujon. Les deux goujons se sont sectionnés en vol, ce qui a entraîné une
perte d’huile subite dans la BTP.
4.
À la suite de l’incident australien, Sikorsky et la Federal Aviation Administration
(FAA) se sont appuyés sur de nouvelles procédures de maintenance afin d’atténuer
les risques de sectionnement des goujons endommagés montés sur la cuve de filtre de
la BTP et n’ont pas exigé leur remplacement immédiat.
5.
Cougar Helicopters n’a pas mis en œuvre efficacement les procédures de
maintenance obligatoires prévues par la révision 13 du manuel de maintenance de
l’aéronef (AMM) et, par conséquent, les goujons endommagés équipant les cuves de
filtre n’ont été ni décelés ni remplacés.
6.
Dix minutes après l’apparition du voyant rouge MGB OIL PRES, la perte de
lubrification a entraîné une défaillance catastrophique du pignon d’entraînement du
rotor de queue, laquelle a provoqué la perte d’entraînement des arbres de
transmission du rotor.
7.
La procédure à suivre en cas de défaillance du circuit de lubrification de la BTP, telle
qu’elle est décrite dans le manuel de vol du giravion (RFM) du S-92A, était équivoque
et n’explicitait pas suffisamment les symptômes liés à une perte importante d’huile de
la BTP ou à une panne de pompe à huile. C’est en partie ce manque de précision qui a
conduit l’équipage à penser, à tort, qu’une pompe à huile ou un capteur défectueux
était à l’origine du problème.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 147
CONCLUSIONS
8.
Les pilotes ont mal diagnostiqué l’urgence, car ils connaissaient mal le circuit de
lubrification de la BTP et ils s’attendaient trop à ce qu’une perte d’huile entraîne une
augmentation de la température de l’huile. Les pilotes se sont donc fiés, à tort, à la
température d’huile de la BTP, qu’ils ont considérée comme étant l’indication
secondaire d’une défaillance de BTP imminente.
9.
Au moment où l’équipage du CHI91 s’est rendu compte qu’une pression d’huile de la
BTP inférieure à 5 livres par pouce carrée (lb/po2) justifiait d’« atterrir
immédiatement », le commandant de bord a écarté la solution de l’amerrissage à
moins de percevoir d’autres indications convaincantes, comme des bruits ou des
vibrations inhabituels.
10.
En voulant s’acquitter des tâches du pilote aux commandes (PF) et de plusieurs des
tâches du pilote qui n’est pas aux commandes (PNF), le commandant de bord s’est
imposé une charge de travail excessive qui a retardé l’exécution de la liste de
vérifications et qui l’a empêché de prendre en compte les indices critiques dont il
disposait.
11.
Les pilotes avaient appris, lors de la formation initiale et périodique sur simulateur de
S-92A, qu’une défaillance de boîte de transmission serait progressive et
systématiquement précédée de bruits et de vibrations, ce qui a sans doute contribué à
la décision du commandant de bord de poursuivre le vol en direction de CYYT.
12.
Au lieu de poursuivre la descente et d’amerrir conformément aux consignes du RFM,
les pilotes ont mis l’hélicoptère en palier à 800 pieds au-dessus du niveau de la mer
(asl), en utilisant un réglage de puissance et une vitesse supérieurs à ce qui était exigé.
Ce choix a probablement accéléré la perte d’entraînement du rotor de queue et
considérablement réduit les possibilités de faire un amerrissage contrôlé réussi.
13.
La détermination du commandant de bord à vouloir atteindre la côte et le manque
d’assurance du copilote ont exclu la question du profil de vol du processus de prise
de décision du commandant de bord. L’absence de formation en gestion des
ressources de l’équipage (CRM) moderne et actualisée a sans doute contribué aux
problèmes de communication et de prise de décision, ainsi qu’au choix d’un profil de
vol dangereux.
14.
En réponse à la perte de poussée du rotor de queue, les gaz ont été coupés avant
l’abaissement du collectif, ce qui a entraîné une chute considérable du régime du
rotor principal.
15.
Les pilotes ont eu du mal à maîtriser l’hélicoptère à la suite de l’arrêt des moteurs, ce
qui a placé l’hélicoptère dans une descente en autorotation vent arrière avec un
régime rotor et une vitesse bien inférieurs aux limites mentionnées dans le RFM.
Cette configuration a fait augmenter le taux de descente de manière excessive et a
empêché toute possibilité de redresser l’appareil avant l’impact.
148 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
CONCLUSIONS
16.
La violence de l’impact a certainement plongé certains passagers dans un état
d’inconscience. Les autres occupants sont probablement restés conscients pendant
une courte période, mais ils ont été dans l’incapacité de réagir en raison de l’impact et
du choc hypothermique. Ils ont fini par manquer d’air et se sont noyés avant d’avoir
pu évacuer l’hélicoptère qui était en train de sombrer rapidement.
3.2
Faits établis quant aux risques
1.
Les normes de certification des giravions de la catégorie A n’exigent pas une capacité
de fonctionnement continu sécuritaire de 30 minutes après une panne qui provoque
une perte de lubrifiant de BTP, si cette panne est considérée comme extrêmement
rare, ce qui met en danger les passagers et l’équipage.
2.
Dans le cas des opérations en haute mer, y compris des opérations qui ont lieu sur la
côte est du Canada, une capacité de fonctionnement à sec de 30 minutes concernant la
BTP ne suffit pas pour atteindre une zone d’atterrissage sûre, ce qui fait courir des
risques d’amerrissage forcé.
3.
Une connaissance inappropriée des systèmes augmente le risque que les pilotes
s’appuient sur des connaissances acquises antérieurement en conditions anormales et
d’urgence. Ce raisonnement peut donner lieu à des erreurs d’interprétation
involontaires concernant les symptômes liés au mauvais fonctionnement d’un
système.
4.
La décision de ne pas qualifier des interventions immédiates en tant que vérifications
de mémoire dans la procédure à suivre en cas de mauvais fonctionnement peut
retarder l’exécution de mesures vitales pour la poursuite sécuritaire du vol.
5.
La décision de ne pas automatiser l’activation des systèmes d’urgence, tel que le
circuit de dérivation d’huile de la BTP du S-92A, augmente les risques d’oubli ou
d’application tardive des mesures critiques.
6.
Le manque de normes établies concernant les définitions des directives d’atterrissage
employées dans les procédures anormales et d’urgence risque de donner lieu à une
interprétation fautive des définitions.
7.
Le manque de directives et de recommandations précises dans le RFM concernant la
vitesse et le réglage de couple optimum pourrait inciter le pilote à choisir un profil de
vol qui précipite la défaillance catastrophique d’une boîte de transmission ayant
perdu toute pression d’huile.
8.
Le regroupement de procédures anormales et d’urgence en une seule procédure,
d’abord axée sur la condition anormale, augmente les risques d’oubli ou
d’application tardive des mesures urgentes critiques.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 149
CONCLUSIONS
9.
Si les constructeurs n’indiquent pas clairement les performances des aéronefs en
situation critique dans les manuels de vol (capacité de fonctionnement à sec par
exemple), le risque est plus grand que certains pilotes prennent des décisions basées
sur des informations incomplètes ou inexactes dans les situations anormales et
d’urgence.
10.
L’omission d’un message d’avertissement ou d’alarme dans une liste de référence
rapide pourrait retarder le repérage de la mesure anormale ou d’urgence
correspondante dans la liste de vérifications.
11.
L’utilisation de publications non actualisées (RFM, procédures d’utilisation
normalisées [SOP] et listes de vérifications) accentue les risques d’oubli ou
d’application tardive d’étapes critiques d’une procédure approuvée.
12.
D’après les règlements en vigueur, les exploitants relevant des sous-parties 703 et 704
du Règlement de l’aviation canadien (RAC) ne sont pas tenus de dispenser des cours de
CRM. Il y a donc de fortes chances pour que les équipages qui travaillent en vertu des
RAC 703 et 704 présentent des lacunes en matière de CRM.
13.
La règlementation et les normes actuelles relatives à la CRM et applicables aux
exploitants visés par le RAC 705 n’ont pas été actualisées de manière à tenir compte
de la dernière génération de formation en CRM et des exigences en matière
d’accréditation des instructeurs de CRM. En conséquence, les équipages de conduite
formés selon ces normes risquent de ne pas connaître les dernières techniques de
gestion des menaces et des erreurs.
14.
Les normes canadiennes actuelles sur la formation élémentaire sur la survie (FES)
n’articulent pas d’exigences claires et réalistes en matière de normes de formation et
de matériel. Cela pourrait affecter la qualité de la formation et nuire à la survivance
des occupants.
15.
Un intervalle de 3 ans entre des formations élémentaires périodiques sur la survie
(FEPS) peut induire une perte de connaissances considérable. Cette baisse de niveau
pourrait compromettre l’exécution réussie des procédures d’évacuation d’un
hélicoptère immergé.
16.
Les combinaisons pour passagers d’aéronef conçues pour répondre à la norme
relative aux combinaisons flottantes possèdent des caractéristiques de flottabilité et
de flottaison améliorées. Même si elles se révèlent parfaitement adaptées en cas
d’abandon en mer, la flottabilité accrue et l’encombrement de ces tenues peuvent
compromettre les possibilités d’évacuation d’un hélicoptère immergé.
17.
Les règlements et les normes sur l’utilisation et l’entretien des combinaisons des
équipages d’hélicoptères opérant en mer sont réduits au minimum. Cette lacune
accentue les risques courus par les équipages de conduite en cas d’amerrissage ou
d’écrasement en mer.
150 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
CONCLUSIONS
18.
Le manque de visibilité des combinaisons portées par les équipages d’hélicoptères
opérant en mer réduit les chances de repérage des équipages de recherche et de
sauvetage (SAR) en cas d’amerrissage ou d’écrasement en mer. Cette lacune peut
considérablement retarder les opérations de sauvetage en conditions nocturnes et par
mauvaise visibilité.
19.
L’absence de règlement ou de norme concernant l’utilisation de radiobalises
individuelles de repérage (PLB) pour les occupants d’hélicoptères peut entraîner le
recours aux mauvaises radiobalises dans le transport par hélicoptères, ce qui pourrait
engendrer des retards lors du repérage d’une personne à la mer.
20.
L’utilisation de techniques d’ajustement non conformes des combinaisons pour
passagers d’aéronef peut se traduire par des infiltrations d’eau excessives dans la
combinaison et par une perte rapide de la température corporelle du porteur en cas
d’amerrissage ou d’écrasement en mer.
21.
Aucun règlement n’oblige les occupants d’un hélicoptère à être équipé d’un dispositif
respiratoire submersible de secours (EUBA) lors des vols longue durée au-dessus de
l’océan. Par conséquent, les risques de noyade des occupants en cas d’amerrissage
forcé ou d’écrasement en mer sont élevés.
22.
L’absence de règlement obligeant les pilotes à porter un casque et une visière fait
courir à ces derniers des risques d’incapacité plus élevés, en raison des blessures à la
tête que peuvent occasionner un amerrissage ou un écrasement. Ce type de blessure
compromet la capacité du pilote à faire évacuer son appareil en toute sécurité et à
augmenter les chances de survie de ses passagers.
23.
L’amerrissage dans des conditions météorologiques défavorables et dans une mer
dont la force dépasse les capacités de résistance du dispositif de flottaison d’urgence
(DFU) met en danger les passagers et l’équipage.
24.
Si les DFU des hélicoptères de plateformes pétrolières sont uniquement conçus pour
résister aux forces liées à un amerrissage, il demeure un risque que ces systèmes
soient désactivés en cas d’impact offrant des possibilités de survie, ce qui peut
entraîner le décès des occupants par noyade.
25.
Si l’émetteur de localisation d’urgence (ELT) n’émet pas immédiatement un signal,
l’eau risque d’atténuer le signal exploitable de l’appareil immergé. La réception du
signal de l’ELT est alors compromise et les moyens de sauvetage risquent de ne pas
être déployés en temps opportun.
26.
Le fait d’utiliser des interrupteurs détecteurs d’écrasement pour couper un
enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR) ou une combinaison
CVR/enregistreur de données de vol (FDR) entraînera encore probablement des
pertes de données CVR ou CVR/FDR potentiellement précieuses, privant ainsi les
enquêteurs de paramètres importants pour leur travail.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 151
CONCLUSIONS
3.3
Autres faits établis
1.
Le survivant a certainement survécu à l’accident en raison de son âge, de sa condition
physique, de sa préparation mentale, de son entraînement à l’évacuation d’un
hélicoptère immergé (EEHI) récent, de son expérience en matière d’adaptation en
eaux froides et de son instinct de survie hors du commun.
2.
Il n’a pas été possible d’établir la raison pour laquelle la température corporelle du
survivant a chuté de 7,2 °C si rapidement dans l’intervalle de temps où il est resté
dans une eau ayant une température d’environ 0,2 °C.
3.
Les deux organismes canadiens offrant une formation FES ont satisfait ou dépassé les
normes de formation FES en vigueur.
4.
La combinaison pour passagers d’aéronef E-452 répond aux normes de l’Office des
normes générales du Canada (ONGC) et elle a été considérée comme adaptée aux
risques liés aux conditions opérationnelles prévalant à l’époque de l’accident.
152 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
4.0
Mesures de sécurité
4.1
Mesures prises
4.1.1
Mesures prises par le Bureau de la sécurité des transports du Canada
4.1.1.1
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D2-A1
Le 30 octobre 2009, le BST a envoyé l’avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D2-A1 (Utilisation
peu fréquente d’un casque par les pilotes d’hélicoptère) à Transports Canada et à la Helicopter
Association of Canada. L’avis sur la sécurité suggérait à ces organismes d’envisager la création
d’un programme de promotion conçu pour augmenter considérablement le nombre de pilotes
d’hélicoptères qui portent le casque.
Lorsque l’avis sur la sécurité A09A0016-D2-A1 a été émis, Transports Canada en a repris
l’intégralité dans sa publication Sécurité aérienne - Nouvelles (ASL 2/2010). Dans un article
connexe, intitulé Casque protecteur pour l’équipage d’hélicoptère : une tête dure, TC a été plus loin
dans le raisonnement en déclarant « Le casque est une innovation éprouvée, bien que négligée,
qui augmente considérablement les chances de survie et la qualité de vie des survivants, et TC
appuie son utilisation sans équivoque. »
4.1.1.2 Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D3-A1 (A2-A3)
Le 7 décembre 2009, le BST a envoyé l’avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D3-A1 (Sélection
des tailles des combinaisons pour passagers d’aéronef) à Transports Canada, l’avis A09A0016-D3-A2
à la Federal Aviation Administration et l’avis A09A0016-D3-A3 à l’Agence européenne de la
sécurité aérienne (AESA). Les avis sur la sécurité suggéraient aux destinataires de sensibiliser
les exploitants d’aéronefs évoluant en haute mer à l’importance de vérifier l’ajustement des
combinaisons pour passagers d’aéronef.
TC a assuré que les exploitants canadiens organisant des vols au-dessus de plans d’eau et
utilisant des combinaisons pour passagers d’hélicoptères, ou des combinaisons de survie, ont
reçu une copie de l’avis sur la sécurité aérienne du BST. TC a également informé les associations
aéronautiques nationales, telles que la Helicopter Association of Canada, la Northern Air
Transport Association, l’Association du transport aérien du Canada et l’Association québécoise
du transport aérien, de l’avis sur la sécurité du BST.
En date du 23 mars 2010, le responsable du service Produits de la direction de la certification
(Product Department of the Certification Directorate) de l’AESA a envoyé une réponse précisant
que les fabricants de combinaisons de survie européens jugeaient l’ajustement des
combinaisons de survie primordial, tant en termes de capacité à se mouvoir que d’étanchéité,
pour dépasser les exigences de conformité de navigabilité de l’ETSO (ancien CAA du RoyaumeUni, Specification no 19). Le responsable a ajouté que les titulaires européens d’ETSOA portant
sur les combinaisons de survie avaient été mis au courant de l’avis sur la sécurité
A09A0016-D3-A3 afin qu’ils tiennent compte du problème lié aux tailles des combinaisons dans
leur concepts actuels et futurs, ainsi qu’en ce qui concerne l’utilisation des combinaisons.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 153
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.1.3
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D1-A1
Le 4 janvier 2010, le BST a envoyé l’avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D1-A1 (Sikorsky
S-92A Main Gear Box Oil Bypass Switch – Manual Activation) à Sikorsky Aircraft Corporation.
L’avis sur la sécurité suggérait à Sikorsky Aircraft Corporation d’envisager, en coordination
avec la Federal Aviation Administration, l’intégration d’un système automatique pour actionner
l’interrupteur de dérivation d’huile de la boîte de transmission principale (BTP) dans le cadre
de la conception de l’hélicoptère S-92A de Sikorsky.
4.1.1.4
Avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D4-A1
Le 31 mars 2010, le BST a envoyé l’avis sur la sécurité aérienne A09A0016-D4-A1 (Pertinence des
exigences applicables aux dispositifs de flottaison d’urgence des hélicoptères) à Transports Canada.
L’avis sur la sécurité suggérait à Transports Canada de consulter les exploitants d’hélicoptères
pour s’assurer que leurs aéronefs soient équipés d’un dispositif de flottaison d’urgence adapté à
l’état de la mer prédominant durant leurs opérations.
Après avoir reçu l’avis sur la sécurité aérienne du BST, le service de certification des aéronefs de
Transports Canada en a étudié le contenu en détail, puis a demandé à tous les surintendants
régionaux, hélicoptères, d’en envoyer une copie aux exploitants d’hélicoptères susceptibles de
prendre part à des opérations en haute mer. La lettre de Transports Canada avait pour but de
rappeler aux transporteurs travaillant en haute mer qu’ils devraient évaluer leurs secteurs
d’opérations afin de veiller à ce que leurs hélicoptères soient munis du matériel de flottaison
d’urgence adéquat pour les états de mer courants.
4.1.2
Mesures prises par la Federal Aviation Administration
4.1.2.1
Bulletin spécial d’information de la navigabilité aérienne SW-09-19
Le 19 mars 2009, la Federal Aviation Administration (FAA) a émis le bulletin spécial
d’information de la navigabilité aérienne SW-09-19 rappelant aux exploitants de se conformer
au RFM du S-92A approuvé et non aux procédures figurant dans l’avis sur la sécurité de
Sikorsky SSA-S92-08-006 émis le 26 septembre 2008, qui suggérait des modifications à venir
concernant le RFM de la FAA en ce qui a trait aux procédures d’urgence applicables à la BTP.
4.1.2.2
Consigne de navigabilité urgente 2009-07-53
Le 23 mars 2009, la FAA a émis la consigne de navigabilité urgente AD 2009-07-53 visant les
hélicoptères S-92A de Sikorsky. Cette consigne exigeait, avant la poursuite des vols, la dépose
de tous les goujons en titane utilisés pour fixer la cuve du filtre de la BTP et leur remplacement
par des goujons en acier. Cette AD a été remplacée par la AD 2009-13-01, datée du 16 juin 2009,
laquelle exige les mêmes mesures que la AD en vigueur ainsi que des modifications visant le
manuel de vol de l’hélicoptère (RFM).
154 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.2.3
Révisions du RFM du S-92A
Le 13 mai 2009, la FAA a approuvé les révisions du RFM traitant des procédures normales et
d’urgence applicables par l’équipage en cas de mauvais fonctionnement de la BTP. Le
16 juin 2009, la FAA a émis la AD 2009-13-01 afin d’entériner l’entrée en vigueur des révisions
du RFM à compter du 1er juillet 2009. Le préambule de la AD était le suivant :
[Traduction]
Ce modificatif est justifié par un accident, par les modifications récemment
apportées au RFM par les constructeurs – lesquelles modifications n’étaient
pas disponibles au moment de publier la AD actuelle -, et par le constat
selon lequel certaines procédures normales et d’urgence propres à la BTP
décrites dans le RFM manquent de clarté, peuvent prêter à confusion et
induire en erreur les équipages lorsqu’un problème de fonctionnement
touche la BTP, notamment en ce qui concerne l’urgence de se poser
immédiatement après un message de perte de pression d’huile BTP et de
pression d’huile inférieure à 5 lb/po2.
Le RFM révisé comprenait des indications pour les pilotes sur le fait qu’une perte d’huile totale
de la BTP peut entraîner une défaillance de la BTP en moins de 10 minutes.
4.1.2.4
Consigne de navigabilité AD 2009-25-10
Le 25 novembre 2009, la FAA a émis la AD 2009-25-10 afin d’ordonner l’inspection des filtres du
système de lubrification des BTP des hélicoptères S-92A portant les numéros de série 920006 à
920109, et ce, dans un délai de sept jours. Le préambule de cette consigne explique que la
modification découlait de trois rapports faisant état de filtres à huile ou de joints endommagés.
Les dommages auraient été causés par l’utilisation d’un joint surdimensionné, situation qui était
peut-être survenue en raison d’une erreur de numéro de pièce dans le manuel d’entretien. Si
l’on relevait des dommages à l’un des deux filtres, tous deux devaient être remplacés, ainsi que
les joints et les goujons, avant le prochain vol. La cuve du filtre à huile devait également être
remplacée dans les 30 jours suivant le remplacement d’un filtre endommagé, et jusqu’à ce
qu’elle le soit, elle devait être inspectée quotidiennement pour toute fuite. L’inspection des
filtres à huile primaire et secondaire visait à déceler tout dommage éventuel pour prévenir une
perte d’huile totale de la BTP, la défaillance de la BTP et la perte de maîtrise d’hélicoptère qui
s’ensuivrait.
4.1.2.5
Consigne de navigabilité AD 2010-10-03
Le 27 avril 2010, la FAA a émis la consigne AD 2010-10-03 qui exigeait le remplacement de la
cuve du filtre à huile de la BTP par une nouvelle cuve de la BTP à deux pièces, ainsi que le
remplacement des goujons de fixation. La consigne précisait que ces mesures avaient pour but
d’éviter une défaillance de l’assemblage de la cuve du filtre de la BTP en raison d’un bris des
goujons de fixation ou de la cuve du filtre qui entraînerait la perte d’huile de la BTP, une
défaillance de la BTP et une perte subséquente de la maîtrise de l’hélicoptère.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 155
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.3
Mesures prises par l’Agence de sécurité aérienne européenne
Le 17 mars 2009, l’AESA a émis l’avis sur la sécurité (SIB) 2009-05 afin d’informer les exploitants
de S-92A qu’elle prenait en compte le CCS-92A-AOL-09-0008 et non le SSA-S-92A-08-006, qui
renvoyait à des modifications du RFM que la Federal Aviation Administration n’avait pas
encore approuvées. Comme l’AESA pensait que certains exploitants pourraient considérer le
SSA comme étant obligatoire et non comme un simple préavis de projet de modification, elle a
demandé à ses exploitants de continuer d’appliquer les procédures décrites dans le RFM
approuvé.
Le 8 octobre 2009, l’AESA a émis la AD 2009-0217-E – Main Rotor Drive – Main Gearbox (MGB)
Lubrication System Filter Components – One-Time Inspection. Cette AD urgente exigeait une
inspection unique des éléments filtrants principaux et secondaires dans le but de déceler tout
dommage éventuel et, dans le cas où un filtre aurait présenté des dommages, le remplacement
des goujons de la cuve de filtre et des éléments filtrants touchés. Cette AD a été annulée le
21 décembre 2009 lorsque l’AESA a adopté la AD 2009-25-10 de la FAA.
Le 26 janvier 2010, l’AESA a amis la AD 2010-0015 - Main Rotor Drive – Main Gearbox (MGB)
Filter Bowl Assembly – Replacement. Cette AD demandait l’exécution des mesures suivantes, sous
réserve qu’elles n’aient pas déjà été prises :
[Traduction]
(1) Au cours des 100 prochaines heures de vol ou des 60 prochains jours, selon la
première échéance après la date d’entrée en vigueur de la présente AD,
remplacer la cuve de filtre du système de lubrification de BTP portant le
numéro de pièce 92351-15802-101 par une cuve portant le numéro de pièce
92351-15802-106, conformément aux consignes du Bulletin de service d’alerte
(ASB) 92-63-022A de Sikorsky.
(2) La modification d’un hélicoptère, avant la date d’entrée en vigueur de la
présente AD, conformément au ASB 92-63-022 de Sikorsky daté du
10 décembre 2009, revient à se conformer aux exigences du paragraphe (1) de
cette AD.
(3) Après la date d’entrée en vigueur de la présente AD, ne plus installer de cuve
de filtre de système de lubrification de BTP portant le numéro de pièce
92351-15802-101 sur quelque hélicoptère que ce soit.
La AD 2010-0015 a été annulée le 21 mai 2010 lorsque l’AESA a adopté la AD 2010-10-03 de la
FAA.
4.1.4
Mesures prises par Cougar Helicopters Inc.
4.1.4.1
Amélioration du SGS
En juin 2009, Cougar Helicopters a mis en place un SGS plus complet et plus fiable dans le but
de réunir toutes les pratiques de sécurité appliquées dans ses différents services. La sécurité
aérienne, la sécurité au travail et l’assurance de la qualité de la maintenance ont été regroupées
en un seul programme intitulé Système de gestion de la sécurité intégré (SGSI). Ce programme
156 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
permet d’adopter une approche documentée et exhaustive applicable à toutes les opérations de
la société et il contribue ainsi à améliorer les communications internes et à optimiser les mesures
de sécurité.
4.1.4.2
Utilisation du casque par les pilotes
Cougar Helicopters Inc. a mis en œuvre un programme de partage des frais facultatif visant à
augmenter l’utilisation du casque. La direction a accepté de payer une partie des frais à tout
pilote voulant se procurer un casque de marque et modèle réglementés. Le modèle retenu doit
comprendre une visière de protection. L’exploitant a indiqué qu’environ 64 % de ses pilotes ont
participé au programme.
4.1.4.3
Système d’enregistrement des équipements de survie
Cougar Helicopters a mis en place un système d’enregistrement des équipements de survie
(SEES) qui permet de connaître les opérations de maintenance planifiées et effectuées
concernant les gilets de sauvetage, les combinaisons, les casques et les radiobalises portatives
des pilotes et des équipes de recherche et de sauvetage (SAR).
4.1.4.4
Tenue des équipages
Cougar Helicopters a uniformisé la tenue des équipages de conduite. À présent, tous les pilotes
portent soit une combinaison en Nomex spécifiée, soit une combinaison de survie spécifiée,
selon les opérations auxquelles ils prennent part.
4.1.4.5
Nouveau gilet de sauvetage des équipages
Cougar Helicopters a mis en service un nouveau gilet de sauvetage. Le gilet pour équipages
d’hélicoptères HV-35C comporte une bordure réfléchissante, un couteau, un miroir à signaux,
un sifflet et un emplacement destiné à l’appareil EUBA.
4.1.4.6
Listes de vérifications normales et d’urgence modifiées du S-92A
Cougar Helicopters a révisé et modifié les listes de vérifications normales et d’urgence en
consultation avec Transports Canada.
4.1.4.7
Profil de descente adopté en cas de perte de pression d’huile de la BTP
Cougar Helicopters a élaboré, en consultation avec Transports Canada, un profil de descente à
adopter en cas de perte de pression d’huile de la BTP, lequel a été testé et validé dans un
simulateur.
4.1.4.8
Emplacement des masques de plongée pour passagers
Cougar Helicopters a retiré les masques de plongée utilisés par les passagers en cas
d’amerrissage de dessous les sièges passagers afin de les réinstaller à un endroit plus facile
d’accès.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 157
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.4.9
Délai de déploiement des équipes de sauvetage
Pour faire suite à une recommandation provisoire du Offshore Helicopter Safety Inquiry,
Cougar Helicopters Inc. a réduit les délais d’intervention des équipes de recherche et de
sauvetage (SAR) exigés par les exploitants de plateformes en mer en ajoutant du personnel et
un hélicoptère spécialisés dans cette mission. Des pilotes et des équipes de sauvetage sont
spécialisés dans la prestation de ce service.
4.1.4.10 Carte de tâche relative aux vidanges d’huile de la BTP du S-92A
Cougar Helicopters Inc. a révisé les exigences de travail de la carte de tâche relative aux
vidanges d’huile de la BTP du S-92A afin d’inclure les étapes suivantes : consigner le couple de
desserrage des écrous démontés; inspecter les goujons de montage IAW S-92AA conformément
à l’AMM 63-24-02-001 et mesurer et consigner le couple de serrage des écrous installés.
4.1.4. 11 Programme de formation et instructeur en CRM de Cougar Helicopters
Dans le cadre des efforts soutenus que la compagnie déploie pour mettre au point un
programme de formation en gestion des ressources d’équipage (CRM) interne efficace, Cougar
Helicopters a embauché un pilote qualifié chargé d’élaborer et de superviser un programme de
formation en CRM spécialisé répondant aux besoins spécifiques des plateformes pétrolières en
mer. Le pilote en question a suivi un cours d’instructeurs en CRM qui satisfait aux conditions
de formation élémentaire préalables imposées aux personnes désireuses d’être accréditées par la
CAA du Royaume-Uni en tant qu’instructeurs en CRM. Un programme complet a été proposé
et accepté par Cougar Helicopters.
4.1.4.12 Exigences établies en matière de formation en CRM
Cougar Helicopters a officiellement établi des exigences relatives à la formation en CRM initiale
et périodique dans le manuel d’exploitation de la compagnie (MEC). Le chapitre 8 du MEC a été
mis à jour. Il prévoit que toute personne nouvellement embauchée doit suivre une formation en
CRM de 6 heures. Le MEC a également été mis à jour pour inclure une disposition obligeant
tous les pilotes de Cougar Helicopters à suivre 2 heures de formation en CRM périodique tous
les 2 ans.
4.1.4.13 Dispositif de flottaison d’urgence à cinq boudins
Pendant l’été de 2010, Cougar Helicopters a installé des dispositifs de flottaison d’urgence
(DFU) à cinq boudins sur trois de ses hélicoptères S-92A basés à St. John’s. Un quatrième
dispositif doit être livré en janvier 2011, qui sera installé sur un autre S-92A basé à St. John’s à la
première occasion. Par conséquent, 75 % de la flotte de S-92A de Cougar Helicopters basée à
St. John’s est désormais équipée de DFU à cinq boudins.
158 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.5
Mesures prises par Sikorsky Aircraft Corporation
4.1.5.1
Sikorsky CCS-92A-AOL-09-0008
Le 14 mars 2009, Sikorsky a publié le CCS-92A-AOL-09-0008, lequel fournit quelques
renseignements préliminaires sur l’accident et précise que la conformité aux publications, y
compris au manuel de maintenance, au manuel d’exploitation, aux bulletins de service d’alerte
et aux avis de sécurité de Sikorsky, est primordiale.
4.1.5.2
Bulletin de service d’alerte n° 92-63-014A
Le 20 mars 2009, Sikorsky a publié la révision A du bulletin de service d’alerte n° 92-63-014A,
qui décrit les procédures à suivre pour déposer des goujons en titane et les remplacer par des
goujons en acier.
4.1.5.3
Nouvelles cuves de filtre de BTP à deux pièces du S-92A
Sikorsky a conçu, homologué et mis en service une nouvelle cuve de filtre à deux pièces dotée
de six écrous et boulons de fixation remplaçables. La publication de la AD 2010-10-03 de la FAA
a rendu obligatoire l’installation de cette nouvelle cuve.
4.1.6
Mesures prises par la Marine Institute
La formation sur l’utilisation des dispositifs respiratoires submersibles de secours (EUBA) a été
intégrée à tous les programmes de formation spécialisés visant les exploitants d’hélicoptères
extracôtiers, ce à compter du 11 mai 2009. De plus, des travaux techniques destinés à permettre
l’installation d’un simulateur de nouvelle génération doté de harnais à quatre points ont été
réalisés.
4.1.7
Mesures prises par Survival Systems Training Limited
La formation sur les EUBA d’hélicoptères a été intégrée aux cours de FES. Des compétences en
matière d’évacuation en condition d’immersion propres à l’hélicoptère S-92A ont été définies et
éprouvées et elles ont donné lieu à de nouveaux protocoles de formation. Tous les travailleurs
doivent désormais être capables d’évacuer l’hélicoptère à partir d’une position de siège
complètement enfoncé.
4.1.8
Mesures prises par Helly Hansen
4.1.8.1
Politique relative à la sélection des combinaisons pour passagers d’aéronef
À partir du 18 mai 2009, Helly Hansen a aidé le personnel de Cougar Helicopters à vérifier la
taille des combinaisons de tous les travailleurs des plateformes pétrolières. Les combinaisons
ont été vérifiées au moyen d’une évaluation fonctionnelle, qui a consisté, notamment, à vérifier
l’étanchéité des poignets et de la cagoule et la capacité du porteur à se mouvoir. Lorsque
l’étanchéité ou la capacité à se mouvoir ne répondaient pas aux attentes, des mensurations
complètes du porteur ont été prises. Les contrôles d’ajustement ont montré que sur
1600 combinaisons, 250 n’étaient pas ajustées correctement.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 159
MESURES DE SÉCURITÉ
Ces problèmes ont été résolus, dans de nombreux cas, en remplaçant la combinaison existante
par une combinaison de plus petite taille ou en apportant des modifications ciblées, consistant
par exemple en l’ajout d’une cagoule de plus petite dimension. On s’attendait à ce que moins de
1 % des ouvriers ait besoin d’une combinaison intégralement faite sur mesure.
4.1.8.2
Formation du personnel de Cougar Helicopters sur l’utilisation des combinaisons
Pendant la phase de vérification des combinaisons, Helly Hansen a secondé le personnel de
Cougar Helicopters afin de s’assurer que ce dernier serait en mesure de sélectionner les tailles
de combinaisons appropriées le moment venu. Helly Hansen a ensuite confié au personnel de
Cougar Helicopters la tâche de redéfinir la taille appropriée des combinaisons.
4.1.8.3
Nouvelles combinaisons pour passagers d’aéronef
Helly Hansen a présenté une combinaison E-452 modifiée, désignée HTS-1, permettant de
remédier aux problèmes de taille relevés lors du processus de vérification des combinaisons. La
combinaison HTS-1 est munie d’un système de suspension interne réglable permettant de régler
la longueur de la combinaison pour optimiser son ajustement. La cagoule a été redessinée et elle
comporte un système d’ajustement qui améliore son étanchéité. La combinaison HTS-1 est
munie de bandes de poignet améliorées ajustables et elle est permet de changer les bandes de
poignet, les bottes et les cagoules afin d’adapter la combinaison à chaque utilisateur. Comme les
fuites d’eau ont été réduites, l’isolation de la région du torse a été retirée afin de réduire
l’encombrement et le stress thermique.
4.1.9
Mesures prises par les exploitants des plateformes pétrolières de la côte est
Le 18 mai 2009, les exploitants des plateformes pétrolières de la côte est ont commencé à fournir
des dispositifs respiratoires submersibles de secours (EUBA) de type Survival Egress Air LV2
(SEA LV2) à tous les passagers à la suite de séances de sensibilisation incluant des exposés et
des démonstrations, des consignes d’embarquement à l’héliport et une formation obligatoire en
milieu aquatique. Le SEA LV2 est un dispositif à air comprimé dont la bouteille est fixée sur la
partie supérieure de la combinaison. L’EUBA offre au porteur l’équivalent de 21 inspirations,
cette capacité étant basée sur un volume respiratoire moyen de 1,5 litre à un rythme de
10,5 inspirations par minute, ce qui équivaut à une réserve d’air d’environ 2 minutes.
160 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.10
Mesures prises par l’Office des normes générales du Canada
Avant que l’ONGC ne tienne sa réunion de novembre 2009 consacrée aux combinaisons de
survie, les membres du comité ont soumis des points de discussion au groupe de travail de
l’ONGC. Les points de discussion suggéraient les améliorations suivantes :
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Actualiser les protocoles d’essai des combinaisons pour passagers d’aéronef, les
critères de survie et les formules de calcul, et faire en sorte que la norme tienne
compte des derniers résultats concernant les essais d’étanchéité et la protection
thermique au vent et en présence de vagues;
Déterminer si une seule combinaison doit répondre aux deux normes :
(1) combinaisons pour passagers d’aéronef (CAN/CGSB-65.17-99) et
(2) combinaisons flottantes (CAN/CGSB-65.16-2005);
Continuer d’appuyer le fait que la sécurité passe avant le confort de l’utilisateur;
Modifier les directives relatives à la taille des combinaisons afin d’ajouter d’autres
critères de dimension, en plus de la taille et du poids du porteur;
Tester les combinaisons lorsqu’elles ont été ajustées sur le porteur;
Vérifier l’incidence que pourrait avoir l’encombrement des combinaisons;
Ajouter des radiobalises individuelles de repérage (PLB) et des EUBA sur les
combinaisons;
Inclure des normes de conception concernant les PLB et les EUBA;
Envisager de réduire la flottabilité maximale disponible au moment de
l’évacuation afin de rendre l’évacuation plus facile et revoir les procédures d’essai
associées à la flottabilité disponible au moment de l’évacuation;
Revoir les délais nécessaires pour enfiler la combinaison en vol sans
ajustement des bandes d’étanchéité.
Une première ébauche a été soumise au comité le 19 octobre 2010, et le travail se poursuit sur
plusieurs questions d’ordre technique. Une nouvelle version devrait être soumise au comité
d’ici la fin de mars ou le début d’avril 2011. Le comité doit se rencontrer à nouveau du 14 au
17 juin 2011 afin d’étudier les commentaires reçus concernant la nouvelle version du document.
4.1.11
Mesures prises par Marine Rescue Technologies Ltd.
Le constructeur a présenté un nouveau type de radiobalise individuelle de repérage modèle
AU9-HT conçue pour satisfaire aux exigences du marché évolutif des hélicoptères opérant sur
des plateformes en mer. L’antenne de la radiobalise AU9-HT est directement fixée au boîtier de
la PLB au moyen d’un adhésif de haute résistance qui assure l’étanchéité du raccord. Le
logement du bouton de la partie frontale a été modifié. Il comporte une bride et une lèvre sur
laquelle le bouton est monté. L’appareil a été éprouvé à une pression correspondant à une
profondeur de 75 m et il est fabriqué à partir de matériaux ignifuges.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 161
MESURES DE SÉCURITÉ
4.1.12
Mesures prises par la Commission d’enquête sur la sécurité des hélicoptères
extracôtiers
Le 8 avril 2009, l’Office Canada-Nouvelle-Écosse des hydrocarbures extracôtiers (C-NLOPB) a
mis sur pied une commission d’enquête sur la sécurité des hélicoptères extracôtiers (OHSI) pour
faire enquête, rapport et formuler des recommandations sur :
a) les exigences relatives aux plans de sécurité pour les exploitants et le rôle qu’ils jouent
pour veiller à ce que leurs plans de sécurité approuvés par l’Office sont suivis;
b) les obligations des exploitants d’hélicoptère en matière de recherche et de sauvetage
imposées par la loi, les réglementations et les responsabilités contractuelles;
c) le rôle du C-NLOPB et d’autres organismes de réglementation en vue d’assurer la
conformité aux obligations légales en matière de sécurité des employés.
4.1.13
Mesures prises par Flight Safety International
Flight Safety International a modifié sa formation au sol initiale et périodique ainsi que sa
formation sur simulateur pour bien souligner que les sondes de température de l’huile de la
BTP sont des sondes humides qui ne fonctionnent bien que lorsqu’elles sont immergées dans
l’huile et que les indications de température de l’huile de la BTP ne seront plus fiables à la suite
d’une perte totale de la pression d’huile dans la BTP.
4.2
Mesures requises
4.2.1
Certification de la boîte de transmission principale
La dernière mise à jour importante des normes de navigabilité pour giravions a eu lieu au
tournant des années 1980. La mise à jour découlait de la croissance importante dans l’industrie
des giravions, ainsi que du constat fait par le gouvernement américain et l’industrie que les
normes de certification ne correspondaient plus à la technologie des giravions en évolution
rapide. Les normes mentionnaient particulièrement la nécessité d’un niveau de sécurité élevé
dans les exigences de conception des hélicoptères.
Les exigences de conception mises à jour pour les giravions multimoteurs de transport
(catégorie A) précisaient qu’une boîte de transmission principale (BTP) devait pouvoir
fonctionner assez longtemps à la suite d’une perte de lubrifiant afin de favoriser un atterrissage
éventuel. Cette considération a débouché sur l’imposition de l’exigence selon laquelle un
appareil doit pouvoir fonctionner durant 30 minutes après une perte d’huile de la BTP.
Cependant, l’inscription de la clause sur le caractère « extrêmement rare » d’une panne à la suite
de l’étape des commentaires du processus d’élaboration des normes a fait en sorte qu’un
hélicoptère peut être certifié sans pouvoir fonctionner pendant 30 minutes seulement à partir de
l’huile résiduelle. Les giravions de catégorie A certifiés au regard de la clause « extrêmement
rare » pourraient ne pas être en mesure de fonctionner pendant 30 minutes avec, pour seule
lubrification, l’huile résiduelle. Ces hélicoptères risquent toujours de subir des pannes de BTP
provenant de pertes totales d’huile, ce qui met les passagers et l’équipage à risque.
162 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
En conséquence, le Bureau recommande que :
La Federal Aviation Administration, Transports Canada et l’Agence
européenne de la sécurité aérienne éliminent la clause « extrêmement rare »
de la règle exigeant qu’un hélicoptère de catégorie A puisse fonctionner
durant 30 minutes après une perte d’huile de la boîte de transmission
principale pour tous les nouveaux appareils, et qu’ils fassent de même pour
les appareils existants après l’octroi d’une période de transition.
A11-01
La mise à jour des années 1980 prévoyait la possibilité de certifier un hélicoptère multimoteur
avec la capacité, en cas de panne d’un des moteurs, de poursuivre le vol jusqu’à destination
avec un seul moteur. Cette règle servait de complément à la norme de certification qui exigeait
une capacité de fonctionnement continu de 30 minutes après la perte d’un des moteurs. Afin
d’appuyer cette norme, la FAA a déclaré :
[Traduction]
À l’origine, la norme de 30 minutes était adéquate en raison des structures
de route relativement courtes des transporteurs par hélicoptère de
première génération. Les besoins de l’industrie quant à la norme de
fonctionnement continu avec un seul moteur proviennent principalement
des opérations d’hélicoptères qui desservent les plateformes de forage en
mer. Bon nombre de ces activités comprennent des structures de route qui
ne permettent pas d’atterrir en moins de 30 minutes en cas de panne de
moteur.
Parmi les autres changements, il y avait la clause sur la capacité de la BTP de fonctionner à sec
pendant 30 minutes. Cette règle se justifie par le fait que les hélicoptères de catégorie A doivent
disposer d’une capacité de vol importante après une défaillance, et ce, afin de favoriser un
atterrissage éventuel.
Depuis la dernière mise à jour importante des règles de certification, la technologie n’a cessé de
progresser. En outre, l’industrie des hélicoptères s’est développée, en même temps que l’usage
de gros hélicoptères de transport en haute mer. Le raisonnement des années 1980 au sujet du
renforcement des mesures de sécurité tient toujours aujourd’hui.
Si un hélicoptère doit amerrir d’urgence sur des eaux agitées comme celles au large de la côte
est canadienne, les occupants courent un risque important. Plusieurs des plateformes en haute
mer sont à plus de 2 heures de vol, et de nouveaux projets d’exploitation pétrolière sont prévus
encore plus loin des côtes.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 163
MESURES DE SÉCURITÉ
Selon l’information disponible, d’autres hélicoptères sont désormais en mesure de fonctionner à
sec au-delà de 30 minutes. Il est peut-être actuellement possible d’un point de vue technique, et
viable sur le plan économique, de produire un hélicoptère qui puisse fonctionner plus de
30 minutes après une perte importante d’huile de la BTP. En conséquence, le Bureau
recommande que :
La Federal Aviation Administration réévalue l’exigence imposée aux
hélicoptères de transport de catégorie A selon laquelle ces derniers doivent
pouvoir fonctionner avec une boîte de transmission principale à sec
pendant 30 minutes.
4.2.2
A11-02
Amerrissage sécuritaire et évacuation réussie
Les opérations extracôtières de transport par hélicoptère de passagers entre la côte et les
plateformes de forage ont lieu sachant qu’en cas d’urgence, l’hélicoptère pourrait être forcé
d’atterrir ou d’amerrir. Dans cette perspective, la vie et la sécurité des passagers et des membres
d’équipage doit constituer la priorité absolue.
La plupart des hélicoptères qui desservent l’industrie du pétrole et du gaz en haute mer, y
compris le S-92A, sont munis d’un dispositif de flottaison d’urgence (DFU) qui offre, en cas
d’amerrissage, une stabilité raisonnable selon des « conditions maritimes assez probables »
équivalentes au moins à une mer de force 4 OMM. Ce dispositif permet de maintenir
l’hélicoptère debout assez longtemps pour que les occupants évacuent dans les radeaux de
survie.
Cependant, les hélicoptères sont exploités fréquemment dans des régions où les mers dépassent
la force 4 OMM. Par exemple, au large de Terre-Neuve, les statistiques d’Environnement
Canada montrent que la mer dépasse la force 4 environ 50 % du temps durant l’année, et 83 %
du temps entre les mois de décembre et février. En comparaison, la mer dépasse beaucoup
moins souvent la force 6 OMM : 3,3 % du temps au cours de l’année, et 8,9 % du temps entre
décembre et février.
Les hélicoptères bimoteurs ont normalement un centre de gravité élevé en raison du poids des
moteurs et de la boîte de transmission principale, qui sont situés sur le toit de la cabine. Par
conséquent, il est très probable qu’un tel hélicoptère chavirera après avoir amerri à moins d’être
équipé d’un DFU adapté aux conditions dominantes de la mer.
Lorsque les DFU font défaut, les hélicoptères bimoteurs se renversent toujours sens dessus
dessous, ce qui fait que la cabine est complètement inondée et que toutes les portes et fenêtres
sont immergées. L’évacuation devient alors très difficile, les issues étant sous l’eau, et les
occupants qui n’évacuent pas dès les premières secondes se noieront.
Bien que certaines démarches ont été faites à Terre-Neuve pour veiller à ce que les DFU
fonctionnent sur une mer dépassant la force 4, les passagers et les équipages d’hélicoptères au
Canada courent tout de même un risque lorsque les hélicoptères survolent des mers dont la
force dépasse la capacité des DFU.
164 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
En conséquence, le Bureau recommande que :
Transports Canada interdise l’exploitation commerciale d’hélicoptères de
transport de catégorie A en survol maritime lorsque l’état des mers ne
permet pas d’amerrir de façon sécuritaire et de réussir l’évacuation de
l’appareil.
4.2.3
A11-03
Dispositifs respiratoires submersibles de secours
La noyade constitue la principale cause de décès lorsqu’un hélicoptère fait un amerrissage ou
s’écrase sur un plan d’eau, et elle est à l’origine du décès des 17 victimes du vol Cougar 91. Il est
probable que plusieurs occupants soient restés conscients après l’impact avec l’eau et qu’ils
aient fini par manquer d’air en raison du choc thermique et se soient noyés avant d’avoir pu
évacuer l’hélicoptère qui était en train de couler. Les occupants ne disposaient d’aucun moyen
permettant de gagner suffisamment de temps pour décrocher leur ceinture de sécurité et
évacuer l’appareil avant de se retrouver à bout de souffle.
Des études ont montré qu’habituellement, il faut prévoir entre 29 et 92 secondes pour que les
occupants d’un hélicoptère immergé puissent réussir à évacuer l’aéronef. Une enquête menée
auprès de 228 travailleurs de l’industrie pétrolière a montré que leur durée d’apnée moyenne
dans une eau à 25 °C est de 37 secondes. La température de l’eau de l’Atlantique Nord, au large
de Terre-Neuve, se situe entre 1 °C et 2 °C durant les mois d’hiver et entre 12 °C et 14 °C en été.
Plus la température de l’eau est basse, plus la durée moyenne d’apnée diminue. Des études ont
également montré que la durée d’apnée diminue considérablement lorsque la température de
l’eau passe en dessous de 15 °C. Dans une eau près du point de congélation, la durée d’apnée
chute spectaculairement entre 5 et 10 secondes. À l’époque de l’accident, la température de l’eau
était d’environ 0 °C, ce qui rendait l’évacuation presque impossible, même pour une personne
en bonne forme et bien entraînée en matière de procédures d’évacuation d’un hélicoptère
immergé.
Chaque année, plusieurs milliers de personnes sont transportées régulièrement par hélicoptère
à destination ou en provenance des plateformes pétrolières situées au large de Terre-Neuve. En
cas d’amerrissage ou d’impact sur l’eau, les occupants non dotés d’un dispositif de respiration
d’appoint disposeraient de très peu de temps pour évacuer l’hélicoptère immergé avant de se
retrouver à bout de souffle. À Terre-Neuve, les travailleurs des plateformes disposent
désormais d’un dispositif respiratoire submersible de secours (EUBA). Cependant, comme ce
sont les organismes de réglementation de l’exploitation pétrolière en mer qui se sont occupés de
la question, cette pratique n’est pas généralisée. En somme, d’autres opérations d’hélicoptères
en survol maritime peuvent avoir lieu dans différentes régions du Canada où les occupants ne
disposeront pas d’un EUBA.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 165
MESURES DE SÉCURITÉ
En vertu de la réglementation, les passagers d’hélicoptères sont tenus de revêtir une
combinaison pour passagers d’aéronef lorsqu’ils survolent une grande étendue d’eau froide.
Actuellement, il n’y a toutefois aucune exigence semblable pour les EUBA en prévision de
situations d’urgence. Par conséquent, les occupants courent un risque de se noyer lors d’un
amerrissage d’urgence ou d’un écrasement en mer.
En conséquence, le Bureau recommande que :
Transports Canada rende obligatoires les dispositifs respiratoires
submersibles de secours pour tous les occupants d’hélicoptères en survol
maritime qui sont tenus de revêtir une combinaison pour passagers
d’aéronef.
4.2.4
A11-04
Manuels de vol de l’hélicoptère– Ajout de la durée de fonctionnement à sec
Les constructeurs de giravions ne sont pas tenus d’inclure dans les manuels de vol (RFM) des
renseignements précisant que leurs hélicoptères ont démontré une capacité à poursuivre le vol
en toute sécurité, après que l’équipage de conduite a décelé une panne du circuit de
lubrification ou une perte de lubrifiant, en utilisant uniquement l’huile résiduelle du circuit.
Cette capacité est couramment appelée « durée de fonctionnement à sec ». Il s’agit d’un
paramètre précieux qui peut aider les pilotes lors d’une situation anormale ou d’urgence
impliquant la BTP.
Comme il n’est pas obligatoire de mentionner la durée de fonctionnement à sec dans le RFM,
certains constructeurs ne communiquent pas cette information aux pilotes, que ce soit dans la
procédure d’urgence applicable ou dans la rubrique du RFM qui traite des limites et des
performances de l’aéronef. À la suite de l’accident de Cougar Helicopters, la rubrique consacrée
aux problèmes de fonctionnement de la BTP du S-92A a été modifiée de manière à inclure un
énoncé informant les pilotes qu’une perte totale d’huile de BTP peut entraîner une panne de la
BTP dans un délai inférieur à 10 minutes.
Le fait de mentionner une durée limite de fonctionnement à sec dans le manuel de l’hélicoptère
peut appuyer la nécessité d’adopter un profil de vol recommandé lors d’une perte de lubrifiant.
De plus, cette information peut influencer la prise de décision du pilote quant à la nécessité
d’atterrir d’urgence dans un environnement hostile plutôt que de poursuivre le vol. Cela est
particulièrement vrai lorsque l’aéronef a été certifié sans qu’il soit démontré qu’il est capable de
voler en toute sécurité pendant au moins 30 minutes, ce avec uniquement l’huile résiduelle du
circuit, après que l’équipage ait constaté la panne du circuit de lubrification ou la perte de
lubrifiant.
Par conséquent, le Bureau est préoccupé du fait que les pilotes ne disposent pas des
renseignements sur la capacité de fonctionnement à sec d’un hélicoptère, et des conséquences
que cela pourrait avoir sur le processus décisionnel de l’équipage.
166 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
MESURES DE SÉCURITÉ
Le présent rapport met un terme à l’enquête du Bureau de la sécurité des transports du Canada (BST) sur
cet événement. Le Bureau a autorisé la publication du rapport le 29 décembre 2010.
Pour obtenir de plus amples renseignements sur le BST, ses services et ses produits, visitez son site Web
(www.bst-tsb.gc.ca). Vous y trouverez également des liens vers d’autres organismes de sécurité et des
sites connexes.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 167
ANNEXES
Annexes
Annexe A – Liste des rapports de laboratoire
L’enquête a donné lieu aux rapports de laboratoire suivants :
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
LP 030/2009
LP 033/2009
LP 035/2009
LP 036/2009
LP 037/2009
LP 038/2009
LP 041/2009
LP 067/2009
9. LP 091/2009
10. LP 092/2009
11. LP 098/2009
12. LP 131/2009
13. LP 132/2009
14. LP 055/2010
FDR/CVR Analysis (Analyse des FDR/CVR)
Gear Box Failure (Défaillance de la BTP)
Examination of MGB Components (Examen des composants de la BTP)
Instrument Examination (Examen des instruments)
MPFR Power Interruption (Interruption d’alimentation du MPFR)
NVM Recovery (Récupération de la mémoire non volatile)
PLB Examination (Examen de la PLB)
CVR Download & Transcript (Téléchargement et transcription des
données du CVR)
Examination of Oil Filter and Studs (Examen des filtres à huile et des
goujons de filtre)
Determination of Impact Acceleration & Orientation (Détermination de
l’accélération et de l’orientation à l’impact)
Engines & APU Examination (Examen des moteurs et de l’APU)
Examination of Floatation and Fire Extinguisher Systems (Examen des
dispositifs de flottaison et des systèmes d’extinction d’incendie)
Video Image Capture (Capture des images vidéo)
Map of Accident Location (Carte du lieu de l’accident)
On peut obtenir ces rapports en s’adressant au Bureau de la sécurité des transports du Canada.
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 169
ANNEXES
Annexe B – Données FDR enregistrées au cours des 12 dernières minutes
du vol
(Ce document n’existe pas en français.)
170 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
Annexe C – Données HUMS enregistrées au cours des 50 dernières secondes
du vol
(Ce document n’existe pas en français.)
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 171
ANNEXES
Annexe D – Procédures applicables en cas de mauvais fonctionnement de la
BTP du S-92A (tirées du RFM)
(Ce document n’existe pas en français.)
172 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 173
ANNEXES
174 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 175
ANNEXES
Annexe E – Messages et voyants de la liste de vérifications du Cougar S-92A
(Ce document n’existe pas en français.)
176 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 177
ANNEXES
178 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
Annexe F – Glossaire
AAIB
AC
ACC
AD
AESA
AMM
APU
ASB
asl
ASL
ATC
ATPL
ATSB
Air Accident Investigation Branch
Circulaire d’information
centre de contrôle régional
consigne de navigabilité
Agence européenne de la sécurité aérienne
manuel d’entretien d’aéronef
groupe auxiliaire de bord
Bulletin de service d’alerte
au-dessus du niveau de la mer
Sécurité aérienne - Nouvelles
contrôle de la circulation aérienne
licence de pilote de ligne
Bureau de la sécurité des transports australien
BST
BTI
BTP
Bureau de la sécurité des transports du Canada
boîte de transmission intermédiaire
boîte de transmission principale
c.a.
CAA
CAODC
CAPP
CASO
CCOS
CGG
CHC
CHI91
CIACA
C-NLOPB
C-NSOPB
CRAC
CRM
CRMI
CRMIE
CVR
courant alternatif
Autorité de l’aviation civile
Canadian Association of Oilwell Drilling Contractors
Association canadienne des producteurs pétroliers
agent de sécurité aérienne de compagnie
Centre de coordination des opérations de sauvetage
générateur de gaz à froid
Canadian Helicopters Corporation
Vol 491/Cougar 91 de Cougar Helicopters
circulaire d’information de l’Aviation commerciale et d’affaires
Office Canada-Terre-Neuve-et-Labrador des hydrocarbures extracôtiers
Office Canada-Nouvelle-Écosse des hydrocarbures extracôtiers
Comité de réglementation de l’Aviation civile
gestion des ressources de l’équipage
instructeurs en CRM
examinateur d’instructeur en CRM
enregistreur de conversations dans le poste de pilotage
DCRR
DEB
DFU
Directive du Cabinet sur la rationalisation de la réglementation
ELT largable
dispositif de flottaison d’urgence
É.-U.
EEC
EEHI
EICAS
EGPWS
ELT
États-Unis d’Amérique
commandes moteur électroniques
entraînement à l’évacuation d’un hélicoptère immergé
système d’affichage des paramètres moteurs et d’alerte de l’équipage
système d’avertissement de proximité du sol amélioré
émetteur de localisation d’urgence
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 179
ANNEXES
ELT(AD)
EUBA
émetteur de localisation d’urgence automatique
dispositif respiratoire submersible de secours
FAA
FC
FCC
FDR
FEPS
FES
FHMA
FMS
FSI
Federal Aviation Administration
Forces canadiennes
calculateur de commandes de vol
enregistreur de données de vol
formation élémentaire périodique sur la survie
formation élémentaire sur la survie
facteurs humains en maintenance d’aéronefs
système de gestion de vol
Flight Safety International
g
GPS
accélération due à la pesanteur qui se manifeste à la surface de la Terre
système de positionnement mondial
HFDM
Hg
HUMS
programme de suivi des données de vol
pouce de mercure
système de surveillance des cycles de fonctionnement
IFAP
IFR
Industrial Foundation for Accident Prevention (Australia)
règles de vol aux instruments
JAR-OPS
JHWG
Joint Aviation Requirement (commercial air transport operation)
Joint Harmonization Working Group
KIAS
km
kt
vitesse indiquée exprimée en nœuds
kilomètre
nœud
L/D
Lb/po2
LOFT
rapport portance-traînée
livre par pouce carré
entraînement type vol de ligne
MEC
MFD
MHz
MPFR
MPL
MSEF
manuel d’exploitation de la compagnie
écran multifonction
mégahertz
enregistreur de vol multifonction
licence de pilote en équipage multiple
modèle de survie à l’exposition au froid
N
NASA
NDB
nm
NPRM
Nr
NSAC
NTSB
Nord
North American Space Agency
radiophare non directionnel
mille marin
avis de projet de réglementation
régime du rotor principal
normes de service aérien commercial
National Transportation Safety Board (États-Unis)
180 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
ANNEXES
NUTEC
Norwegian Underwater Technology Centre
OHSI
OLF
ONE
ONGC
Offshore Helicopter Safety Inquiry
Norwegian Oil Industry Association
Office national de l’énergie du Canada
Office des normes générales du Canada
PAQ
PDP
PF
PHAM
PLB
PNF
PPC
PTM
PTSS
PVA
programme avancé de qualification
prise de décision du pilote
commandant de bord (pilote aux commandes)
performances humaines en aviation militaire
radiobalise individuelle de repérage
copilote (pilote non aux commandes)
vérification compétence pilote
manuel d’apprentissage du pilote
combinaison pour passagers d’aéronef
programme de pilote vérificateur agréé
R.-U.
RAC
RCC
RFM
RHOSS
ROV
Royaume-Uni
Règlement de l’aviation canadien
centre de coordination des opérations de sauvetage
manuel de vol de l’hélicoptère
Review of Helicopter Offshore Safety and Survival
engin sous-marin télécommandé
SA
SAE
SAIB
SAR
SATOPS
avis de sécurité
Society of Automotive Engineers
bulletin spécial d’information de la navigabilité aérienne
recherche et sauvetage
Groupe de travail chargé de l’examen de la sécurité de l’exploitation d’un
taxi aérien
système de gestion de la sécurité
système de gestion de la sécurité intégré
mille terrestre
Service météorologique du Canada
procédures d’utilisation normalisées
Sikorsky Safety Advisory
certificat de type supplémentaire
SGS
SGSI
sm
SMC
SOP
SSA
STC
BUREAU DE LA SECURITE DES TRANSPORTS 181
ANNEXES
TC
TEM
TER
Transports Canada
gestion des menaces et des erreurs
tableau d’évaluation des risques
UTC
temps universel coordonné
VFR
VMC
règles de vol à vue
conditions météorologiques de vol à vue
W
WIDDCWG
Ouest
Water Impact, Ditching Design and Crashworthiness Working Group
°M
°
°C
degré magnétique
degré
degré Celsius
182 BUREAU DE LA SÉCURITÉ DES TRANSPORTS
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