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Table des matiéres
Gouvernes
Gouvernes principales
Examen des vérins de la gouverne de profondeur
Les quatre vérins de la gouverne de profondeur (un par segment de gouverne) présentaient, à différents degrés, des dommages attribuables à l'impact et à la corrosion causée par l'eau de mer. Les vérins de droite présentaient en règle générale des dommages plus considérables que ceux de gauche. Avant le démontage, on a mesuré les tiges des vérins, telles qu'elles avaient été récupérées. Après le démontage, on a examiné les vérins pour y déceler des marques internes pouvant indiquer la position du vérin au moment de l'impact. Le tableau suivant comprend les mesures prises sur les tiges de piston déployées des vérins de la gouverne de profondeur.
| Vérin | Dimension du vérin (à la réceptionNote de bas de page 1) | Dimension du vérin (marques internes) | Commentaires |
|---|---|---|---|
| Gouverne de profondeur intérieure gauche, numéro de série 0068 | 16,270 po ou 15,2° BFANote de bas de page 2 | 2) 18,827 po ou 6,3° BFR 3) 16,617 po ou 2,4° BFA |
1) Deux positions distinctes du piston ont été observées sur la paroi du cylindre, comme le démontre la corrosion. |
| Gouverne de profondeur extérieure gauche, numéro de série 0248 |
14,879 po ou 0,3° BFR | 15,052 po ou 2,0° BFR | 1) Deux rayures parallèles ont été observées sur la tige du cylindre, à la suite du contact avec le coussinet avant du cylindre secondaire. 2) Des rayures ont été observées sur le piston et sur la paroi interne du cylindre secondaire; ces rayures s'alignaient sur les rayures observées sur la tige du cylindre. |
| Gouverne de profondeur intérieure droite, numéro de série 0015 |
18,310 po ou 1,6° BFR | 18,490 po ou 3,2° BFR | 1) L'extrémité de la tige du cylindre était pliée et présentait des rayures provenant du contact avec le coussinet avant du cylindre secondaire. 2) Les marques du piston sur la paroi interne des cylindres principal et secondaire s'alignaient sur les rayures observées sur la tige du cylindre. |
| Gouverne de profondeur extérieure droite, numéro de série 0031 |
14,280 po ou 5,3° BFA | 15,170 po ou 3,1° BFR | 1) Deux rayures parallèles ont été observées sur la tige du cylindre, à la suite du contact avec le coussinet avant du cylindre secondaire. 2) Des rayures du piston ont été observées sur la paroi interne du cylindre secondaire; ces rayures s'alignaient sur les rayures observées sur la tige du cylindre. |
Aucun défaut préalable n'a été décelé dans les vérins ni dans les manifolds.
Examen des vérins d'ailerons
Les quatre vérins d'ailerons (un par aileron) présentaient, à divers degrés, des dommages attribuables à l'impact et à la corrosion causée par l'eau de mer. Avant le démontage, on a mesuré le déploiement des tiges des vérins, telles qu'elles avaient été récupérées. Après le démontage, on a examiné les vérins pour y déceler des marques internes pouvant indiquer la position du vérin au moment de l'impact. Le tableau suivant comprend les mesures prises sur les tiges de piston déployées des vérins d'ailerons.
| Vérin | Dimension du vérin (à la réception) |
Dimension du vérin (marques internes) |
Commentaires |
|---|---|---|---|
| Aileron extérieur gauche, numéro de série 0058 |
14,300 po ou 18,1° BFA | 12,775 po ou 1,9° BFA | 1) Rayures de piston sur les cylindres avant et arrière en position figée. 2) Rayures de piston sur les cylindres avant et arrière en position secondaire. |
| Aileron extérieur droit, numéro de série 0046 |
12,030 po ou 6,1° BFA | 12,958 po ou 3,8° BFA | 1) Rayures de piston sur les cylindres avant et arrière en position figée. 2) Choc attribuable à l'impact sur le cylindre avant, qui a perforé le cylindre et endommagé la gorge d'étanchéité de la tête du piston en position secondaire. Rayures sur le piston du cylindre avant en position secondaire. |
| Aileron intérieur gauche, numéro de série inconnu |
19,150 po ou 12,5° BFR | 20,630 po ou 0,2° BFR | 1) Rayures de piston sur les cylindres avant et arrière en position figée. 2) Rayures parallèles observées sur la tige du cylindre, à la suite du contact avec le coussinet avant du cylindre avant. |
| Aileron intérieur droit, numéro de série 747 |
19,246 po ou 11,7° BFR | Aucun | 1) Rayures de piston sur les cylindres avant et arrière en position figée. |
Aucun défaut préalable n'a été décelé dans les vérins ni dans les manifolds.
Verrou des ailerons extérieurs
Les ailerons extérieurs sont en fait des ailerons basse vitesse qui sont automatiquement verrouillés en position neutre à haute vitesse. Lorsque les becs de bord d'attaque ou le train d'atterrissage sont sortis, ou lorsque les volets sont sortis à 10° ou plus, les ailerons extérieurs deviennent pleinement actifs. Comme on avait déterminé que les volets étaient sortis à 15° avant l'impact, les ailerons extérieurs auraient dû être pleinement actifs.
Examen des vérins du gouvernail de direction
Les deux vérins du gouvernail de direction (un par segment) présentaient, à différents degrés, des dommages attribuables à l'impact et à la corrosion causée par l'eau de mer. Le vérin inférieur présentait en général des dommages plus importants. Avant le démontage, on a mesuré le déploiement des tiges des vérins, telles qu'elles avaient été récupérées. Après le démontage, on a examiné les vérins pour y déceler des marques internes qui pourraient indiquer la position des vérins au moment de l'impact. Le tableau suivant comprend les mesures de déploiement des tiges des vérins du gouvernail de direction.
| Vérin | Dimension du vérin (à la réception) |
Dimension du vérin (marques internes) |
Commentaires |
|---|---|---|---|
| Gouvernail de direction supérieur, numéro de série 549 | 14,956 po ou 0,3° BFGNote de bas de page 3 | 15,311 po ou 2,8° BFD | 1) Deux ensembles de marques de piston ont été observés sur la paroi du cylindre. Un en position figée, et un à 0,355 po, dans le sens
du déploiement. |
| Gouvernail de direction inférieur, numéro de série inconnu | 14,609 po ou 3,3° BFG | 14,609 po ou 3,3° BFG | 1) Tige de cylindre pliée avec marques sur la tige du cylindre attribuable au contact avec le coussinet avant du cylindre. 2) Marques de piston sur la paroi interne du cylindre qui s'alignent sur les marques observées sur la tige du cylindre. |
Aucun défaut préalable n'a été décelé dans les vérins ou dans les manifolds.
Gouvernes secondaires
Volets et becs de bord d'attaque
Description
Volets de courbure
Chaque aile comporte deux segments de volets, un à l'intérieur et un à l'extérieur; chacun étant constitué d'un volet et d'une ailette. Lorsque les volets sont sortis, l'ailette en améliore l'efficacité. Chaque volet est actionné par deux vérins, alimentés par deux circuits hydrauliques indépendants.
Le fonctionnement normal des volets et des becs de bord d'attaque est commandé au moyen d'un seul levier situé du côté droit du pylône central du poste de pilotage. Le levier de commande comporte cinq crans correspondant à différentes positions. (Un cran « 1,75° » comportant un point bleu est prévu pour les réglages seulement—le point bleu est un bouchon ajouté dans l'un des crans après exécution du réglage.) Le premier cran n'entraîne pas le déplacement des volets, mais déploie les 16 becs de bord d'attaque (8 par côté). Ces derniers sont généralement déployés à des vitesses inférieures à 280 nœ;uds; le premier cran sert habituellement à réduire la vitesse au moment de l'approche initiale ou il est utilisé lorsque la vitesse de manœ;uvre est inférieure à environ 250 nœ;uds. Un volant de sélection des volets au décollage permet de régler les volets entre 10 et 25°. Le deuxième cran (DIAL-A-FLAP) est habituellement fixé à 15° par l'équipage au moment des procédures de vérification en montée, et il sert à ralentir l'avion au moment de l'approche initiale, jusqu'à la Vmin (pour la configuration actuelle de l'avion) plus 20 nœ;uds. Selon la masse et le centrage, cette vitesse peut se situer à environ 180 nœ;uds. Le troisième cran correspond à un braquage de 28° des volets. Il sert habituellement à réduire la vitesse d'approche de l'avion à Vmin (pour la configuration actuelle de l'avion) plus 5 nœ;uds, soit à environ 160 nœ;uds. La commande de sortie du train d'atterrissage (GEAR DOWN) se produit généralement après que les volets sont sortis à 28°. Le quatrième cran règle les volets à 35°. Ce dernier réglage sert habituellement à ralentir l'avion jusqu'à la vitesse d'approche finale programmée dans le FMS afin d'assurer une approche stabilisée aux environs de 1 000 pieds au-dessus du sol (AGL). Un contact fait entendre le klaxon du train d'atterrissage si les volets sont dans cette position et que le train d'atterrissage n'est pas sorti. Le cinquième cran correspond à la position volets complètement sortis (50°). En règle générale, les volets sont sortis à 35° pour un atterrissage normal et à 50° pour un atterrissage à haute vitesse.
Becs de bord d'attaque
Le MD-11 est doté de huit segments de becs de bord d'attaque sur chaque aile—deux du côté intérieur et six du côté extérieur de chaque moteur—qui servent à augmenter la portance à basse vitesse. Les becs sont commandés de façon électrique et manœ;uvrés de façon hydraulique. Ils possèdent deux positions : sortie ou rentrée. Le déplacement de la poignée de commande des volets/becs de bord d'attaque actionne quatre contacts dans le module volets/becs, qui envoient des signaux aux robinets de commande des becs intérieurs et extérieurs pour les sortir ou les rentrer. Les robinets de commande de becs, lorsqu'ils sont utilisés, dirigent la pression hydraulique des circuits 1 et 3 de manière à faire fonctionner les vérins hydrauliques des deux becs intérieurs et des quatre becs extérieurs. Les becs sont dotés d'un système de protection en cas de survitesse qui les empêche de se déployer lorsque la vitesse est supérieure à 280 nœ;uds. Le fonctionnement du système de protection est invalidé lorsque les volets sont sortis de 10° ou plus. Les becs sont également dotés d'un système d'auto-déploiement qui sort les becs extérieurs au moment du déclenchement de l'avertisseur de décrochage. Une fois le décrochage évité, les becs rentrent automatiquement. En cas d'alerte de désaccord becs ou d'une perte de pression des circuits hydrauliques 1 et 3, l'équipage de conduite peut se servir du bouton SLAT STOW. Grâce à ce bouton, l'équipage est en mesure de verrouiller les becs en position rentrée lorsqu'il utilise les volets.
L'alimentation électrique des robinets de commande des becs est assurée par le bus c.c. d'urgence droit de 28 V, par l'intermédiaire du disjoncteur B1-30, situé à la position E27 du tableau de distribution supérieur (alimentation A de commande des becs); ils sont également alimentés par le bus 2 c.c. de 28 V, par l'intermédiaire du disjoncteur B1-31, situé à la position F2 du tableau de distribution avionique inférieur (alimentation B de commande des becs). Les robinets de commande des becs de bord d'attaque fonctionnent, même si l'une des deux sources d'alimentation électrique est défectueuse.
Examen
Vérins des volets
Les huit vérins des volets présentaient, à différents degrés, des dommages attribuables à l'impact et à la corrosion subséquente par l'eau de mer. Le déploiement de toutes les tiges des vérins a été mesuré, et on a démonté, coupé transversalement et examiné trois des huit vérins pour y rechercher des marques internes pouvant indiquer la position du vérin au moment de l'impact. Le tableau suivant comprend les mesures de déploiement des tiges des vérins.
| Vérin | Dimension du vérin (à la réception) |
Dimension du vérin (marques internes) |
Commentaires |
|---|---|---|---|
| Vérin extérieur du volet extérieur gauche | 25,9 po ou sortie de 12,0°Note de bas de page 4 | ||
| Vérin intérieur du volet extérieur gauche | 30,9 po ou sortie de 35,0° | 1) L'extrémité de la tige du vérin
s'est brisée en surcharge en traction, ce qui a pu déplacer le
vérin au moment de l'impact. |
|
| Vérin extérieur du volet intérieur gauche | 34,3 po ou sortie de 38,0° | Voir le notaNote de bas de page 5. | 1) La tige du vérin se déplace librement dans le cylindre, mais on ne connaît pas sa position au moment de l'impact. |
| Vérin intérieur du volet intérieur gauche | 27,8 po ou sortie de 11,0° | 29,237 po ou sortie de 16,8°Note de bas de page 6 | 1) Rayures de piston sur les cylindres en position figée. 2) Rayure sur la tige du cylindre, à la suite du contact avec le presse-étoupe avant du cylindreNote de bas de page 7. |
| Vérin intérieur du volet intérieur droit | 28,3 po ou sortie de 13,0° | ||
| Vérin extérieur du volet intérieur droit | 27,9 po ou sortie de 11,0° | Voir le notaNote de bas de page 8. | |
| Vérin intérieur du volet extérieur droit | 25,9 po ou sortie de 12,0° | ||
| Vérin extérieur du volet extérieur droit | 26,3 po ou sortie de 13,0° |
Poignée de commande des volets/becs de bord d'attaque
Un examen de la position de la poignée de commande des volets/becs de bord d'attaque a permis de déceler une marque distincte sur le chemin de passage des crans de la poignée. Cette marque a été laissée lorsque le levier (ou la poignée) a été plié d'environ 60° vers la gauche au moment de l'impact.
La position de la poignée par rapport aux marques d'impact a permis d'en venir à la conclusion que la poignée se trouvait dans le deuxième cran (DIAL-A-FLAP) au moment de l'accident. Le secteur denté, qui raccorde le volant de sélection de la position des volets au décollage au cran DIAL-A-FLAP, comprend 17 dents. Deux des dents (la sixième et la septième à partir de la limite inférieure de réglage des volets) présentaient une rainure distincte, causée lorsque le secteur denté et le pignon ont été plaqués l'un contre l'autre au moment de l'impact.
Si l'on présume que le pignon et le secteur denté étaient engrenés de façon que l'utilisation des 17 dents représente le débattement complet des volets entre 10 et 25°, le déplacement sur une seule dent modifierait le réglage du premier cran de 0,88°. Dans un tel cas, compte tenu des dommages subis par les sixième et septième dents, le réglage du cran correspondrait à 15 ou 16°, ce qui représente la position standard habituellement sélectionnée par l'équipage au moment de la vérification en montée.
Robinet de commande des becs de bord d'attaque intérieurs
Le robinet de commande des becs de bord d'attaque intérieurs a été retrouvé; sa position était identifiée au moyen d'une étiquette de la Swissair (IDN 473306, ASN 0013). Le moteur électrique servant au déplacement linéaire du robinet hydraulique interne était brisé et il n'a pas été retrouvé. L'indicateur/levier de sélection manuel était en position « becs rentrés ». L'indicateur/levier n'était pas endommagé et ne présentait aucun signe indiquant qu'il avait été repoussé en position « becs rentrés ». Le corps du robinet comprenait 7 des 8 ensembles de raccords d'entrée/sortie et de clapets de non-retour.
Robinet de commande des becs de bord d'attaque extérieurs
Le robinet de commande des becs de bord d'attaque extérieurs a été retrouvé; sa position était identifiée au moyen d'une étiquette de la Swissair (IDN 473306, ASN 0017). Le moteur électrique y était toujours fixé; toutefois, il était plié d'un côté, et trois des quatre boulons de montage avaient été arrachés du corps du robinet. L'indicateur/levier de sélection manuel a été retrouvé figé aux trois quarts de la position d'ouverture des becs de bord d'attaque. L'indicateur/levier était intact; toutefois, la position du levier pourrait être attribuable aux dommages subis par le moteur électrique.
Vérins de commande des becs intérieurs
L'un des deux vérins de commande intérieurs a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce 70739-1 (BRG0010-5519). Le numéro de série est inconnu, puisque l'étiquette d'identification du vérin n'a pas été retrouvée. Le déploiement total du vérin, depuis le centre des trous de montage du corps jusqu'au centre de l'orifice de la chape du vérin était de 17,6 po; la tige chromée du vérin était sortie de 1,75 po. Ces mesures laissent croire que le vérin de commande des becs était complètement rentré. (Les vérins intérieurs sont rentrés pour rentrer les becs de bord d'attaque.)
Le second vérin de commande intérieur des becs était identifié au moyen de l'étiquette comme portant le numéro de pièce 70739-1 (BRG0010-5519), numéro de série 50. Le vérin avait été retiré d'une partie de la structure du mécanisme d'entraînement des becs. Le déploiement total du vérin, depuis le centre des trous de montage du corps jusqu'au centre de l'orifice de la chape du vérin, était de 17,6 po; la tige chromée du vérin était sortie de 1,75 po. Ces mesures laissent croire que le vérin de commande des becs était complètement rentré.
Vérins de commande des becs extérieurs
L'un des deux vérins de commande extérieurs de gauche a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce 1538200-1 (BRG0012-5505). L'étiquette du vérin n'a pas été retrouvée. Trois étiquettes de vérins de commande extérieurs des becs de bord d'attaque (numéros de série 0131, 0092 et 0097) ont été retrouvées parmi les débris, mais elles n'ont pu être appariées à leur vérin respectif. Le vérin était complètement déployé et plié à l'extrémité. Le déploiement total du vérin, depuis le centre des trous de montage du corps jusqu'au centre du trou de la chape du vérin était de 24,4 po; la tige chromée du vérin était sortie de 7 po. Les vérins de commande extérieurs des becs se déploient dans le sens opposé aux vérins de commande intérieurs, puisqu'ils sont déployés pour rentrer les becs de bord d'attaque. On a déterminé que le vérin était complètement déployé, c'est-à-dire que les becs de bord d'attaque étaient rentrés.
Le second vérin de commande extérieur gauche des becs a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce 1538200-1 (BRG0012-5505). L'étiquette du vérin n'a pas été retrouvée. Le vérin était plié et brisé à l'extrémité du cylindre. La mesure interne de ce qui restait du vérin était de 4 po jusqu'au joint d'étanchéité du cylindre, ce qui laisse croire que le vérin était complètement déployé. Le vérin a été récupéré, et la tige chromée mesurait 7 po jusqu'au pli du vérin. On a déterminé que le vérin était complètement déployé, ce qui signifie que les becs de bord d'attaque étaient rentrés.
L'un des deux vérins de commande extérieurs de droite des becs a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce 1538200-1 (BRG0012-5505). L'étiquette du vérin n'a pas été retrouvée. Le cylindre du vérin était cassé à l'extrémité du boîtier. La mesure interne de ce qui restait du cylindre du vérin était de 4 po jusqu'à la garniture du boîtier, ce qui laisse croire que le vérin était complètement déployé. On en est venu à la conclusion que le vérin était complètement déployé, ce qui signifie que les becs de bord d'attaque étaient rentrés.
L'autre vérin de commande extérieur droit a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce 1538200-1 (BRG0012-5505). L'étiquette du vérin n'a pas été retrouvée. Le vérin était brisé à l'extrémité du cylindre. La mesure interne de ce qui restait du vérin était de 4 po jusqu'au joint d'étanchéité du cylindre, ce qui laisse croire que le vérin était complètement déployé. On a déterminé que le vérin était complètement déployé, ce qui signifie que les becs de bord d'attaque étaient rentrés.
Rails de bec
Les rails de bec ont été retrouvés et examinés. Une série de marques dignes d'intérêt a été observée sur la voie de roulement supérieure des galets de plusieurs rails de bec. Ces marques ou égratignures avaient été faites par le roulement à rouleaux arrière supérieur au moment où il s'est brisé à l'impact. L'orientation des égratignures indique que la défaillance du roulement arrière avait eu lieu au moment où les becs de bord d'attaque étaient rentrés. Ces égratignures se sont prolongées vers l'avant à mesure que les becs de bord d'attaque avaient été arrachés de l'aile.
Alerte de désaccord becs
Une alerte de désaccord becs constitue un des paramètres enregistrés par l'enregistreur de données de vol (FDR). Ce paramètre n'a pas été enregistré avant que l'enregistreur cesse de fonctionner. Cependant, le FDR a indiqué que les quatre becs de bord d'attaque L2/L4 et R2/R4 étaient passés de la position « rentrés » à la position « transit ». Entre 1 h 25 min 6 s et 1 h 25 min 14 s (alors que le bloc d'acquisition numérique des données de vol (DFDAU) émettait les données figées du module électronique d'affichage DEU-1), les capteurs du module électronique des capteurs de proximité PSEU B sont passés de la position « cible proche » à la position « cible éloignée ». Par conséquent, les données transmises par le DEU au DFDAU sont passées de « rentré » à « transit ». À 1 h 25 min 15 s, l'état de transit était également enregistré en provenance du DEU-3. Ce changement d'état peut avoir deux origines : ou bien les becs de bord d'attaque étaient réellement en train de se déplacer, ou bien l'alimentation électrique avait été coupée au niveau des capteurs B. L'enquête a permis de conclure que les becs de bord d'attaque n'étaient pas en train de se déplacer. La vitesse de 320 nœ;uds dépassait largement le seuil de protection de survitesse de 284 nœ;uds, qui empêche le déploiement des becs de bord d'attaque. L'équipage n'a jamais parlé du déploiement des becs, et aucun son normalement associé à la poignée de commande des volets/becs de bord d'attaque ou à la sortie des becs n'a été entendu sur l'enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR). En outre, on a indiqué que les becs étaient rentrés au moment de l'impact. Par conséquent, on a déterminé qu'il y avait une perte de l'alimentation électrique au niveau des capteurs B.
Les capteurs B sont alimentés par le bus 1 de 28 V c.c. par l'intermédiaire du disjoncteur « Slat Pos Sys 2 » du tableau de distribution avionique supérieur, situé à la position E-09. La coupure de l'alimentation au disjoncteur « Slat Pos Sys 2 » n'aurait eu aucun effet sur l'affichage des données dans le poste de pilotage. Au moment où les enregistreurs ont subi une panne de courant, il est fort possible que les écrans d'affichage (DU) 1, 3, 4, 5 et 6 étaient vides. S'il y a eu une alerte de désaccord becs après que les enregistreurs de vol eurent cessé de fonctionner, à 1 h 25 min 41 s, l'équipage pourrait ne pas avoir été averti de l'alerte et n'aurait pu utiliser le bouton SLAT STOW des becs.
Conclusion
Un examen de la poignée de commande des becs de bord d'attaque/volets et des huit vérins des volets indique que les volets avaient été sortis avant l'impact, probablement au cran de 15°. Cette position est conforme à la présélection du cran DIAL-A-FLAP par l'équipage au moment des procédures de vérification en montée.
Les becs se déploient habituellement de façon automatique à la sortie des volets; toutefois, les six vérins de commande des becs ont été retrouvés figés en position rentrés au moment de l'impact. Comme les volets étaient sortis de plus de 10°, le système de protection des becs en cas de survitesse aurait été invalidé et il n'aurait pas empêché les becs de se déployer. Il est possible d'empêcher le déploiement des becs en utilisant le bouton SLAT STOW, mais il est peu probable que ce bouton ait été utilisé. On ne s'en sert habituellement qu'en cas d'alerte de désaccord becs, ou après une panne des circuits hydrauliques 1 et 3. Si une alerte de désaccord becs s'était déclenchée, l'équipage ne s'en serait probablement pas rendu compte. En outre, il est peu probable que les circuits hydrauliques 1 et 3 soient tombés en panne, puisque les moteurs 1 et 3 fonctionnaient au moment de l'impact.
Comme les disjoncteurs du robinet de commande des becs (sur les tableaux de distribution avionique inférieur et supérieur) se trouvent près de l'endroit où ont été découverts des dommages attribuables à un incendie et à la production d'arcs électriques, il est probable que le non-déploiement des becs de bord d'attaque ait été causé par une perte ou une interruption de l'alimentation électrique dans le câblage allant aux robinets de commande des becs, ou par le déclenchement des disjoncteurs de contrôle sous l'effet de la chaleur de l'incendie.
Déporteurs
Examen et conclusion
Vérins de commande des déporteurs
Les dix vérins de commande des déporteurs (5 par aile) présentaient, à divers degrés, des dommages attribuables à l'impact et à la corrosion subséquente par l'eau de mer. Avant le démontage, on a mesuré le déploiement des tiges des vérins, telles qu'elles avaient été récupérées. Après le démontage, on a examiné si les vérins présentaient des marques internes pouvant indiquer la position du vérin au moment de l'impact. Le tableau suivant comprend les mesures de déploiement des tiges des vérins des déporteurs.
| Vérin des déporteurs | Dimension du vérin (à la réceptionNote de bas de page 9 | Dimension du vérin (marques internes) | Commentaires |
|---|---|---|---|
| Vérin gauche no 5, numéro de série 5220 | 9,1015 po (rentré) | Aucune | 1) Levier d'entrée endommagé. |
| Vérin gauche no 4, numéro de série 5211 | 9,1025 po (rentré) | Aucune | |
| Vérin gauche no 3, numéro de série 1340 | 9,0985 po (rentré) | Aucune | |
| Vérin gauche no 2, numéro de série 5217 | 9,1920 po 1,6° relevéNote de bas de page 10 | Aucune | 1) Extrémité de la tige endommagée; coussinet expulsé. |
| Vérin gauche no 1, numéro de série 5291 | 9,270 po 3,0° relevé | Aucun | 1) Levier d'entrée légèrement endommagé/plié. |
| Vérin droit no 1, numéro de série 5198 | 9,124 po 0,3° relevé | Aucun | 1) Extrémité de la tige et coussinet endommagés. |
| Vérin droit no 2, numéro de série 5230 | 9,1110 po (rentré) | Aucun | |
| Vérin droit no 3, numéro de série 5231 | 9,490 po 7,0° relevé | Aucun | |
| Vérin droit no 4, numéro de série 5234 | 9,1670 po 1,1° relevé | Aucun | |
| Vérin droit no 5, numéro de série 5218 | 9,1135 po 0,1° relevé | Aucun | 1) Tringlage d'entrée manquant. |
Aucun défaut préalable n'a été décelé dans les vérins ou dans les manifolds.
Rail de la poignée des déporteurs
Le rail de la poignée des déporteurs est monté sur le pylône central du poste de pilotage, à gauche du secteur des manettes. Le rail comporte quatre positions crantées : RETRACT, 1/3, 2/3 et FULL (positions des aérofreins). La poignée des déporteurs est dotée d'une barre coulissante qui s'engage dans le cran approprié du rail en fonction du réglage désiré. Au cours de l'examen du rail de la poignée des déporteurs, une empreinte a été découverte sur la partie arrière de la fente RETRACT, ce qui laisse croire que la poignée des déporteurs occupait cette position au moment de l'impact.
Système de compensation du stabilisateur
Description
Le MD-11 est doté d'un stabilisateur réglable qui assure la compensation longitudinale de l'avion. Le stabilisateur est actionné au moyen de deux vérins à vis raccordés à un boîtier d'engrenages commun au moyen de chaînes de commande. Le boîtier d'engrenages fonctionne au moyen de deux moteurs de compensation hydraulique indépendants, à deux vitesses, qui sont alimentés par les circuits hydrauliques 1 et 3 de l'avion. Les robinets de commande hydraulique du stabilisateur acheminent le liquide hydraulique aux moteurs de compensation hydraulique qui commandent le boîtier d'engrenages pour que les vérins se déplacent par l'intermédiaire des chaînes. L'alimentation hydraulique de secours des moteurs hydrauliques est assurée par le circuit hydraulique 2, au moyen de la motopompe non réversible 2-1. Le stabilisateur peut être commandé dans l'un des quatre modes d'utilisation suivants :
- Compensation automatique en tangage par le pilote automatique
- Compensation automatique en tangage par le système d'augmentation de la stabilité longitudinale (LSAS)
- Compensation manuelle en tangage par commande électrique au moyen des commutateurs de compensation du volant
- Compensation manuelle en tangage par commande mécanique au moyen des poignées de compensation longitudinale
Compensation automatique en tangage par le pilote automatique
Lorsque le pilote automatique est embrayé, la position du stabilisateur est automatiquement commandée par le calculateur de commandes de vol (FCC) pour équilibrer les effets des commandes constantes de la gouverne de profondeur qui sont supérieures à 1,3°.
Compensation automatique en tangage par le système d'augmentation de la stabilité longitudinale (LSAS)
Au cours du vol en mode manuel, le LSAS commande la gouverne de profondeur pour conserver l'assiette de l'avion et, au besoin, réduit graduellement les sollicitations sur la gouverne en faisant passer le stabilisateur en mode de compensation automatique en tangage. Cette fonction automatique du LSAS peut être invalidée par l'une ou l'autre des conditions suivantes : l'angle d'inclinaison latérale de l'avion dépasse 5°; la pression en tangage exercée sur le manche dépasse 2 lb; l'équipage compense manuellement le stabilisateur au moyen des commutateurs de compensation du volant ou des poignées de compensation longitudinale. Le LSAS est doté de quatre canaux indépendants, commandés par deux FCC. La fonction de compensation automatique en tangage du LSAS demeure active tant que l'un des canaux FCC est fonctionnel.
Compensation manuelle en tangage par les commutateurs de compensation du volant
Les deux moteurs de compensation du stabilisateur peuvent être actionnés de façon manuelle et électrique au moyen des commutateurs de compensation situés sur les deux volants de commande de l'équipage. Le stabilisateur se déplace alors dans le sens qui est commandé. L'alimentation électrique des commutateurs de compensation est assurée par le bus 2 de 28 V c.c. par l'intermédiaire du disjoncteur B1-507, situé en position F3 sur le tableau de distribution avionique inférieur.
Compensation manuelle en tangage par les poignées de compensation longitudinale
La compensation manuelle en tangage par commande mécanique, au moyen des poignées de compensation longitudinale (qui ressemblent à des poignées de valise), est assurée par des câbles et des poulies reliés à la commande hydraulique du stabilisateur. Cette compensation est entièrement mécanique et elle n'exige aucune alimentation électrique. La sollicitation manuelle des robinets de commande hydraulique a priorité sur les signaux de commande électriques dirigés vers les robinets.
Dimensions du réglage des vérins à vis du stabilisateur
Les instructions de réglage du stabilisateur du MD-11 figurent dans le MD-11 Maintenance Manual, section 27-40-00-5. On règle le stabilisateur en agissant sur les vérins à vis et le circuit d'indication pour obtenir une position neutre, puis on s'assure du contrôle dimensionnel des vérins sur toute leur course. La dimension du vérin est déterminée par la mesure de la longueur du vérin entre les surfaces de butée supérieure et inférieure.
Les dimensions de réglage définies dans le MD-11 Maintenance Manual, section 27-40-00-5, sont les suivantes :
| Aéronef en cabré | Page Configuration, 15,5 à 17,0° de cabré | Vérin déployé de 0,61 à 1,51 po |
|---|---|---|
| Position neutre | Page Configuration, 0° ± 1,0° | Vérin déployé de 30,68 à 30,83 po |
| Aéronef en piqué | Page Configuration, 0,9 à 2.2° de piqué | Vérin déployé de 33,17 à 34,06 po |
Examen
Vérins à vis du stabilisateur
Le vérin à vis du plan gauche du stabilisateur a été récupéré d'un bloc. Le vérin a été identifié au moyen du catalogue illustré des pièces du MD-11 comme portant le numéro de pièce AJH 7349-503. La chape supérieure avait été brisée et elle avait été retrouvée fixée à un morceau du caisson du stabilisateur. L'écrou de la vis du vérin et des parties du tambour et de la structure de fixation étaient toujours raccordés au vérin. Les colliers de butée supérieur et inférieur du vérin étaient intacts et ne montraient aucun signe de contact. Le vérin et la chape ont été appariés, et le déploiement du vérin était de 30,69 po, soit tout juste en deçà de la limite de déploiement minimale en position neutre. L'écrou de la vis tournait librement.
Le vérin à vis du plan droit du stabilisateur a été récupéré d'un bloc. Une plaque signalétique fixée au tambour indiquait que le vérin avait été fabriqué par Peacock Engineering Co., numéro de pièce AJH 7349-505, numéro de série DCA-449. La chape supérieure avait été brisée et elle avait été retrouvée fixée à un morceau de la structure du caisson du stabilisateur. L'écrou de la vis du vérin et des parties du tambour étaient toujours raccordés au vérin. Ce dernier (de par sa conception) n'était pas doté de colliers de butée supérieur ou inférieur. Le vérin et la chape ont été appariés, et le déploiement du vérin était de 30,94 po, soit tout juste un peu plus que la limite de déploiement maximale en position neutre. L'écrou de la vis ne tournait pas librement.
Conclusion
Système de compensation du stabilisateur
Les deux vérins à vis du stabilisateur récupérés étaient en position neutre ou presque. L'écrou des vis des vérins a pu se déplacer ou tourner légèrement au moment de l'impact, comme pourraient le laisser croire la légère différence des mesures de vérin et le cisaillement de la goupille du pignon de la chaîne de commande du boîtier d'engrenages du stabilisateur. Quoi qu'il en soit, ce déplacement, lorsqu'on le compare à la longueur totale du vérin, est considéré minime et aurait eu un effet négligeable sur la position à laquelle les vérins ont été récupérés (on estime que l'erreur aurait été de plus ou moins 1°).
Les dernières positions du stabilisateur ont été enregistrées par l'enregistreur numérique de données de vol (DFDR) à une altitude de 10 386 pieds. La dernière position enregistrée pour le transformateur différentiel à variation linéaire (LVDT) du stabilisateur de gauche (stab 1) était de 1,1° en cabré à 1 h 25 min 7 s. La dernière position enregistrée pour le transformateur différentiel à variation linéaire (LVDT) du stabilisateur de droite (stab 2) était de 1,0° en cabré à 1 h 25 min 38 s. L'analyse des données du DFDR relatives au stabilisateur n'a révélé aucune anomalie. Les calculs du constructeur indiquent que les volets étant sortis à 16° et les becs de bord d'attaque étant rentrés, les réglages possibles du stabilisateur au moment de l'approche auraient pu être de 4° en cabré à 200 nœ;uds ou de 3° en cabré à 300 nœ;uds.
La différence entre la position calculée des plans du stabilisateur et la position à laquelle les vérins à vis du stabilisateur avaient été récupérés n'est pas considérée significative, et elle peut s'expliquer par l'un des facteurs suivants :
- La position dans laquelle le stabilisateur a été récupéré est conforme à la configuration de vol de l'avion au moment de l'impact.
- L'équipage a modifié la position de la gouverne de profondeur juste avant l'impact et le système de compensation automatique n'a pas eu suffisamment de temps pour modifier la position du stabilisateur avant l'impact.
- La position du stabilisateur n'a pas été compensée ou l'a été très peu pendant la descente sous les 10 000 pieds en raison de la perte de l'alimentation électrique des modes de compensation longitudinale automatique et manuel à commande électrique (le mode manuel mécanique aurait toutefois été encore accessible).
- Les vérins des stabilisateurs se sont déplacés au moment de l'impact ou après celui-ci, et leur position ne correspondait pas à la position qu'ils occupaient au moment de l'impact.
- L'avion était ingouvernable.
Notes de bas de page
Note de bas de page 1Mesuré entre le centre du tourillon du corps du cylindre et le centre de l'extrémité de la tige du cylindre.
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Note de bas de page 2Positions BFA et BFR fournies par Boeing Engineering.
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Note de bas de page 3Positions BFG et BFD fournies par Boeing Engineering.
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Note de bas de page 4Positions de sortie des volets fournies par Boeing Engineering.
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Note de bas de page 5La paroi du cylindre du vérin extérieur du volet intérieur gauche a été examinée, et aucune marque d'importance n'y a été décelée. Une série de petites rayures de piston aux arêtes vives a été décelée; ces rayures correspondaient aux marques de 16° observées sur le vérin correspondant (vérin intérieur du volet intérieur gauche).
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Note de bas de page 6Pour les calculs linéaires relatifs aux vérins des volets intérieurs, un déploiement d'un pouce de la tige du vérin a été utilisé pour un débattement de volet de 4,160°. Ces renseignements ont été fournis par Boeing Engineering.
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Note de bas de page 7La tige du vérin intérieur du volet intérieur gauche avait subi un flambage résultant d'une surcharge en compression à l'intérieur du vérin. Le cylindre lui-même n'était pas endommagé. La tige de vérin déformée laisse croire que le vérin était déployé au moment de l'impact et que le piston avait été repoussé à l'intérieur contre la pression hydraulique (pour produire un blocage hydraulique). Les quatre marques distinctes décelées sur la paroi du cylindre correspondaient à l'angle de chanfrein des rebords avant et arrière du piston du vérin, et des deux rebords près du logement du joint torique (situé à mi-longueur du piston). Les marques correspondaient à la position mesurée de 11° à laquelle le vérin avait été retrouvé. Quatre marques plus légères, pouvant être attribuables au piston, ont été observées à environ 1,4375 pouce plus haut sur la paroi du cylindre, dans le sens du déploiement. Ces marques correspondaient à deux marques sur la tige du cylindre, résultant du contact avec le rebord intérieur de l'écrou presse-étoupe fermant le vérin. On a jugé que ces marques étaient beaucoup plus représentatives de la position du vérin au moment de l'impact, ce qui donne un angle approximatif de 16 à 17°.
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Note de bas de page 8On a découpé le vérin extérieur du volet intérieur droit pour voir s'il y avait des marques correspondant à celles qui ont été observées sur le vérin intérieur du volet intérieur gauche et sur le vérin extérieur du volet intérieur gauche. De faibles rayures aux arêtes vives ont été décelées tout le long de la paroi du cylindre, en plusieurs endroits. Une série de marques correspondant à la plage des 16 à 17° ont été relevées sur le vérin intérieur du volet intérieur gauche et sur le vérin extérieur du volet intérieur gauche.
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Note de bas de page 9Distance mesurée entre le centre du coussinet de la chape du cylindre et le centre du coussinet de la tige du cylindre.
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Note de bas de page 10Positions en surface fournies par Boeing Engineering.