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Performances
Comportement et parcours de l'avion après l'arrêt des enregistreurs
Les cinq dernières minutes et demie du vol SR 111 n'ont pas fait l'objet d'une saisie de données par les enregistreurs de vol, l'incendie les ayant prématurément mis hors d'état de fonctionner. Il existe cependant des données de radar secondaire de plusieurs sources portant sur toute la durée du vol, y compris le déroutement sur Halifax et la plus grande partie des cinq dernières minutes et demieNote de bas de page 1. Les données de la mémoire permanente (NVM) du FADEC (régulateur automatique à pleine autorité redondante) des moteurs 2 et 3 fournissent d'utiles renseignements sur les dernières minutes du vol.
Pour caractériser ces dernières minutes de vol, la Vehicle Performance Division du NTSB a étudié les données initiales du radar de Halifax. Plusieurs stations radar ont saisi des éléments de la dernière partie du vol, mais c'est le radar de Halifax qui fournit les données les plus complètes, le radar primaire ayant affiché des échos en descente jusqu'à 600 pi au-dessus de l'océan. L'altitude minimale d'affichage au radar est fonction de la portée optique, et le radar de Halifax n'est qu'à environ 38 milles marins (nm) du lieu de l'accident. Après lui, le radar le plus proche est celui de l'installation militaire de Greenwood situé à quelque 53 nm, dont les données, d'une définition moins fine, n'ont pas servi à l'analyse des données radar.
Les données du radar de Halifax montrent qu'à 1 h 25 min 11 s - environ 30 secondes avant l'arrêt des enregistreurs de bord - l'information d'altitude en mode C du transpondeur a été temporairement interrompueNote de bas de page 2. Le cycle de balayage étant de 4,82 secondes, le mode C a pu faire défaut 4,82 secondes plus tôt. L'information d'altitude en mode C a repris entre 1 h 25 min 45 s et 1 h 25 min 50 s par un affichage constant d'une altitude pression de 9 700 pi pendant les quatre sondages suivants. Par la suite, le mode C a fait défaut pendant les derniers instants, entre 1 h 26 min 4 s et 1 h 26 min 9 s. Les échos du radar primaire ont été enregistrés pendant les cinq minutes suivant la dernière interruption du mode C, le dernier de ces échos à 1 h 31 min 8 sNote de bas de page 3. Selon une donnée sismographique, l'impact sur l'océan s'est produit 10 secondes après, vers 1 h 31 min 18 s.
Les données radar ont été analysées par le programme d'ordinateur DANTE, créé par le NTSB. À partir des données de position radar, des données sur le vent, de la masse de l'avion et des coefficients aérodynamiques, ce programme détermine les valeurs de plusieurs variables, dont les angles de tangage, de roulis et de lacet, l'altitude, la vitesse-sol, la vitesse vraie, l'angle de route, l'angle de dérive, l'angle de la trajectoire de vol, l'angle d'attaque et le facteur de charge. Dans cette analyse, les données sur le vent sont celles du sondage réalisé par le ballon météorologique largué à Yarmouth (Nouvelle-Écosse) à 0 h UTC, et enregistrées le 3 septembre 1998. Aux fins de cette analyse, on admet pour l'avion une masse brute d'environ 230 tonnes. Les imprécisions du radar en fait de mesure des données de temps, de distance et d'azimut se traduisent essentiellement par des oscillations non réalistes ou des interruptions de la projection de la trajectoire au sol, ce qui est généralement encore plus évident avec les données du radar primaire. Dès lors, les dérivées calculées à partir de la position radar tendent aussi à être imprévisibles. Aussi ont-elles été lissées pour que les oscillations calculées soient atténuées. Le lissage pouvant supprimer des pics de données plausibles, les paramètres de comportement obtenus par calcul peuvent à certains égards être sujets à caution. Ainsi, l'angle d'inclinaison latérale calculé varie de 0 à 40° pendant le dernier virage à droite en descente; les calculs montrent cependant que l'inclinaison à droite a augmenté jusqu'à atteindre environ 50° lors des quelques derniers échos du radar primaire. Il n'est pas possible de confirmer si ce calcul est précis ou s'il tient d'un lissage excessif des échos radar, d'où une augmentation artificielle du rayon de courbure de la projection de la trajectoire au sol dans cette partie du vol.
D'après les résultats de l'analyse des données radar, la concordance est généralement bonne entre les paramètres obtenus par radar et les données de l'enregistreur de données de vol (FDR) jusqu'à ce que celui-ci cesse d'enregistrer. On constate, par exemple, que les différences de vitesse sont d'au plus 3 %. L'analyse laisse croire qu'il n'y a pas eu dans le comportement ou dans la trajectoire de l'avion des changements soudains pouvant être attribuables à un fait spectaculaire entre le dernier écho du transpondeur en mode C, à 9 700 pi, et le dernier écho du radar primaire, à seulement 600 pi au-dessus de l'océan. Les calculs donnent à penser que l'angle d'attaque est resté bien inférieur à l'angle de décrochage, et les angles d'inclinaison latérale, inférieurs à 40°.
Le profil précis de l'altitude au cours de la descente finale à partir de 9 700 pi n'est pas connu. À partir du temps écoulé entre le dernier écho du transpondeur en mode C à 9 700 pi et l'accident, il a été possible de calculer une vitesse de descente moyenne compatible avec l'échelonnement des échos radar, le lieu de l'impact et l'heure estimée de celui-ci. L'analyse des données radar montre qu'on peut déduire de ces hypothèses qu'entre 9 700 pi et le point d'impact, l'avion avait pu voler selon une vitesse de descente moyenne de 1 800 pi/min. Les calculs montrent en outre une vitesse-sol variant de 230 à 370 nœuds et des angles d'inclinaison latérale compris entre 0 et 40° à droite. La vitesse-sol moyenne pendant les cinq dernières minutes et demie a été calculée comme étant d'environ 285 nœuds. D'après le profil d'altitude admis, l'angle d'inclinaison en tangage déterminé par calcul a varié de −3 à +3° pendant les virages en descente à droite. Voilà qui laisse croire que le vol de l'avion était relativement stable pendant le virage en descente jusqu'à 600 pi environ.
Les données d'anomalies servant ordinairement à la maintenance ont été enregistrées par le FADEC de chacun des moteurs. Chaque anomalie ainsi relevée comportait un délai entre le moment précis de l'anomalie et sa consignation dans la mémoire permanente. Chaque anomalie ainsi enregistrée comprenait également des renseignements supplémentaires relevés au moment de sa consignation dans la mémoire permanente, notamment les suivants : N2 (régime du compresseur haute pression), Pamb (pression ambiante), M (nombre de Mach) et altitude-pression. Les données du FADEC n'étant synchronisées à aucune référence temporelle standard, il a fallu faire coïncider l'heure des anomalies avec les données du FDR en se basant sur les valeurs en mémoire de N2 et de Pamb.
Aucune anomalie n'a été enregistrée avant que l'avion ne descende à 10 000 pi. Si quelques anomalies l'ont été pendant que le FDR était encore en état de fonctionner, bon nombre d'autres ont été mises en mémoire permanente après que les enregistreurs eurent cessé de fonctionner. De ce fait, le moment précis de la plupart des anomalies n'est pas connu. Pendant l'analyse des données, le motoriste a constaté que le calculateur des commandes de vol FCC-1 des moteurs 2 et 3 a cessé de recevoir des entrées entre 1 h 25 min 5 s et 1 h 25 min 7 s, constatation qui correspond aux données du FDR. À moins de 10 000 pi, aucune anomalie n'a été enregistrée par le FADEC du moteur 3. Quelques anomalies du moteur 2 ont été enregistrées, probablement entre 10 000 et 2 000 pi. À une altitude pression de 1 782 pi, une anomalie du moteur 2 a été enregistrée qui correspondait à une réinitialisation du FADEC. Cette réinitialisation s'explique par l'arrêt du moteur 2 au moyen du commutateur de carburant, des anomalies ultérieures indiquant un ralentissement de N2 jusqu'au régime de rotation en moulinet. Étant donné la tolérance de plus ou moins 470 pi à l'égard de l'altitude pression enregistrée, et compte tenu d'une pression au niveau de la mer de 29,80 po
Impact
Dommages causés par l'impact
Les débris se sont peu étalés. Si l'avion s'était disloqué en glissant à la surface de l'eau, ils auraient recouvert une surface plus étendue. L'exiguïté de cette surface et l'importance des dommages donnent à penser que l'avion n'est pas entré dans l'eau de façon tangentielle. Lorsqu'un avion s'abîme dans un plan d'eau à une vitesse suffisante pour être disloqué, comme dans le cas présent, les parties les plus lourdes de l'épave sont celles que la force d'impact projette le plus loin. Les objets lourds placés à l'origine sur la ligne de référence du fuselage tendent à rester sur cette ligne; les objets légers tendent à dériver au gré du courant.
En examinant l'épave, on a souvent noté que la force d'impact semblait s'être exercée sous un angle de 15° à droite par rapport à l'axe du fuselage, ce qui est l'indice d'une arrivée dans l'eau selon une inclinaison non coordonnée à droite. Les dommages subis par le stabilisateur droit montrent que les forces d'impact ont été plus violentes à droite qu'à gauche. De plus, les attaches des deux moteurs d'aile se sont rompues instantanément en surcharge. L'attache du moteur 3 a subi une importante contrainte de torsion dans le sens horaire; autrement dit, la poutre transversale glissée dans la chape s'était tordue dans le sens horaire (vue d'arrière en avant). Au contraire, la chape de l'attache du moteur 1 s'était rompue selon une moins grande contrainte de torsion vers la droite. La principale charge à l'origine de la rupture avait dû être une déformation vers le haut de la chape.
Cadre de fuselage et porte de l'alternateur éolien
La porte par laquelle l'alternateur éolien sort par gravité se trouve entre les références fuselage 555 et 575. C'est une ouverture d'environ 20 po sur 11 po, avec extrémités semi-circulaires de 11 po de diamètre, dont la longueur est parallèle à l'axe du fuselage. La charnière de porte se trouve sur le long bord du côté extérieur. La porte pivote au moyen d'un tringlage solidaire de l'alternateur éolien. Ce dernier se débloque mécaniquement à partir du poste de pilotage, ce qui permet à un amortisseur sous pression de le garder déployé.
L'épave du montant de la porte de l'alternateur éolien été retrouvée. Cette épave montre que le montant de la porte avait été embouti à partir du fond et écrasé par l'arrière, de sorte que les principales pliures se présentent sous un angle de 15 à 25° par rapport à l'axe longitudinal du cadre de porte, et donc du fuselage. Un impact sous 15° à droite par rapport à l'axe du fuselage présenterait ces particularités.
Porte du compartiment avionique
La force d'écrasement avait gondolé la porte isolant le poste de pilotage du compartiment avionique sous un angle de 15° par rapport à l'axe du fuselage, à partir du coin avant droit.
Secteur des manettes des gaz
Le pylône portant le secteur des manettes des gaz avait été écrasé et tordu d'environ 15° dans le sens horaire par rapport à son axe vertical.
Compas de secours
Le compas de secours présente en son coin supérieur droit une pliure constituant une marque témoin presque parfaite qui correspond avec le bord gauche du montant central du cadre de pare-brise en son extrémité supérieure où il commence à s'incurver. Cette pliure laisse aussi croire à un angle d'impact de 15° vers la droite par rapport à l'axe du fuselage.
Horizon gyroscopique de secours
L'horizon gyroscopique de secours, qui est presque dans l'axe de l'avion, avait été écrasé en son coin supérieur droit et il présentait des plis orientés de 15 à 20° par rapport à l'axe du fuselage.
Fenêtres du poste de pilotage
La fenêtre droite du poste de pilotage avait été légèrement plus endommagée que la fenêtre gauche, ce qui s'explique par le fait qu'elle faisait davantage face à l'avant dans le cas d'un impact à un angle de 15° à droite de l'axe du fuselage.
Girouette d'angle d'attaque
La girouette d'angle d'attaque, sur le côté gauche de l'avion, était tordue de 22° vers le bas par rapport à la ligne de référence du fuselage; (elle présente maintenant un dièdre négatif de 32°). À lui seul, ce fait tend à corroborer l'hypothèse d'un impact avec le plan d'eau sous un angle relativement faible et l'idée que l'avion ne s'était pas écrasé sur le dos. On part du principe qu'en pénétrant dans l'eau sous un angle aigu, un avion tend à « piquer du nez », car il subit une plus grande résistance à l'avancement vers le bas que vers l'avant. Sous la force de l'eau, la girouette d'angle d'attaque se place alors dans le sens que cette force lui impose; le bras de girouette atteint un angle d'attaque positif et courbe vers le bas, en dièdre négatif, l'extrémité de la palette de girouette. Si l'avion avait pénétré dans l'eau en vol inversé sous un angle aigu, l'extrémité de cette palette présenterait maintenant un dièdre positif. Il n'est pas possible de dire quels effets le carénage a pu avoir sur l'eau à cet endroit et, de ce fait, si cette supposition est exacte.
Ferrures de fixation des mâts de moteur
Les ferrures de fixation des mâts de moteur au longeron avant avaient été à la fois courbées vers l'arrière et vrillées dans le sens horaire (torsion vers le bas). La ferrure du moteur gauche avait été courbée plus amplement vers l'arrière, mais la structure voisine de la ferrure droite était plus gravement endommagée.
Vitesse d'impact
Les trois derniers échos de radar primaire ont eu lieu aux heures UTC et aux coordonnées de l'avion suivantes :
| Heures UTC | Latitude | Longitude |
|---|---|---|
| 1 h 30 min 58,2 s | 44°25′41,9″ N | 63°57′55,9″ O |
| 1 h 31 min 3,0 s | 44°25′21,6″ N | 63°57′53,8″ O |
| 1 h 31 min 7,8 s | 44°24′58,4″ N | 63°57′54,7″ O |
La vitesse de balayage du radar était d'un tour en 4,82 secondes. D'après un renseignement sismographique, l'avion s'était abîmé à 1 h 31 min 17,6 s. L'heure d'impact de 1 h 31 min 17,6 s ± 0,5 seconde est basée sur une position de l'épave donnée comme étant
- 44° 24,561′ N 63° 58,425′ O
(qui devient 44° 24′ 33,6″ N 63° 58′ 25,5″ O)
La zone de débris de l'avion était centrée à environ 2 511 pi au sud et 2 228 pi à l'ouest du dernier écho radar.
La configuration à l'impact a été déterminée comme étant trains rentrés, volets à 15° et becs de bord d'attaque rentrés. Pour cette configuration, le tableau des vitesses de décrochage du manuel d'exploitation de l'avion (AOM) indique les vitesses de décrochage suivantes :
| Masse de l'avion | 215 t | 230 t |
|---|---|---|
| Vitesse de décrochage en palier | 160 KT | 166 KT |
| Vitesse de décrochage en virage à 60° d'inclinaison | 226 KT | 235 KT |
Une analyse des capacités d'accélération de l'avion laisse croire que celui-ci ne s'était pas trouvé en survitesse au point d'avoir subi des dommages structuraux. La vitesse moyenne de l'avion, pendant la succession des sept derniers échos radar, était de 264 nœuds. (L'imprimante du radar fait état d'une vitesse de 240 nœuds pendant les trois derniers échos du radar primaire, et de 250 nœuds pendant les dix échos qui les ont précédés; cependant, la corrélation de ces vitesses avec les changements de position déterminés par radar n'est pas particulièrement bonne). Même dans un piqué à la verticale (qui ne s'est pas produit) en partant de 1 100 pi à 264 nœuds, l'accélération avant impact durerait moins de 2,5 secondes. La vitesse d'impact serait alors inférieure à celle d'une descente oblique accélérée. L'analyse de son FADEC montre que le moteur 2 avait été arrêté moins d'une minute environ avant la fin du vol. Le régime du moteur 3 s'était rapproché du ralenti. Si l'on suppose, de façon prudente, que le moteur qui restait développait la poussée de décollage et que l'avion se trouvait dans une descente oblique à partir de 1 100 pi commençant à 264 nœuds au dernier écho radar, la vitesse limite de résistance structurale de l'avion (350 nœuds IAS ) n'aurait pas été dépassée.
Conclusion relative à l'impact
Avant de percuter le plan d'eau, l'avion n'a pas accéléré jusqu'à une vitesse susceptible d'endommager sa structure. D'après les calculs, il aurait été possible, du point de vue de l'aérodynamique et selon le temps qui restait, que l'avion effectue un virage entre le dernier cap déterminé au radar et le lieu de l'impact. Ce virage aurait été serré.
Une vitesse d'impact élevée semble plausible du fait de l'ensemble des constatations suivantes :
- l'importance de la dislocation structurale, avec de nombreuses petites pièces de la partie avant du fuselage et seulement quelques pièces relativement grosses situées bien à l'arrière;
- le caractère total de la dislocation, tout étant gravement endommagé;
- aucun siège, cadre de pare-prise ou de porte intact;
- l'importance des dommages sur l'ensemble du train d'atterrissage, notamment le fait que le fût de l'atterrisseur avant avait été fendu par la compression de son amortisseur oléo-pneumatique.
Certaines particularités de structure montrent que l'impact s'était produit sous environ 15° à droite de l'axe de l'avion. Un virage à droite pourrait expliquer ce fait et les disparités d'endommagement des moteurs droit et gauche et de leurs fixations.
Profil théorique de la descente d'urgence
Le profil théorique d'une descente d'urgence a été élaboré au moyen des données obtenues d'une simulation effectuée par l'avionneur. Le profil de simulation a été obtenu au moyen d'un simulateur à restitution de mouvements, à partir des procédures de la liste de vérifications en cas de descente d'urgence approuvée par la FAA pour le MD-11. On n'a pas tenu compte du vent, ni d'un quelconque changement de la masse ou du centrage de l'avion qui aurait pu résulter d'un largage de carburant. Les données initiales de configuration ont été les suivantes :
| Masse brute | 507 700 lb |
|---|---|
| Centrage | 0,313 % de la corde aérodynamique moyenne |
| Volets | rentrés (0°) |
| Train d'atterrissage | rentré |
| Manettes des gaz | position ralenti |
| Aérofreins | entièrement déployés |
| Vitesse indiquée | augmentée jusqu'à la vitesse maximale admissible en exploitationNote de bas de page 4 |
Le profil simulé comprenait une réduction de vitesse à une vitesse indiquée de 270 nœuds à partir de la vitesse maximale admissible en exploitation, la mise en palier ayant eu lieu à environ 10 000 pi pour la sortie du train d'atterrissage. La descente a ensuite été poursuivie avec une nouvelle réduction de vitesse. En descente jusqu'à environ 6 000 pi, les aérofreins étaient rentrés, et les volets ont été sortis à 15°. Une nouvelle mise en palier a ensuite été effectuée à 3 000 pi, et les volets ont été par la suite sortis à 35°. La descente finale a débuté à la vitesse d'approche indiquée, maintenue à environ 170 nœuds.
On a assorti les données de vent réelles provenant du FDR aux données du simulateur pour calculer la vitesse-sol de l'avion au cours de la descente d'urgence et l'heure la plus rapprochée pour un atterrissage. Cette vitesse-sol a été intégrée mathématiquement pour donner la distance parcourue en un temps donné. Les vents en altitude ont été enregistrés toutes les 64 secondes d'après les données du système inertiel de référence. Les dérivées de ces vents ont été déterminées de façon qu'on obtienne une définition plus fine, soit une dérivée par seconde, au moyen de l'enregistrement de la vitesse-sol, de la dérive, de la vitesse préétablie et du cap magnétique. Les dérivées des vents ont ensuite été considérées comme fonctions de l'altitude-pression pour permettre de déterminer la vitesse-sol le long du profil de descente en urgence. Compte tenu des vents enregistrés, la vitesse-sol atteinte dépendait de la route suivie en direction de l'aéroport de Halifax, qui dépendait à son tour du point de début du profil de la descente d'urgence.
On a supposé que la route suivie vers l'aéroport était la plus simple possible, avec le minimum d'évolutions latérales. Par conséquent, le profil supposé est celui d'une arrivée directe au radiophare non directionnel (NDB) GOLF à partir du point initial, suivie d'un trajet en ligne droite entre ce radiophare et le seuil de la piste 06. Pour simplifier les calculs, le temps et la distance parcourue en virages (ceux-ci de moins de 20°) n'ont pas été pris en compte. En intégrant mathématiquement la vitesse-sol du trajet en ligne droite entre le radiophare et la piste, et compte tenu de la distance connue de 4,9 milles marins entre ce radiophare et le seuil de cette piste, on a estimé l'heure de survol du radiophare pendant la descente d'urgence.
À partir de n'importe quel point le long de la trajectoire de vol, la distance de déplacement basée sur la vitesse-sol obtenue entre l'heure initiale et l'heure de survol du radiophare pourrait être comparée à la distance au radiophare GOLF d'après la position enregistrée par le système inertiel de référence de l'avion. On a présumé qu'il n'y aurait sur la trajectoire de l'avion qu'un seul point dont la distance au radiophare GOLF, déterminée par le système inertiel, équivaudrait à la distance parcourue le long du profil de la trajectoire d'urgence pendant la période spécifiée. L'amorce de la descente d'urgence à ce moment permettrait de se poser le plus tôt possible avec un minimum d'évolutions latérales. Il a fallu recommencer plusieurs fois ces calculs pour déterminer la position géographique et le moment qui lui était associé.
Le profil de descente d'urgence intercepte celui de la trajectoire de vol de l'avion en question à environ 1 h 14 min 18 s. Il s'agit du point optimal d'un début de descente permettant d'atterrir le plus tôt possible sans avoir à manœuvrer pour perdre de l'altitude. Le fait que l'heure optimale théorique de début de descente en vue d'un atterrissage dans le temps le plus court précède de quelques secondes seulement le lancement du signal d'urgence Pan Pan est une coïncidence. Une descente exécutée plus loin de l'aéroport aurait été prématurée et aurait pris plus de temps que si elle avait été exécutée au point de descente théorique idéal. Descendre plus tard (plus près de l'aéroport) signifiait que des manœuvres auraient été nécessaires pour perdre de l'altitude. Il est à noter que le moment optimal, pour une descente d'urgence vers Halifax, précédait de plus d'une minute la décision d'accepter Halifax comme aéroport de préférence. Les décisions prises relativement au moment et au taux de descente auraient été influencées par les repères à la disposition de l'équipage de conduite.
La simulation de la descente d'urgence effectuée avec le simulateur du constructeur montre qu'il aurait fallu environ 13 minutes et 8 secondes pour descendre du niveau de vol FL330 et exécuter un atterrissage avec arrêt complet. Il est à noter que la durée de la descente était indépendante des conditions de vent, qui influent seulement sur la distance nécessaire à la descente. La base de données du simulateur ne contenant pas l'aéroport de Halifax, on a utilisé un autre aéroport, dont l'altitude topographique est de 15 pi (462 pi de moins que l'aéroport de Halifax). Pour les besoins des calculs mentionnés ci-dessus, les données de simulation ont été corrigées pour reproduire avec le plus de précision possible la descente vers l'aéroport de Halifax. Grâce à cette correction, le temps écoulé entre le FL330 et le franchissement du seuil d'une piste à 50 pi AGL a été d'environ 12 minutes. Ce laps de temps a été utilisé dans l'intégration mathématique. Selon les estimations, l'heure de franchissement du seuil la plus hâtive a été 1 h 26 min 17 s. Cette valeur est considérée comme une approximation en raison des limites de précision de l'analyse, comme il est indiqué ci-dessus.
Performances d'atterrissage
Les données relatives à la distance d'atterrissage doivent comprendre les facteurs de correction du vent, la masse de l'avion à l'atterrissage, l'altitude topographique de l'aérodrome et l'état de surface de la piste. L'influence de la température, de la pression barométrique et de la déclivité de la piste sur la distance d'atterrissage du MD-11 n'est pas prise en compte, puisqu'elle est suffisamment petite pour être compensée par la réserve d'exploitation (40 % de la longueur disponible de piste résiduelle).
L'altitude topographique de l'aérodrome international de Halifax est de 477 pi. Le revêtement de la piste 06 est en asphalte, sa déclivité moyenne, en descente, est inférieure à 0,08 % et sa longueur disponible est de 8 800 pi. Le revêtement était sec.
À 1 h 21 min, l'équipage de conduite de SR 111 a indiqué que la masse de l'avion était de 230 tonnes. La masse maximale recommandée à l'atterrissage, pour le MD-11, est de 199,58 tonnes; dans certaines conditions, un atterrissage en surcharge peut cependant être autorisé jusqu'à 218,4 tonnes. Le manuel d'exploitation de l'avion précise qu'« aucun atterrissage en surcharge n'est autorisé si l'une des conditions suivantes existe » :
- un pneu est défectueux;
- la piste est contaminée;
- il y a un vent traversier de plus de 20 nœuds;
- les becs de bord d'attaque ne fonctionnent pas;
- il y a dissymétrie de sortie des volets;
- le circuit hydraulique est hors service;
- les gouvernes posent un problème;
- le stabilisateur est coincé;
- le système antidérapage est hors service;
- les inverseurs de poussée sont hors service; ou
- deux moteurs sont en panne.
Le manuel d'exploitation de l'avion précise en outre qu'« en cas de déclaration d'une situation d'urgence, le pilote commandant de bord peut prendre toute mesure jugée nécessaire, notamment ne pas tenir compte des limites et restrictions stipulées ci-dessus ».
Compte tenu de l'état de la piste et des conditions atmosphériques à l'aéroport international de Halifax à 1 h 35 min, la distance d'atterrissage nécessaire à un MD-11 en bon état de service sur la piste 06 (ou sur la piste 24) a été calculée de la façon suivante. (D'après la réglementation, un avion doit pouvoir s'arrêter sur moins de 60 % de la longueur de piste nécessaire.)
| Masse de l'avion | Atterrissage avec 35° de volets | Atterrissage avec 50° de volets | ||
|---|---|---|---|---|
| Piste 06 | Piste 24 | Piste 06 | Piste 24 | |
| 199,58 t | 7 875 pi | 8 630 pi | 7 060 pi | 7 800 pi |
| 218,40 t | 8 530 pi | 9 310 pi | 7 875 pi | 8 575 pi |
| 230,00 t | 8 860 pi | 9 660 pi | 8 200 pi | 9 000 pi |
Notes de bas de page
Note de bas de page 1Le radar secondaire est un système dont les impulsions radioélectriques émises par un émetteur-récepteur (l'interrogateur) sont reçues par un équipement complémentaire installé dans l'avion sous la forme d'un récepteur-émetteur (le transpondeur). Le transpondeur sert à déclencher une réponse caractéristique plutôt qu'à réfléchir un signal; cette réponse est renvoyée à l'interrogateur pour traitement et affichage dans une installation de contrôle de la circulation aérienne.
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Note de bas de page 2Le Mode C est un espacement spécifique des impulsions de signaux radioélectriques émis ou reçus par un interrogateur qui permet de rendre compte de l'altitude du transpondeur de l'avion à 100 pi près.
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Note de bas de page 3Le radar primaire est un système dans lequel une partie infime d'une impulsion radioélectrique émise par une station est réfléchie par un objet, puis renvoyée à cette station pour traitement et affichage dans une installation de contrôle de la circulation aérienne.
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Note de bas de page 4Le nombre de Mach maximal admissible en exploitation est constant; c'est Mach 0,87. Cette valeur correspond à une vitesse indiquée maximale admise en exploitation d'environ 312 nœuds au FL330. Pendant que l'avion descend, la vitesse indiquée maximale admise en exploitation augmente jusqu'à 365 nœuds au FL260, puis elle reste constante à 365 nœuds de vitesse indiquée.