Rapport d'enquête aéronautique A08P0011

L'hélicoptère Eurocopter AS 350-B3 (numéro de série 3209, immatriculation N530NA) utilisé à des fins de formation au pilotage à l'île Douglas, à deux milles marins à l'ouest de l'aéroport de Pitt Meadows (Colombie-Britannique), transporte deux membres d'équipage. Le commandant de bord (pilote-instructeur) est aux commandes, et il occupe le siège gauche (siège du copilote). L'élève-pilote est assis dans le siège droit. Vers 11 h, heure normale du Pacifique, l'hélicoptère se met en stationnaire, et son élingue de 100 pieds se trouve à proximité de la cime d'un arbre mesurant 30 pieds. Après un descente d'environ 10 pieds, le pilote tente de freiner la descente en relevant le levier du collectif, mais l'hélicoptère poursuit sa descente. Le pilote baisse le levier du collectif, dirige l'hélicoptère vers une clairière et relève le levier du collectif au maximum pour ralentir la vitesse descensionnelle, mais l'hélicoptère percute brutalement le sol. La base du siège du pilote de droite se brise et s'affaisse. L'élève-pilote est légèrement blessé, mais le pilote-instructeur s'en tire indemne. L'atterrisseur à patins, les panneaux de la partie inférieure du fuselage et les pales du rotor principal sont endommagés. Aucun incendie n'éclate. La radiobalise de repérage d'urgence ne se déclenche pas.

Déroulement du vol

Comme le moteur développait une puissance limitée, le commandant de bord a tenté de freiner la descente en relevant le levier du collectif, mais l'hélicoptère a continué à descendre lentement. Il a immédiatement abaissé le levier du collectif et tourné la poignée des gaz en position « vol », mais elle se trouvait déjà dans cette position. Il a alors fait prendre à l'appareil un mouvement de tangage vers l'avant tout en exécutant un virage de 180 degrés en préparation d'un atterrissage d'urgence. À l'impact, l'hélicoptère s'est incliné d'environ 15 degrés vers la droite, et le rotor principal a heurté de petits arbres. Le moteur fonctionnait toujours à bas régime, tout comme le rotor. Le pilote a coupé le moteur et serré le frein rotor.

Conditions météorologiques

Au moment de l'accident, les conditions météorologiques étaient les suivantes : ciel nuageux avec des averses de pluie de faible intensité; visibilité d'environ cinq milles terrestres; vent léger et variable, et température d'environ 3 °C.

Exploitation

L'hélicoptère était immatriculé aux États-Unis, mais exploité au Canada par Prism Helicopters Ltd. conformément au Règlement de l'aviation canadien (RAC).

On avait demandé au commandant de bord d'évaluer l'élève-pilote et de lui donner une séance de familiarisation sur l'hélicoptère AS 350-B3 en vue d'un emploi dans une filiale américaine de l'entreprise. Au moment de l'accident, le commandant de bord faisait une démonstration de manœuvre à l'élingue à l'élève-pilote.

Les pilotes n'avaient effectué aucun exposé détaillé sur les tâches de l'équipage en cas de véritable urgence. Tandis que le moteur développait une puissance limitée, l'équipage regardait l'élingue sous l'appareil, à l'extérieur, et il n'a pas vérifié ni vu si le voyant rouge du régulateur était allumé; il ne se souvient pas d'avoir entendu le timbre (GONG) de l'alarme sonore. Le commandant de bord n'a pas reconnu les signes d'un problème associé à un débit carburant fixe. Par conséquent, il n'a pas eu recours à la procédure prescrite dans le manuel de vol pour rétablir un bon débit carburant. À l'altitude au-dessus du sol où se trouvait l'hélicoptère, il n'avait pas été démontré qu'une autorotation pouvait mener à un atterrissage en toute sécurité.

Expérience de l'équipage

Le commandant de bord était certifié et qualifié pour le vol conformément à la réglementation en vigueur. Il totalisait environ 5510 heures de vol, dont 4300 à bord de l'hélicoptère McDonnell Douglas 369E (HU50) et 536 aux commandes de l'hélicoptère AS 350-B3. Il n'avait pas de qualification d'instructeur de vol, mais la réglementation ne l'exigeait pas.

L'élève-pilote possédait une licence de pilote professionnel délivrée par les États-Unis. Il totalisait environ 2000 heures de vol sur divers types d'hélicoptère, dont 1850 sur des hélicoptères à turbine. Il totalisait environ 500 heures de vol à l'élingue. Il venait de terminer une séance de familiarisation au sol sur le type d'hélicoptère en question et environ 2,5 heures de formation au pilotage; lors de l'accident, il en était à se deuxième expérience à bord d'un hélicoptère Eurocopter AS 350-B3.

Observations à la suite de l'accident

Après l'arrêt du moteur, on a remarqué que le voyant rouge (GOV) du régulateur était allumé. Le personnel de maintenance de l'entreprise, avec l'aide du représentant technique du motoriste, a extrait par la suite les données enregistrées par le système de surveillance des paramètres moteur (VEMD) de l'hélicoptère. Ces données comprenaient les codes des défaillances. Parmi les codes importants qui ont été relevés, mentionnons le « Code 129 VEMD - RED / AMBER GOV F MTR » : défaillance du résolveur du doseur de carburant ou défaillance du moteur pas-à-pas, et « FAIL 2, 4002 : RED GOV INDICATION » : grave défaillance du moteur pas-à-pas.

L'analyse des codes VEMD effectuée par Eurocopter a révélé qu'une défaillance importante du régulateur s'est produite lorsque le voyant rouge GOV s'est allumé, ce qui signifie que le débit carburant vers le moteur de l'hélicoptère était fixe et qu'aucune puissance supplémentaire ne pouvait être sollicitée (en tournant la poignée du collectif pour augmenter le débit). L'analyse des données du dispositif de réglage électronique du moteur (DECU) a révélé que la poignée tournante est restée dans la position de vol pendant l'accident en question. Dans la procédure du manuel de vol du giravion, lorsqu'un voyant rouge de défaillance GOV s'allume, on prescrit de déverrouiller la poignée des gaz et de dégager le cran « vol » pour permettre de régler manuellement le débit carburant.

La turbine du compresseur et la turbine de puissance tournaient sans faire de bruits inhabituels. Le compresseur ne montrait aucun signe d'usure par érosion mesurable ou de dommage causé par un corps étranger. Les bouchons magnétiques (3) du moteur étaient propres et n'avaient accumulé aucun débris métallique.

Rien ne laissait croire qu'une rupture du circuit carburant ou qu'un incendie s'était produit. L'hélicoptère était équipé d'un filtre à carburant monté sur cellule (SH02-42), pour lequel un certificat de type supplémentaire (CTS) avait été délivré. L'appareil avait effectué 448,6 heures de vol depuis la pose du dispositif en question, lequel devait être remplacé aux 600 heures. Il y avait des particules brunâtres en suspension dans le filtre à carburant de la cellule, lesquelles ont été attribuées à de l'oxyde de fer (rouille). L'exploitant a fourni un échantillon de carburant provenant de la vidange du réservoir et du filtre de l'hélicoptère pour que le Laboratoire technique du BST procède à des analyses plus poussées. L'échantillon de carburant était clair et limpide.

La radiobalise de repérage d'urgence ne s'est pas déclenchée pour des raisons inconnues.

Configuration de l'hélicoptère et systèmes d'avertissement

L'hélicoptère Eurocopter AS 350, construit par Eurocopter France, est habituellement équipé d'un système d'intercommunications qui a été conçu par le constructeur et approuvé par l'autorité de certification. Toutes les fois qu'un voyant d'avertissement rouge (ENG P, ENG FIRE, MGB P, BATT TEMP, GOV et HYD) s'allume, une alarme sonore (GONG) l'accompagne. Lorsque l'interrupteur du klaxon est mis sous tension au tableau de bord, tel qu'il est recommandé dans le manuel de vol, une alarme sonore se fait entendre dans les casques d'écoute des sièges du pilote et du copilote.

Lorsque l'hélicoptère accidenté a été construit en octobre 1999, il a été équipé (à la demande du propriétaire à ce moment-là) d'un système d'intercommunications Team TB27. Ce système n'offre pas la possibilité de couper l'alarme sonore entendue dans le casque d'écoute du copilote.

Le système d'intercommunications monté dans l'appareil au moment de l'accident en question était un dispositif AMS42, fabriqué par Northern Airborne Technology (NAT) Ltd. Aucune inscription relative à sa pose n'a été fournie. Lorsque l'hélicoptère est équipé d'un dispositif NAT AMS42, l'alarme sonore accompagnant les voyants rouges peut être entendue dans les casques d'écoute du pilote et du copilote. L'exploitant avait choisi de ne faire entendre les avertissements que dans le casque d'écoute du pilote, car des passagers occupent souvent le siège gauche du poste de pilotage. D'après ce qui a été dit, de telles alarmes sonores risquent d'inquiéter les passagers inutilement.

Le dispositif NAT AMS42 en question n'avait pas été autorisé en vertu d'une norme technique (TSO)^{Footnote 1}, la réglementation ne l'exigeant pas. Les Federal Aviation Regulations (FAR) des États-Unis et le RAC ne prescrivent pas la transmission d'une alarme sonore. Par conséquent, il n'existe aucune exigence de navigabilité particulière traitant des alarmes sonores et offrant des directives précises à des fins d'évaluation.

En réponse à une recommandation (A95-15) faite par le BST en 1995, Transports Canada a publié la Circulaire d'information (CI) 500-001, Édition 001, en date du 20 juin 2007, pour promouvoir l'utilisation d'alarmes sonores pouvant être entendues par les pilotes. La CI en question vise à fournir des conseils sur la démonstration de conformité, l'évaluation et l'approbation qui aideront à confirmer le respect des exigences mentionnées dans le manuel de navigabilité, par rapport :

• aux avertisseurs et alarmes sonores du poste de pilotage;
• aux systèmes de commutation permettant de mettre en sourdine le haut-parleur du poste de pilotage, « inhibant » ainsi les alarmes sonores du poste de pilotage selon certaines conditions.

En avril 2002, la Federal Aviation Administration (FAA) des États-Unis a attribué quatre nouvelles tâches au Aviation Rulemaking Advisory Committee (ARAC), en vertu de l'article 25.1322, FAR Part 25/Joint Aviation Requirements (JAR-25), Title 14 . Le comité en question devait formuler des recommandations permettant d'élargir la portée de la réglementation et des documents d'information en vigueur, afin d'y inclure des systèmes d'affichage et des technologies de pointe pour le poste de pilotage permettant d'aider les membres des équipages navigants dans le processus décisionnel. Cependant, la réglementation est toujours inchangée, et elle traite seulement de signaux d'avertissement visuels présentés sous forme de voyants de couleur dans le poste de pilotage.

Pendant que se tenait la présente enquête, Eurocopter Canada Limitée a publié la lettre d'information en service SI-ECL-006 (en date du 28 mars 2008) pour répondre aux récents commentaires des pilotes sur le terrain à l'égard du volume relatif de l'alarme sonore entendue dans le casque d'écoute du pilote. La lettre suggérait que, pour mieux entendre le signal d'alarme, la commande audio du dispositif NAT AMS42 pouvait être reconfigurée de façon à ce que le signal d'entrée audio amplifié soit directement transféré au casque d'écoute du pilote. La lettre informait également les intéressés des modifications futures en matière de communication et de navigabilité qui seraient apportée aux hélicoptères AS 350 B2, B3 et EC 130 B4 et qui prévoyaient le transfert du signal direct amplifié du côté du pilote.

Lorsque le signal direct amplifié est transféré au pilote, le copilote n'entendra pas l'alarme sonore dans son casque d'écoute. Le seul moment où le copilote pourrait avoir besoin d'entendre l'alarme sonore serait durant sa formation au pilotage. Cette configuration demande la pose de l'affichette suivante sur le tableau de bord : « CO-PILOT AURAL WARNING NOT ENABLED » (alarme sonore du copilote non activée). American Eurocopter (États-Unis) et Eurocopter France n'étaient pas au courant de la lettre d'information en service SI-ECL-006 publiée par Eurocopter Canada Limitée.

Les deux pilotes étaient penchés à l'extérieur de l'hélicoptère pour observer l'élingue lorsque le régime moteur a chuté, et ils ne se souviennent pas d'avoir entendu un signal sonore ou d'avoir vu un voyant d'avertissement. L'alarme sonore transmise au siège du copilote n'était pas activée, et aucune affichette à cet effet n'était posée sur le tableau de bord.

La commande montée à l'intention d'un deuxième pilote assis dans le siège avant gauche n'était pas la même que celle qui se trouvait près du siège droit. Le levier du collectif normal du pilote (à droite) est doté d'un dispositif permettant de verrouiller la poignée de débit que l'on nomme le « flight notch » (cran de vol) dans le manuel de vol du giravion (voir la Photo 1). En cas d'urgence, il faut dégager le cran pour pouvoir contrôler manuellement le débit carburant, quel que soit le réglage de la puissance. La poignée de commande du siège gauche n'est pas équipée d'un dispositif de verrouillage (voir la Photo 2). Les modèles plus récents de l'hélicoptère AS 350-B3 sont dotés d'un dispositif électrique qui dégage automatiquement le cran si le mode manuel (MANUAL MODE) est sélectionné ou si le voyant rouge GOV s'allume.

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Des boutons-poussoirs électriques montés sur les deux manches cycliques permettent habituellement de larguer la charge du crochet de charge de l'hélicoptère, mais ils n'étaient pas amorcés durant le vol en question. Bien qu'il soit possible d'utiliser un dispositif hydromécanique pour larguer manuellement la charge, celui-ci est seulement intégré au levier du collectif droit. L'élingue n'a pas été larguée pendant l'urgence.

Analyse du moteur et du circuit carburant

Le moteur (Turbomeca Arriel 2B portant le numéro de série 22083 et totalisant 2304,9 heures depuis sa mise en service initiale), son dispositif de dosage hydromécanique (HMU) et son DECU^{Footnote 2} ont été déposés à des fins d'examen plus poussé dans un centre d'essai moteur.

Le DECU surveille et commande le fonctionnement du moteur. Le moteur Arriel 2B est muni d'un dispositif de régulation numérique à un circuit ainsi que d'un circuit électrique redondant alimenté par l'alternateur du moteur et la batterie de l'hélicoptère. Il est programmable, et il assure l'interface avec l'hélicoptère et les composants du système. Lors de certains événements, il enregistre et conserve les données dont les valeurs sont supérieures à certains paramètres préétablis, et ces renseignements sont sauvegardés dans sa mémoire. En cas de défaillance de niveau trois, le DECU bloque le moteur pas-à-pas (qui règle le doseur de carburant), ce qui cause un débit carburant fixe. Les anomalies précédemment relevées par le VEMD ont été comparées aux données sauvegardées par le DECU.

Les données du DECU ont confirmé qu'une anomalie était survenue après environ 30 minutes de vol. L'anomalie en question est mentionnée dans le manuel d'entretien du Turbomeca Arriel 2B sous la tâche numéro 71-00-06-817-854-A01, où elle est attribuée à une défaillance du résolveur du doseur de carburant ou à une défaillance du moteur pas-à-pas. Le manuel en question offre des directives de dépannage relativement à cette défaillance ainsi que trois causes possibles :

1. dispositif d'injection et de dosage (HMU);
2. EECU/DECU;
3. faisceau de commande.

Lorsque le moteur a été livré au centre d'essai moteur, il a été inspecté pour déterminer son état général et la faisabilité d'un essai de fonctionnement. On a relevé une certaine contamination du filtre à carburant du HMU; il totalisait environ 450 heures sur les 600 heures de durée de vie prévue. Des échantillons de carburant et d'huile ont été recueillis à des fins d'analyse. Certaines particules trouvées dans l'échantillon de carburant ont été analysées par JET-CARE International Inc. Les résultats de cette analyse ont été examinés, et ils sont indiqués dans le rapport numéro LP 020/2008 - Test and Analysis of DECU (Essai et analyse du DECU) du Laboratoire technique du BST. Le filtre d'huile du moteur et le filtre à carburant du HMU ont été déposés et mis de côté pour mener des analyses plus poussées. Ces dernières ont révélé qu'aucune particule ne provenait du HMU, et on a conclu que son filtre fonctionnait comme il le devait puisqu'il avait retenu la contamination observée lors de sa dépose.

Le moteur, équipé de son HMU et de ses faisceaux de fils originaux, a été mis au banc d'essai. Il comprend deux faisceaux : le faisceau de commande et de surveillance ainsi que le faisceau de régulation. Les deux faisceaux sont reliés d'un côté au DECU et de l'autre, à des capteurs et au HMU. Le faisceau de commande et de surveillance envoie des signaux servant à commander et à surveiller le DECU. Le faisceau de régulation envoie des signaux assurant les fonctions de régulation du DECU.

Le moteur a bien fonctionné en mode de commandes de vitesse et de position ainsi qu'en mode de vol automatique. Il a été en mesure de développer sa pleine puissance. Le moteur a été mis à l'essai notamment par la vérification des transitoires, des capteurs d'accélération et de décélération du moteur, des points d'ouverture et de fermeture du purgeur et du fonctionnement de l'alternateur. Le système manuel/auxiliaire du débit carburant a fonctionné sans problème. De même, on a vérifié le fonctionnement du HMU, et aucune défaillance n'a été relevée. Les performances du moteur au banc d'essai n'ont indiqué aucun problème relatif aux faisceaux de fils électriques.

On avait préparé le moteur pour le banc d'essai en y posant des filtres d'huile et à carburant asservis (au groupe du banc d'essai). Il ne s'agissait pas de filtres neufs, car c'est la politique de Turbomeca et la façon de faire des ingénieurs affectés au banc d'essai de réutiliser les filtres plusieurs fois. Toutefois, les filtres sont inspectés chaque fois qu'un moteur est mis à l'essai au banc. Une fois la mise à l'essai du moteur terminée, on a examiné les bouchons détecteurs de limailles et ces derniers étaient propres. Le filtre d'huile et le filtre à carburant ont été vérifiés. On a trouvé des particules magnétiques brillantes et très fines dans le logement du filtre du HMU. On a envisagé la possibilité que le HMU génère ces particules de métal parce que le filtre n'aurait pas dû contaminé. On a signalé que le filtre en question avait déjà été utilisé à six reprises.

Turbomeca (États-Unis) a signalé que des essais plus poussés pouvaient être faits en France, car il lui était impossible de mettre à l'essai les composants assemblés (DECU et moteur) dans son centre d'essai. Le HMU pouvait être mis à l'essai et/ou démonté pour vérifier si on y trouvait des rayures et/ou de la limaille. L'enquête a été réorientée sur la vérification du DECU et du HMU en France. Thales fabrique ce DECU pour Turbomeca.

Le Bureau d'Enquêtes et d'Analyses (BEA) (France) a récemment mené une enquête (Rapport n-du080711_cal01/- 11 juillet 2008 du BEA) après qu'un moteur Arrius 2K1 monté dans un hélicoptère Agusta A109E a subi une panne du moteur pas-à-pas provoquée par un débit carburant fixe. Le faisceau de régulation fabriqué par Aquitaine Electronique, référence 0319768200, portait des traces de corrosion interne et d'amorçage d'arc, lesquelles ont été jugées la cause fondamentale de la défaillance du moteur pas-à-pas. En outre, Turbomeca a informé les exploitants de l'examen d'un Eurocopter AS 350 B3 équipé d'un moteur Arriel 2B et exploité en Australie; l'examen en question a permis d'établir qu'un faisceau de régulation dont la continuité était irrégulière avait causé un problème de débit carburant fixe.

Examen de la régulation du carburant moteur aux installations de Turbomeca France et de Thales

Le personnel de Turbomeca, de Thales, du BEA et du Laboratoire technique du BST a procédé au démontage et à un examen rigoureux du HMU, et ce dernier a révélé la présence d'un contaminant dans les conduites de carburant du HMU. Il a été déterminé que ce contaminant était un petit éclat du matériel constituant le joint torique qui repose sur la chambre à membrane de pression différentielle (voir la Photo 3 et la Photo 4). Aucune limaille n'avait été produite dans ce composant. Le moteur pas-à-pas et le DECU ont fait l'objet d'essais exhaustifs distincts, et aucun des résultats obtenus n'a pu justifier ce qui s'est produit. L'Annexe A présente un schéma détaillé du dispositif de dosage de carburant.

L'enquête du Laboratoire technique du BST a permis de déterminer que le fragment de couleur bleue du joint torique ne provenait pas des joints toriques montés dans le circuit. Par conséquent, celui-ci était probablement entré dans le composant durant des travaux de maintenance antérieurs ou lors de la fabrication initiale du composant.

Examen du faisceau de commande et de surveillance ainsi que du faisceau de régulation

Un examen subséquent des faisceaux de fils du moteur (faisceau de commande et de surveillance et faisceau de régulation) a été jugé utile à la lumière des deux récents événements confirmés par American Turbomeca, et ce, malgré les résultats peu probants obtenus lors des premiers examens des faisceaux effectués au banc d'essai. Le rapport numéro LP 020/2008 du Laboratoire technique du BST a été modifié pour refléter ces derniers examens. Aucune anomalie pertinente des faisceaux de fils ni aucune corrosion sur les connecteurs et les goupilles de raccordement n'ont été relevées.

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Antécédents de maintenance

Toutes les mises à jours concernant la maintenance, les registres et les modifications applicables du DECU ont été effectuées, sauf la mise à niveau TU143 du logiciel. Cette mise à niveau apportait les changements suivants au DECU :

• amélioration du volet logique gérant la tolérance de perte de pas;
• ajout d'une fonction de remise à zéro des compteurs de cycles;
• ajout d'un totalisateur de décélération et sauvegarde des circonstances d'une panne;
• mise à jour de la logique de détection de N1, de N2 et des pannes d'alternateur.

Le HMU/(pompe à carburant HP), référence 0292858770 et numéro de série 174B, a été déposé à deux reprises pour des travaux de maintenance non précisés. Le dispositif a été remis à neuf le 9 mars 2004 puis remis en service. Son temps depuis révision a été remis à zéro (0,0 heure). Il a été monté sur le moteur portant le numéro de série 22083 le 20 septembre 2004, alors que son temps depuis révision était de 907,04 heures. Le 26 janvier 2005, le HMU totalisait 1294,3 heures depuis sa révision, date à laquelle on a remplacé le manocontact de référence 9550172000. Au moment de l'accident, le HMU totalisait 1393,8 heures depuis sa révision. Il a une durée de vie prévue de 3000 heures.

Le 6 juin 2002, Eurocopter a publié la lettre de service numéro 1556-71-02, traitant des défaillances du régulateur de carburant résultant d'écarts entre les positions théoriques et réelles du moteur pas-à-pas dans le dispositif de dosage de carburant. Par précaution, Eurocopter a demandé aux exploitants de couper le moteur avant de faire le plein, afin de réduire le présumé risque d'écart par une réinitialisation plus fréquente du calculateur. Ce dernier est automatiquement réinitialisé à chaque arrêt du moteur. La lettre de service indiquait également que Turbomeca avait publié le bulletin de service numéro 292 73 2066, qui donnait des conseils sur l'intégration de la mise à niveau TU66C du logiciel. Cette mise à niveau permettait d'accroître la tolérance de la régulation automatique à pleine autorité redondante (FADEC)^{Footnote 3} en cas d'une diminution du pas du rotor. Une fois la mise à niveau TU66C faite, il n'est plus nécessaire de couper le moteur pour faire le plein.

Le 17 avril 2004, Turbomeca a publié le bulletin de service (BS) numéro 292 73 2076/TU76, intitulé Hydro-mechanical Metering Unit (HMU)/Rack is guided inside the fuel metering unit body/Incorporation of modification TU 76. Le bulletin visait à éliminer les causes possibles de perte de pas de la servocommande pouvant mener à une transition vers le mode de commande manuelle. L'exploitant devait donner des instructions pour la dépose du HMU utilisé et la pose d'un HMU modifié. La modification en question comprenait un support plus long pour le moteur pas-à-pas et un couvercle modifié pouvant contenir le nouveau support. Le HMU/(pompe à carburant HP), référence 0292858770 et numéro de série 174B, a été fabriqué après la modification TU76 (BS 292 73 2076).

Même si les questions liées à la sécurité abordées par Eurocopter dans la lettre de service numéro 1556-71-02 et par Turbomeca dans le bulletin de service (BS) 292 73 2076/TU76 avaient d'abord été considérées comme des facteurs contributifs possibles, une enquête plus poussée a permis de déterminer que l'accident en question n'avait pas été causé par ces éléments.

Un éclat de matériau de joint torique trouvé dans les conduites de carburant du HMU a peut-être obstrué le doseur de carburant. Il n'était pas assez gros pour bloquer complètement l'orifice, mais il a peut-être nui à l'ouverture et à la fermeture du doseur de carburant, si l'éclat était coincé entre l'aiguille et l'orifice. Ce problème aurait causé un écart entre les positions du résolveur et du moteur pas-à-pas et provoqué un débit carburant fixe. Le régulateur ne pouvait pas accroître le débit carburant nécessaire pour maintenir un vol stationnaire haut, et l'hélicoptère a perdu de l'altitude.

Le levier du collectif du siège gauche n'était pas muni d'un mécanisme de déverrouillage de la poignée des gaz. Par conséquent, le pilote aux commandes n'a pas pu procéder au contrôle manuel de la poignée des gaz. Le débit carburant ne suffisait pas à fournir la puissance nécessaire pour freiner la vitesse de descente, et l'hélicoptère a fait un atterrissage brutal.

Les deux pilotes étaient penchés vers l'extérieur de l'appareil pour observer l'élingue au moment où les effets du débit carburant fixe se sont manifestés, et ils n'ont pas vu le voyant GOV sur le tableau des voyants d'avertissement. En outre, comme il était assis dans le siège gauche, le commandant de bord n'a pas entendu l'alarme sonore qui accompagne le déclenchement du voyant d'avertissement. La capacité du commandant de bord à gérer l'urgence était limitée, parce que l'alarme sonore n'était pas envoyée au pilote assis dans le siège gauche et qu'aucun mécanisme de déverrouillage de la poignée des gaz n'était monté sur le levier du collectif du siège gauche.

Comme le crochet de charge externe n'était pas activé pendant les exercices de formation, le commandant de bord n'aurait pas pu larguer la charge. Les deux pilotes possédaient de l'expérience en transport à l'élingue, mais ils n'ont pas pensé à larguer l'élingue. Pendant l'urgence, le commandant de bord a porté toute son attention à l'atterrissage de l'hélicoptère. Même si l'élingue n'a pas causé l'accident en question ou des dommages supplémentaires à l'hélicoptère, il y avait un risque que, en demeurant fixée à l'appareil pendant une urgence, elle s'accroche dans un obstacle, modifie l'assiette de l'hélicoptère et nuise à la maîtrise de celui-ci.

L'élève-pilote ne connaissait pas suffisamment bien l'hélicoptère pour réagir en cas d'urgence, et l'équipage n'avait effectué aucun exposé définissant l'échange de renseignements et le partage des tâches en situation d'urgence. L'équipage n'a pas eu suffisamment de temps pour coordonner les manœuvres nécessaires et assurer un atterrissage en toute sécurité.

L'enquête a donné lieu au rapport de laboratoire suivant :

• LP 020/2008 – Test and analysis of digital engine control unit (DECU)
  (Essai et analyse du dispositif de réglage électronique du moteur [DECU])

Ce rapport est disponible sur demande auprès du Bureau de la sécurité des transports du Canada.

Faits établis quant aux causes et aux facteurs contributifs

1. Le régulateur de carburant n'a pas pu accroître le débit carburant nécessaire pour maintenir un vol stationnaire haut; l'hélicoptère a perdu de l'altitude, et il a ensuite fait un atterrissage brutal. Le contaminant trouvé dans le dispositif de dosage hydromécanique (HMU) a peut-être bloqué le doseur de carburant, ce qui aurait provoqué un débit carburant fixe.
2. Le levier du collectif du siège gauche n'était pas muni d'un mécanisme de déverrouillage de la poignée des gaz. Par conséquent, le commandant de bord n'a pas pu régler manuellement la poignée des gaz et freiner la vitesse de descente de l'hélicoptère.
3. Les deux pilotes étaient penchés vers l'extérieur de l'appareil pour observer l'élingue au moment où les effets du débit carburant fixe se sont manifestés, et ils n'ont pas vu le voyant d'avertissement. La capacité du commandant de bord à gérer l'urgence était limitée, car l'alarme sonore n'était pas perceptible pour le pilote assis dans le siège gauche.

Faits établis quant aux risques

1. Le crochet de charge externe n'était pas activé pendant les exercices de formation, et le commandant de bord n'aurait pas pu larguer la charge. Si l'élingue demeure fixée à l'appareil pendant une situation d'urgence, il y a un risque qu'elle s'accroche dans un obstacle, modifie l'assiette de l'hélicoptère et nuise à la maîtrise de celui-ci.
2. Lors de séances de formation où l'on néglige d'effectuer un exposé sur les tâches à exécuter en cas d'urgence et sur leur coordination, il existe un risque plus élevé que l'hélicoptère ne se pose pas en toute sécurité.

L'exploitant, Prism Helicopters, a mis en place les mesures correctives suivantes :

1. a) Il a ajouté le point « ARM CARGO HOOK » (activation du crochet de largage de charge) à la liste de vérifications du poste de pilotage qui doit être suivie avant le démarrage du moteur de l'hélicoptère AS 350B3. Ainsi, les pilotes ne pourront pas oublier d'activer le crochet de largage de charge avant d'effectuer le transport de charge externe.
   b) Il a ajouté des questions aux examens concernant divers travaux de transport de charge externe, notamment une question sur l'activation du crochet de largage de charge.
2. L'exploitant, Prism Helicopters, a remanié l'exposé standard donné avant tout vol de formation et d'évaluation pour préciser les tâches et les responsabilités des membres de l'équipage à l'égard de tout aspect de la formation, y compris les vraies situations d'urgence.
3. Une affichette (CO-PILOT AURAL WARNING NOT ENABLED) indiquant qu'une alarme sonore n'est pas envoyée au copilote a été placée sur le tableau de bord de l'hélicoptère, conformément à la lettre d'information en service d'Eurocopter Canada, en date du 28 mars 2008.
4. L'alarme sonore du régulateur posé dans l'hélicoptère en question a été vérifié, puis son volume a été réglé au maximum.

Le présent rapport met un terme à l'enquête du Bureau de la sécurité des transports du Canada sur cet événement. Le Bureau a autorisé la publication du rapport le 23 septembre 2009.

Annexe A — Dispositif de dosage du carburant

Ce document n'existe pas en français.

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Annexe B — Commentaires du Bureau d'Enquêtes et d'Analyses pour la Sécurité de l'Aviation Civile

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