CONCLUSION :1. L'aéronef possède un certificat de navigabilité valide et est maintenu conformément aux réglementations et procédures applicables,
2. Il n'y avait aucun problème technique connu avant le départ,
3. La masse et le centrage de l'avion se situaient dans les limites d'exploitation,
4. Le roulement au décollage et le décollage étaient normaux, y compris les valeurs normales de gauche et de droite d'angle d'attaque (AOA). Pendant le roulement au décollage, les moteurs se sont stabilisés à environ 94% N1. À partir de ce moment, pendant la majeure partie du vol, la référence N1 est restée à environ 94%.
5. Peu de temps après le décollage, les valeurs AOA enregistrées à gauche et à droite ont dévié. L'AOA gauche, les valeurs étaient erronées et atteignaient 74,5 ° tandis que l'AOA droite atteignait un maximum valeur de 15,3 °. La différence entre les valeurs AOA gauche et droite était de 59 ° et
est resté en tant que tel jusqu'à la fin de l'enregistrement.
6. Juste après la déviation de l'AOA, le vibreur de manche gauche s'est activé et est resté actif
jusqu'à la fin proche de l'enregistrement. Les barres Pitch Flight Director (F / D) ont disparu sur les écrans de vol principaux (PFD) gauche et droit. Comme l'avion franchi 400 ft Radio Altitude, les barres F / D de tangage droit et gauche sont à nouveau apparues.
7. Immédiatement après la défaillance du capteur LH AOA, les valeurs erronées AOA gauche affectées
la commande de tangage LH FD et les barres de tangage RH et LH Flight Director (FD) ont commencé
pour afficher différents conseils.
8. L'ordinateur -1 de l'amortisseur de lacet de gestion de décrochage (SMYDC 1) a calculé le minimum de LH vitesse opérationnelle et vitesse du vibreur de manche gauche supérieures à VMO (340 kt) sans
alerte ou détection d'invalidité. la vitesse indiquée LH était à l'intérieur du minimum bande de vitesse (rouge et noir).
9. Environ cinq secondes après la fin des opérations de relevage électrique manuel de l'équipage,
une troisième compensation automatique de piqué (MCAS) s'est déclenchée. Il n'y avait pas de correspondance mouvement du stabilisateur, qui est cohérent avec les interrupteurs de coupure du trim du stabilisateur étant dans la position «coupée»
10. Le claqueur de vitesse droit a retenti et est resté actif jusqu'à la fin de l'enregistrement. Les valeurs de vitesse HR variaient entre 360 kt et 375 kt (valeurs RH). Sur le LH PFD, la vitesse calculée par LH a oscillé entre 335 kt et 350 kt.
11. Environ cinq secondes après la dernière entrée de relevage électrique manuel, un quatrième déclenchement automatique du piqué (MCAS). Le stabilisateur est passé de 2,3 à 1 unité. La vitesse verticale a diminué et est devenue négative 3 s après l'activation du MCAS.
12. La formation sur la différence entre le B737NG et le B737 MAX fournie par le fabricant était jugée insuffisante.
13. Le message AOA Disagree ne figurait pas sur l'avion accidenté selon la conception décrit dans le manuel d'utilisation de l'équipage de conduite.
14. La fonction de détection d'échec d'AOA de l'ADIRU n'a pas détecté l'AOA erroné de la gauche Capteur AOA car il ne considère la valeur comme erronée que lorsque la valeur AOA est en dehors de la portée physique. Donc, Le "flag" SPD et ALT n'est jamais apparu sur le PFD.
15. La conception MCAS sur des entrées AOA uniques le rendait vulnérable à une activation indésirable.
16. Les modes de défaillance spécifiques qui pourraient conduire à une activation MCAS non commandée, tels que une entrée AOA erronée élevée dans le MCAS, n’ont pas été simulées dans le cadre de tests de validation de l'évaluation des risques fonctionnels.
Citation:
As a result, additional flight deck effects (such as IAS DISAGREE and ALT DISAGREE alerts and stick shaker activation) resulting from the same underlying failure (for example, erroneous AOA) were not simulated and were not documented in the stabilizer trim and auto flight safety assessment.*
(*En conséquence, les effets supplémentaires pour le poste de pilotage (tels que les alertes IAS DISAGREE et ALT DISAGREE et l'activation du stick shaker) résultant de la même défaillance sous-jacente (par exemple, une AOA erronée) n'étaient pas simulés et non documentés dans l'évaluation du stabilisateur et la sécurité de vol automatique.)