Merci Cap172.
https://www.youtube.com/watch?v=78xPUBO034g
Le rapport final (il peut y avoir des erreurs de traduction).
Analyse Le pilote de ligne s'est élancé d'une piste de 13 500 pieds de long avec un vent de quart droit pour un vol d’essai local dans un avion bimoteur expérimental de construction amateur, qui était une réplique d’un avion de course des années 1930. Lors de la montée initiale après le décollage, l'avion est entré dans un décrochage à droite, suivie d'un gauche. Le décrochage gauche a augmenté et l’avion s'est engagé dans une descente en piqué qui a continué jusqu’à ce qu’il percute le sol dans une assiette inversée.
L'avion était équipé de plusieurs caméras embarquées qui capturaient des séquences vidéo du vol en question. Les vidéos ont révélé que le moteur gauche / avant avait commencé à monter en régime en flèche après le décollage et avait atteint sa vitesse de fonctionnement maximale (ligne rouge) à deux reprises au cours de ce vol court. Bien que le pilote ait tenté de contrôler le régime du moteur avant avec la manette d'accélérateur, les actions sur l'accélérateur n'avaient aucun effet apparent. Sur la base de la conception de la transmission à hélice, il est possible que l’embrayage du moteur avant glissait. La vitesse de l'avion a diminué en dessous de la vitesse de décrochage prévue et l'angle d'incidence a augmenté. l'avion a ensuite roulé à gauche et a ensuite percuté le sol. Un examen post-accident de l'avion n'a révélé aucune anomalie de contrôle de vol antérieure à l'impact. L’examen des moteurs n’a pas permis de déterminer la raison de la montée en régime rapide du moteur avant ou du glissement de l’embrayage. La séquence d'événements telle que décrite par les déclarations de témoins et la vidéo de bord correspondait à une perte de vitesse suite à une anomalie du moteur et à un décrochage aérodynamique ultérieur.
Les tests toxicologiques ont révélé la présence d'alcool dans les échantillons prélevés lors de l'autopsie. Compte tenu de la putréfaction des échantillons, il est probable que tous les alcools détectés résultent de la production post-mortem.
Du terrain depuis le lieu de l’accident jusqu’à un quart de mille au nord du lieu de l’accident, il était approprié d’y atterrir d’urgence.
Cause probable et constatationsLe National Transportation Safety Board détermine la ou les causes probables de cet accident comme étant:
Le pilote n'a pas réussi à maintenir sa vitesse après une anomalie moteur au cours de la montée initiale après le décollage, ce qui a provoqué le dépassement de l'angle d'attaque critique de l'avion et un manque de portance. L'anomalie moteur, contribuant à l'accident, n'a pas pu être identifiée lors de l'examen post-accident.
Historique du vol.
Le 6 août 2016, vers 8 h 20, un avion Wilson Bugatti-DeMonge 100P, N110PX, de fabrication amateur et expérimental, a heurté le relief peu après le décollage de la piste 35L de l'aéroport Clinton-Sherman (CSM), près de Burns Flat, dans l'Oklahoma. Le pilote de ligne a été mortellement blessé et l'avion a été détruit lors de l'impact et d'un incendie post-crash. L’avion était immatriculé auprès de Le Rêve Bleu LLC et était exploité par le pilote comme vol d’essai Code Fédéral 14 part 91. Auu moment de l’accident, les conditions météorologiques de vol à vue dominaient dans la région et aucun plan de vol n’avait été déposé. Le vol local provenait de CSM au moment de l'accident.
Un témoin à l'aéroport a rapporté que l'avion avait décollé de la piste. Lors de la montée initiale, l'avion s'est incliné à droite puis à gauche. L' inclinaison gauche de l'avion a augmenté, il a piqué du nez et il ait ensuite passé sur le dos avant de percuter le relief. L'examen de la vidéo d'un hélicoptère de suivi était conforme aux déclarations des témoins.
L'appareil:Le N110PX était un monoplan à roue arrière monoplace à deux moteurs de construction amateur expérimental, conçu comme une réplique du Bugatti-DeMonge 100P, un avion de course des années 1930 qui n'avait jamais été piloté. Un seul avion original a été fabriqué et l’avion accidenté était la première et unique réplique produite à la date du présent rapport.
Selon les documents de navigabilité, l'avion a été construit pour reproduire la structure, les systèmes et les dimensions de l'avion d'origine. L’avion accidenté était propulsé par deux moteurs de moto avec embrayage, Suzuki Hyabusa, montés en tandem à l’arrière du cockpit. Les moteurs entraînaient deux hélices en bois à pas fixe Hercules contrarotatives à deux pales coaxiales. Le moteur avant a été installé avec l’arbre de sortie dirigé vers l’avant et directement raccordé au réducteur à hélice par des joints universels et des arbres d’entraînement situés sur le côté gauche du fuselage. Le moteur arrière était installé avec l’arbre de sortie à l’arrière et était indirectement relié au réducteur de l’hélice par une transmission à chaîne et des pignons entraînant les arbres de transmission et les joints universels du côté droit du fuselage. Les deux boîtes de vitesses du moteur étaient en 6ème vitesse et ne pouvaient pas être changées. Le réducteur d’hélice était logé dans un seul boîtier avec deux trains d’entraînement distincts pour entraîner les hélices à rotation opposée. Le moteur avant entraînait la transmission de la boîte de vitesses gauche et l'hélice avant. Le moteur arrière entraînait la chaîne cinématique droite et l'hélice arrière.
La commande des gaz du moteur a été réalisée au moyen de deux leviers installés côte à côte sur le côté gauche du cockpit, le levier des gaz gauche contrôlant le moteur avant et le levier des gaz droit contrôlant le moteur arrière. L'engagement des embrayages hydrauliques sur les moteurs a été réalisé indépendamment par deux leviers montés côte à côte sur le côté droit du cockpit. Chaque moteur pouvait fonctionner sans mouvement d'hélice jusqu'à l'engagement de l'embrayage respectif.
La masse brute maximale de l'avion était de 2 939 livres et la masse à vide de 2 470 livres. L'avion a reçu son certificat de navigabilité spécial FAA dans la catégorie des essais le 4 août 2015.
À 7 h 53, les conditions météorologiques enregistrées à CSM étaient les suivantes: vent du 0° à 9 nœuds, visibilité de 10 milles terrestres, ciel dégagé, température de 23 ° C, point de rosée de 21 ° C et altimètre de 30,06 pouces de mercure.
Le CSM était un aéroport public à tour, qui appartenait à la Oklahoma Space Industry Development Authority / à l'État de l'Oklahoma. Il était situé à environ 3 km à l'ouest de Burns Flat, dans l'Oklahoma. L’aéroport avait une altitude estimée à 1 922,1 pieds au-dessus du niveau moyen de la mer. Deux pistes, 17R / 35L et 17L / 35R, desservaient l’aéroport. La piste 17R / 35L était une piste de 13 503 pieds sur 75 pieds avec une surface en béton. La piste 17L / 35R était une piste de 5 193 pieds sur 75 pieds avec une surface en béton. Le personnel d'exploitation de l'aéroport a examiné la piste après l'accident et aucune pièce d'avion n'a été retrouvée.
L’épave de l’avion a été retrouvée à environ 1 900 pieds et à 335 ° du seuil de départ de la piste 35L. L'avion s'est immobilisé sur un cap d'environ 330 °. Une dépression a été observée dans le sol à environ 110 ° et 23 pieds de l’épave. Des sections de plastique transparent ont été trouvées dans la dépression et la surface des sections de la dépression contenait un transfert de couleur bleue conforme à la couleur de l'avion. L'avion, en avant de son empennage, était décoloré, déformé et carbonisé, avec des sections consumées par le feu. La peau du gouvernail a été consumée par le feu. La partie inférieure du train d'atterrissage principal droit se séparait de la jambe de force et la partie inférieure reposait sur la végétation au nord-ouest de l'épave principale. Des fragments de pale d'hélice en bois éclatés ont été retrouvés au sol dans la zone autour de l'épave.
Un examen sur les lieux de l'épave a été effectué. Les câbles de commande du gouvernail ont été suivis du palonnier aux pédales du palonnier. Les tubes de poussée / traction de la profondeur étaient fixés aux bras de commande de chaque surface de commande. En avant de l'empennage, les tubes de profondeur se sont avérés avoir été consumés par le feu.
Des sections des tubes d'aileron se sont avérées avoir été consumées par un incendie à l'extérieur du fuselage. Cependant, des sections extérieures des tubes de commande de l'aileron ont été trouvées connectées à chaque aileron. La continuité du contrôle de la profondeur et des ailerons n’a pas pu être établie en raison des dégâts d’incendie.
La transmission de propulsion a été retracée des moteurs à la boîte de vitesses et aux hélices, et aucune anomalie antérieure à l'impact n'a été détectée. Aucun dommage ni marque de témoin n'indiquent que la chaîne et les pignons du moteur arrière se sont désengagés sous l'effet de la puissance. Les moteurs ont subi des dommages thermiques. Les moteurs ne pouvaient pas tourner à la main et leurs embrayages n’avaient pas été examinés sur les lieux. Cependant, aucune indication externe d'anomalie moteur n'a été observée. La boîte à engrenages de l'hélice était intacte mais avait subi des dommages thermiques et de la suie. Le moyeu d'hélice était attaché et carbonisé. Une partie de l'arbre de transmission gauche est restée attachée au cardan et l'arbre de transmission droit a été séparé du cardan. Aucune anomalie externe de la boîte de vitesses n'a été observée.
Informations médicales et pathologiquesLe bureau du médecin légiste en chef à Oklahoma City (Oklahoma) a effectué une autopsie du pilote et des échantillons toxicologiques ont été prélevés. L'autopsie a établi que de multiples blessures par force contondante étaient à l'origine du décès et que l'accident était à l'origine du décès.
L’Institut de médecine aérospatiale civile (CAMI) du Laboratoire de recherche en sciences bioaéronautiques de la FAA a préparé un rapport final d’accident sur la toxicologie médico-légale sur les échantillons prélevés au cours de l’autopsie. Le rapport indique que les échantillons ont subi une putréfaction et, en partie, indique notamment:
178 (mg / dL, mg / hg) Éthanol détecté dans le muscle
38 (mg / dL, mg / hg) Éthanol détecté dans le cerveau
N-Butanol détecté dans le muscle
Propanol (N-) détecté dans le muscle
Propanol (N-) détecté dans le cerveau
La description de l’éthanol présentée par la CAMI indiquait qu’il s’agissait «essentiellement d’un médicament destiné au grand public avec un puissant dépresseur du système nerveux central. Après absorption, l’éthanol est uniformément distribué dans tous les tissus et les fluides corporels. Le schéma de distribution est parallèle à la teneur en eau et à l’apport sanguin de chaque organe. La production d'éthanol post mortem est également due à des processus de putréfaction, mais le corps vitré et l'urine ne souffrent pas de cette production de manière significative en ce qui concerne le sang. Le corps vitré aurait normalement environ 12% plus d'éthanol que le sang si le système se trouvait dans le système. post-absorption et l'urine contiendrait normalement environ 25% plus d'éthanol que de sang. Le taux moyen d'élimination de l'éthanol du sang est de 18 mg / dL (15-20 mg / dL) par heure. "
La description du n-butanol par le CAMI indiquait qu’il s’agissait «d’un alcool. Il est également produit post mortem, avec de l’éthanol et d’autres alcools».
La description du n-propanol par la CAMI indiquait qu’il s’agissait «d’un alcool. Il est également produit post mortem, avec de l’éthanol et d’autres alcools».
IncendieL'examen de la vidéo d'un hélicoptère de poursuite a montré qu'il n'y avait pas d'incendie à bord et que l'incendie de l'avion accidenté avait commencé après l'impact au sol.
Tests et recherchesL'avion était équipé de caméras GoPro pour le vol. Six de ces caméras ont été retrouvées dans la zone de l'épave et ont été envoyées au laboratoire d'enregistrement du Bureau de la sécurité des transports (NTSB). L’épave de l’avion a été libérée et, à la suite de cette publication, un ingénieur en mécanique du laboratoire des enregistreurs a examiné les caméras, convoqué un groupe vidéo en tant que président et produit ensuite un rapport factuel sur l’enregistreur d'images embarquées.
Le rapport factuel de l'enregistreur d'images embarqué indiquait que les caméras portaient des marques correspondantes à divers niveaux de dommages causés par l'impact. Les caméras ont enregistré des données vidéo sur des cartes microSD (Micro Secure Data). Cinq des six cartes microSD contenaient des données vidéo récupérables pour l'ensemble du vol et une carte microSD contenait des données récupérables pour une partie du vol avant l'impact.
Le rapport décrit en partie le moment et la corrélation des données des caméras et les observations du groupe sur la vidéo enregistrée du vol de l'accident et la vidéo enregistrée du vol précédent. La description du vol de l'accident, en partie, indiquait que le pilote était dans un état conscient pendant l'enregistrement. Aucune conversation du pilote ou de l'équipe au sol pertinente pour l'enquête n'a été capturée. Toutes les activités de contrôle en amont semblaient être conformes aux procédures connues. Le pilote était assis et ceinturé pendant l'enregistrement.
Il a placé le commutateur principal d'allumage moteur gauche / avant en position "marche" et a appuyé sur le bouton du démarreur. Ensuite, un son compatible avec un moteur en marche a été entendu et l'hélice avant a pivoté dans le sens contraire des aiguilles d'une montre. Le pilote a appuyé sur le bouton de démarrage du moteur droit / arrière. Aucun bruit de moteur supplémentaire n'a été entendu et le pilote a déplacé le commutateur principal d'allumage droit / arrière en position "marche". Le pilote a ensuite appuyé à nouveau sur le bouton de démarrage, l'hélice arrière a tourné dans le sens des aiguilles d'une montre et le son correspondant à un moteur en marche a été entendu.
Le pilote a semblé manipuler le levier d'embrayage du moteur et l'hélice avant a commencé à tourner dans le sens contraire des aiguilles d'une montre. Les mouvements du pilote étaient conformes à la vérification des commandes de vol. Les indications de jauge du moteur et de la boîte de vitesses, y compris la température de l'huile moteur, la pression de l'huile moteur, la pression du carburant, la température de l'eau, la tension, la température de l'huile de boîte de vitesses et la pression d'huile de la boîte de vitesses, se situaient dans leurs plages respectives en vert au début du roulage vers la piste. 35L et le reste de l'enregistrement.
L'avion a franchi les marques de bord de piste de la piste 35L, le pilote a augmenté la puissance et l'aéronef a suivi le côté droit de l'axe de la piste. Le pilote a ajouté de la puissance et l’indication de la vitesse indiquée est devenue active pendant la course de décollage. La vitesse indiquée était d’environ 60 nœuds pendant le roulage à la voie de circulation E. La vitesse indiquée était de 80 noeuds après que l’avion eut franchi la voie de circulation D. Le pilote a appliqué une contre-pression au manche de commande lorsque la vitesse indiquée était supérieure à 80 noeuds.
L’avion a traversé la voie de circulation C et a décollé. La manette des gaz gauche / avant se trouvait à environ 3/4 de la largeur du bouton derrière la manette des gaz droite / arrière. L'avion est passé latéralement du côté droit de l'axe de la piste au côté gauche de l'axe. Le pilote a déplacé la manette du train d'atterrissage en position "haut/rentré", une lumière rouge à proximité s'est allumée, et la lumière s'est éteinte environ cinq secondes plus tard.
La ligne médiane de la piste était visible en dessous et à droite de l'avion. Un changement de tonalité a été entendu dans les sons ambiants du moteur. L'indication du nombre de tours du moteur gauche / avant a commencé à monter et le moteur arrière droit lui semble stabilisé. Le pilote a regardé vers le bas dans le poste de pilotage, près du levier de la vanne hydraulique. La fin de la piste 35L est devenue visible et l’avion a quitté l’axe central de la piste. Le bras droit du pilote semblait s’étendre dans la direction du levier de la soupape hydraulique.
La manette des gaz avant gauche semblait être à un bouton et une demi-largeur de largeur par rapport à la manette des gaz droite / arrière. Les indications du régime gauche / avant ont été relevées, le pilote a ramené sa main gauche sur les manettes des gaz et sa main droite sur la manette de commande. L'avion est entré dans un léger roulis gauche non commandé. L'indication du régime moteur gauche / avant a atteint environ 10 000 tr / min et le pilote a tiré le levier de l'accélérateur gauche / avant en arrière près de la position de ralenti. Les bruits de moteur ont diminué, l'indication du régime gauche / avant a diminué et la vitesse était d'environ 70 nœuds autour du début de l'arc vert.
Le son ambiant du moteur a grimpé. Le pilote semblait avoir poussé la manette des gaz droite / arrière vers l'avant. Le régime moteur gauche / avant indique une augmentation du régime près de sa ligne rouge. La manette des gaz gauche / avant était positionnée près de sa position ralenti. L'avion a subi un roulis droit non commandé et des flottements ont été observés sur l'aileron gauche. La vitesse était en dessous de l’arc vert à environ 65 nœuds. Le roulis à droite a été arrêté et l'avion est revenu à l'horizontal.
Environ une seconde plus tard, l'avion est entré dans un roulis à gauche non commandé. La vitesse indiquée était d’environ 65 nœuds. Le manche était en position neutre. L'indication du régime gauche / avant était proche de la ligne rouge et celle du moteur droit / arrière était d'environ 4,500 tr / min. Lorsque l'avion a roulé à 90 ° à gauche, le pilote a placé ses deux mains sur le manche et a commandé un roulis à droite avec une assiette positive. L'avion a continué de rouler sur la gauche, le nez baissé et un champ vert est apparu à l'avant du pare-brise. L'avion était à l'envers et l'enregistrement a continué jusqu'à l'impact au sol.
L'altimètre lors de l'enregistrement n'a pas montré d'altitude. Cependant, une estimation tirée d'une vidéo de suivi de l'hélicoptère a montré que l'avion avait atteint une altitude maximale comprise entre 20 et 30 mètres au-dessus du sol. Additionnellement, un graphique des paramètres observés lors de la vidéo du vol de l'accident a été produit. Le rapport factuel Onboard Image Recorder est annexé au dossier associé à cette enquête.
Un ingénieur en aérospatiale du NTSB, membre du groupe vidéo, a examiné les enregistrements vidéo, assisté dans la documentation vidéo observée et produit une étude de performances de l'avion. En partie, l’étude de performance a passé en revue les lectures des instruments en fonction du temps écoulé depuis la caméra. Les lectures incluaient la vitesse indiquée (VIAS), l’angle d’attaque indiqué (α), les angles gauche / avant et droit / arrière du levier de commande du moteur (TLA) et les régimes moteur correspondants (tr / min).
Une représentation graphique des TLA, des tr / min et des VIAS tabulés en fonction du temps écoulé depuis la caméra a été produite et les données ont montré que la vitesse du moteur du moteur de devant a commencé à augmenter à partir de 6 000 tr / min, soit environ 7 secondes sans aucune entrée TLA apparente du pilote. . Le pilote a réagi en réduisant le TLA pour le moteur avant au bout de 31 secondes, environ deux secondes avant que le moteur avant atteigne sa vitesse maximale de fonctionnement (ligne rouge) de 9 500 tr / min.
Le pilote a continué à réduire le TLA à un minimum d’environ 40 ° C pour le moteur avant jusqu’à ce que, après environ 38 secondes, il ait augmenté le TLA avant de 10 °. La vitesse de l'avion a été observée en décomposition. Le moteur avant a atteint la ligne rouge pour une seconde fois environ 42 secondes.
Le TLA d'entrée et le régime moteur du moteur droit / arrière semblaient plus cohérents que ceux du moteur gauche / avant. Le régime du moteur arrière est resté à environ 5 800 tr / min pendant la majeure partie de l’enregistrement jusqu’à ce qu’il se soit écoulé environ 31 secondes, le pilote a commencé à augmenter le TLA du moteur arrière de 7 ° pour les dix secondes suivantes. Pendant ce temps, le régime moteur arrière est resté constant malgré l’augmentation de 7 ° du TLA. Le régime moteur droit a été réduit à environ 4 500 tr / min une fois que le pilote a ramené le TLA à 45 °, soit environ 41 secondes.
Le diagramme de vitesse a montré que l’avion a décéléré au-dessous de la vitesse publiée de 70 nœuds équivalente (sur une masse brute de 2 850 lb et un facteur de charge normal de 1,04), en 41 secondes environ, et est resté inférieur à la vitesse en décrochage pendant le reste de la journée. l'enregistrement. La preuve vidéo reflétait une séquence d’événements correspondant à un décrochage aérodynamique.
L'étude de performance a utilisé la vitesse indiquée et une masse brute opérationnelle estimée de 2 650 lb pour déterminer le coefficient de portance de l'avion extrait des données en fonction de l'angle d'incidence indiqué. Lorsque les données sur l'angle d'attaque étaient disponibles, l'ascendance par rapport aux données sur les accidents observés a été comparée de manière cohérente avec les estimations de conception établies par l'équipe du Reve Bleu. L’étude sur les performances de l’avion est annexée au dossier associé à cette enquête.
Information additionnelleL'examen du terrain depuis le lieu de l'accident jusqu'à un quart de mille au nord du lieu de l'accident a révélé qu'un terrain propice à un atterrissage d'urgence y était présent.
Photos (16) , sources NTSB :
https://dms.ntsb.gov/public/60500-60999 ... 610017.pdf