Accident survenu le 25 juillet 2000

au lieu-dit La Patte d'Oie de Gonesse (95)

au Concorde immatriculé F-BTSC

exploité par Air France

rapport f-sc000725

AVERTISSEMENT

Ce rapport exprime les conclusions du BEA sur les circonstances et les causes de cet accident.

Conformément à l'Annexe 13 à la Convention relative à l'aviation civile internationale, à la Directive 94/56/CE et à la Loi n° 99-243 du 29 mars 1999, l'enquête technique n'est pas conduite de façon à établir des fautes ou à évaluer des responsabilités individuelles ou collectives. Son seul objectif est de tirer de l'événement des enseignements susceptibles de prévenir de futurs accidents.

En conséquence, l'utilisation de ce rapport à d'autres fins que la prévention pourrait conduire à des interprétations erronées.

Glossaire

AAIB

Air Accidents Investigation Branch

ADF

Radiogoniomètre automatique

ADI

Indicateur directeur d'attitude

ADP

Aéroports de Paris

AJ

Section de tuyère primaire

AOA

Incidence (Angle Of Attack)

ASDA

Accelerate Stop Distance Available

ATIS

Service automatique d'information de région terminale

BAE

British Aerospace

BP

Basse pression

BRIA

Bureau régional d'information aéronautique

CAS

Computed Airspeed

CdB

Commandant de bord

CG

Centre de gravité

CMB

Montée

CN

Consigne de navigabilité

CPEMPN

Centre Principal d'Expertise Médicale des Personnels Navigants

CRM

Gestion des ressources de l'équipage

CRZ

Croisière

Cu

Cumulus

CVR

Enregistreur phonique

EADS

European Aeronautic Defense and Space

EGT

Exhaust Gas Temperature

EIC

Equipment in Compartment (commissariat, journaux)

FD

Directeur de vol

FDAU

Flight data Acquisition Unit

FDR

Enregistreur de paramètres

FF

Fuel Flow

FOD

Foreign Object Damage

FQIP

Fuel Quantity Indicator Panel

ft

Pied(s)

Gaétan

Système d'enregistrement des passagers utilisé par Air France

GEAES

General Electric

GPWS

Avertisseur de proximité du sol

HP

Haute Pression

hPa

Hectopascal

HSI

Indicateur de situation horizontale

IDG

Integrated Drive generator

IFR

Règles de vol aux instruments

INS

Système de navigation par inertie

IPL

Instructeur pilote de ligne

kt

Noeuds

kW

Kilowatts

LDA

Landing Distance Available

LOC

Position de contrôle de la fréquence tour

METAR

Message régulier d'observation météorologique pour l'aéronautique

MWS

Panneau d'alarmes principal

N1

Vitesse de rotation de l'ensemble Basse Pression

N2

Vitesse de rotation de l'ensemble Haute Pression

NOTAM

Avis aux navigateurs aériens

Nx

Accélération longitudinale (en g)

OMN

Officier mécanicien navigant

OPJ

Officier de police judiciaire

OPL

Officier pilote de ligne

P7

Pression de sortie tuyère

PF

Pilote en fonction

PFCU

Servo commande de puissance

P/N

Référence de pièce

PNC

Equipage de cabine

PNF

Pilote non en fonction

PNT

Equipage de conduite

psi

Pounds per square inch

QAR

Enregistreur à accès rapide

QNH

Calage altimétrique requis pour lire au sol l'altitude de l'aérodrome

SAT

Static Air Temperature

Sc

Stratocumulus

SIGMET

Messages de phénomènes météorologiques en route spécifiés

SRB

Système de Réconciliation des Bagages (permet d'assurer le contrôle de rapprochement réglementaire au titre de la sûreté)

SSIS

Service de sécurité incendie et de sauvetage

TAF

Prévision d'atterrissage

TCA

Turbine Cooling Air

TCU

Throttle Control Unit

TEMSI

Carte de prévision du temps significatif

TCAS

Système embarqué d'évitement des collisions

TODA

Take Off Distance Available

TOP

Certificat transocéanique et polaire

TORA

Take Off Run Available

TRE

Examinateur de qualification de type

UTC

Temps universel coordonné

Vmca

Vitesse minimale de contrôle air

Vmcg

Vitesse minimale de contrôle sol

VOR

Radiophare omnidirectionnel

VR

Vitesse de rotation

Vz

Vitesse verticale

Vzrc

Vitesse de taux de montée nul

ZFW

Zero Fuel Weight

 

SYNOPSIS

Date de l'accident

Aéronef

Mardi 25 juillet 2000 à 14 h 44 min 31 s([1])

Concorde

 

immatriculé F-BTSC

Lieu de l'accident

Propriétaire

Lieu-dit la Patte d'Oie de Gonesse (95)

Air France

   

Nature du vol

Exploitant

Vol à la demande

Indicatif AFR 4590

Air France

 

Personnes à bord

 

PNT : 3

PNC : 6

Passagers : 100

Résumé

Lors du décollage de la piste 26 droite de l'aérodrome de Paris Charles de Gaulle, peu avant la rotation, le pneu avant droit (roue n° 2) du train gauche roule sur une lamelle métallique tombée d'un autre avion et se détériore. Des débris sont projetés contre la structure de l'aile, provoquant une rupture du réservoir 5. Un feu important, alimenté par la fuite, se déclare presque immédiatement sous la voilure gauche. Des problèmes apparaissent peu après sur le moteur 2 et momentanément sur le moteur 1. L'avion décolle. L'équipage arrête le moteur 2, toujours proche du régime ralenti, après une alarme feu moteur. Il constate que le train ne rentre pas. L'avion vole pendant environ une minute à la vitesse de 200 kt et à l'altitude radio sonde de 200 pieds, mais il ne peut pas prendre ni altitude ni vitesse. Le moteur 1 perd alors sa poussée, l'incidence et l'inclinaison de l'avion augmentent fortement. La poussée des moteurs 3 et 4 diminue rapidement. L'avions'écrase sur un hôtel.

Conséquences

 

Personnes

Matériel

Tué(s)

Blessé(s)

Indemne(s)

détruit

Équipage

9

-

-

Passagers

100

-

-

Tiers

4

6

-

DÉROULEMENT DE L'ENQUÊTE

Le mardi 25 juillet 2000 vers 14 h 50 UTC, le BEA a été informé de l'accident d'un Concorde sur la commune de Gonesse (95) après son décollage de Paris Charles de Gaulle. Conformément à la loi du 29 mars 1999 relative aux enquêtes techniques sur les accidents et incidents dans l'aviation civile, une enquête technique a été ouverte. Un enquêteur principal a été désigné pour la conduire.

En application des dispositions de l'Annexe 13 à la Convention relative à l'Aviation Civile Internationale, un représentant accrédité et deux enquêteurs britanniques, accompagnés de plusieurs experts de BAE SYSTEMS et de Rolls Royce, ont été associés à l'enquête au titre de l'Etat constructeur. Des observateurs allemands (BFU) et américains (NTSB et FAA) ont également été associés à l'enquête. L'observateur du NTSB a, par la suite, reçu le statut de représentant accrédité. La compagnie Air France, EADS et SNECMA ont mis de nombreux experts à la disposition du BEA.

Le Ministre de l'Equipement, des Transports et du Logement a mis en place le 26 juillet une Commission d'enquête, conformément à la loi du 29 mars 1999. Cette Commission a assisté le BEA dans ses travaux. Elle a tenu onze réunions au cours desquelles, après avoir approuvé la démarche suivie, elle a été informée des progrès de l'enquête, a discuté et approuvé les projets de rapport successifs. Plusieurs de ses membres ont participé aux travaux du BEA.

L'ensemble des opérations qui ont été effectuées sur le site ou sur les éléments de l'avion l'ont été en coordination avec les responsables de l'enquête judiciaire, dans le respect des procédures de cette enquête. Le site et les éléments de l'avion ont été en permanence sous le contrôle de l'autorité judiciaire.

Le lendemain de l'accident, l'enquêteur désigné a constitué sept groupes de travail pour déterminer et recueillir les renseignements nécessaires à l'enquête dans les domaines suivants :

Le 16 août, sur les bases des constatations de l'enquête, le BEA et son homologue britannique l'AAIB ont émis une première recommandation de sécurité.

Un rapport préliminaire a été publié le 31 août 2000.

Après la publication du rapport préliminaire, l'enquête s'est poursuivie, toujours en association étroite avec les représentants des organismes d'enquête étrangers et des entreprises concernés et en coordination avec les responsables de l'enquête judiciaire.

Quatre groupes de travail ont remplacé ceux de l'organisation initiale :

Les travaux sur l'épave se sont poursuivis, particulièrement sur la partie gauche (baie sèche, voilure, puits de train) dont les débris regroupés ont été examinés et repositionnés, avec des retards dus entre autres à la présence d'amiante.

Des enquêteurs français et américains ont pu inspecter l'avion qui avait perdu la lamelle métallique à l'origine de l'entaille du pneumatique. Ils ont tenu une réunion de travail avec les représentants de Continental Airlines au siège du NTSB à Washington.

Les examens des moteurs, du panneau mécanicien, des débris de pneumatique, des morceaux du réservoir 5 et des trains d'atterrissage se sont déroulés dans le cadre de l'instruction judiciaire et ont été soumis aux contraintes de cette procédure. Le BEA a participé à ces examens.

Divers essais et études complémentaires ont été effectués en France, en Grande-Bretagne et aux Etats-Unis.

Deux rapports d'étape ont été publiés, le 15 décembre 2000 et le 10 juillet 2001.

Conformément à l'Annexe 13, le projet de rapport final a été envoyé pour observations à l'AAIB, au NTSB et au BFU. Plusieurs réunions ont été menées avec l'AAIB. Les observations dont il n'a pu être tenu compte ont été annexées au présent rapport, en particulier celles relatives à la procédure même de l'enquête.

1 - RENSEIGNEMENTS DE BASE

1.1 Déroulement du vol

Le mardi 25 juillet 2000, le Concorde immatriculé F-BTSC exploité par la compagnie Air France va décoller de Paris Charles de Gaulle pour effectuer le vol à la demande AFR 4590 à destination de New York avec à son bord neuf membres d'équipage (3 PNT, 6 PNC) et cent passagers. Le commandant de bord est pilote en fonction, l'officier pilote de ligne est pilote non en fonction.

La masse totale de l'avion et le carburant à bord annoncés au moment de la mise en route par l'officier mécanicien navigant sont respectivement de 186,9 et de 95 tonnes. Les vitesses retenues par l'équipage sont V1 : 150 kt, VR : 198 kt, V2 : 220 kt.

A 13 h 58 min 27 s, l'AFR 4590 contacte la tour de contrôle sur la fréquence prévol et demande à utiliser la piste 26 droite sur toute sa longueur pour un décollage à partir de 14 h 30.

A 14 h 07 min 22 s, le contrôleur donne l'autorisation de mise en route et confirme la piste 26 droite pour le décollage.

A 14 h 34 min 38 s, le contrôleur Sol donne l'autorisation de rouler vers le point d'arrêt de la piste 26 droite en empruntant la voie de circulation Roméo.

A 14 h 40 min 02 s, le contrôleur Loc Sud autorise le 4590 à s'aligner. A 14 h 42 min 17 s, il l'autorise à décoller en lui annonçant un vent du 090° pour 8 kt. L'AFR 4590 collationne l'autorisation de décollage. L'OMN annonce que l'avion a consommé huit cents kilogrammes de carburant pendant le roulage.

A 14 h 42 min 31 s, le PF annonce le top décollage. A 14 h 42 min 54,6 s, le PNF effectue l'annonce cent noeuds, puis neuf secondes plus tard V1.

Quelques secondes après, le pneu n° 2 (avant droit) du train principal gauche se détruit après avoir roulé sur une lamelle métallique perdue par un appareil qui avait décollé cinq minutes avant. Cette destruction provoque vraisemblablement la projection de gros morceaux de caoutchouc sur l'intrados de l'aile gauche et la rupture d'une partie du réservoir 5. Un feu important se déclare sous la voilure gauche de l'avion etdans le même temps les moteurs 1 et 2 subissent une perte de poussée, forte pour le 2, légère pour le 1.

Vers 14 h 43 min 13 s, alors que le PF débute la rotation à la vitesse de 183 kt, le contrôleur signale la présence de flammes derrière l'avion. Le PNF collationne puis l'OMN annonce la panne du moteur 2. Les paramètres enregistrés montrent également une forte baisse de puissance momentanée du moteur 1 non mentionnée par l'équipage. Vers 14 h 43 min 22 s, l'alarme feu moteur retentit et l'OMN annonce « coupe le moteur 2 » puis le commandant de bord appelle la procédure « feu réacteur ». Quelques secondes plus tard, la poignée coupe-feu du moteur 2 est actionnée et l'alarme feu s'arrête. Le PNF attire l'attention du PF sur la vitesse qui est de 200 kt.

A 14 h 43 min 30 s, le PF demande la rentrée du train. Le contrôleur confirme la présence de fortes flammes derrière l'avion.

A 14 h 43 min 42 s, l'alarme feu moteur retentit à nouveau pendant environ douze secondes. Elle retentira une troisième fois vers 14 h 43 min 58 s et sonnera jusqu'à la fin du vol.

A 14 h 43 min 56 s, le PNF constate que le train ne rentre pas. Il fait plusieurs annonces concernant la vitesse.

A 14 h 43 min 59 s, plusieurs alarmes GPWS retentissent. Le PNF informe le contrôle qu'ils essayent l'aérodrome du Bourget. Les paramètres enregistrés montrent une chute de la puissance du moteur 1, puis quelques secondes plus tard des moteurs 3 et 4. L'avion s'écrase sur un hôtel au lieu dit la Patte d'Oie de Gonesse, à l'intersection des routes D902 et N17.

1.2 Tués et blessés

Blessures

Membres d'équipage

Passagers

Autres personnes

Mortelles

9

100

4

Graves

0

0

0

Légères/Aucune

0

0

6

1.3 Dommages à l'aéronef

L'avion a été complètement détruit lors de l'impact.

1.4 Autres dommages

L'hôtel sur lequel l'avion s'est écrasé a été entièrement détruit.

1.5 Renseignements sur le personnel

1.5.1 Équipage de conduite

1.5.1.1 Commandant de bord

Homme, 54 ans

1.5.1.2 Officier pilote de ligne

Homme, 50 ans

Remarque : Les licences du commandant de bord et de l'OPL relèvent du régime FCL1 (depuis juillet 1999), c'est la qualification de type qui renouvelle la licence sous réserve de la validité de la licence médicale. Pour les personnes de plus de quarante ans, la visite médicale est valide six mois. Au moment de l'accident et contrairement au régime antérieur, sa validité était de jour à jour et non plus à la fin du mois. En novembre 2000, la réglementation est revenue à la validité de fin de mois.

1.5.1.3 Officier mécanicien navigant

Homme, 58 ans

Remarque : la licence de l'OMN est soumise à l'ancienne réglementation définie par l'arrêté du 31 janvier 1981 modifié. La licence est valide un an ; la visite médicale est valide du jour de la visite à la fin du même mois de l'année suivante. Le test et la visite médicale doivent être passés au cours du même mois.

1.5.2 Équipage de cabine

1.5.2.1 Chef de cabine

Femme, 36 ans

Qualifications :

1.5.2.2 Hôtesses et stewards

Femme, 36 ans

Qualifications :

Femme, 49 ans

Qualifications :

Femme, 27 ans

Qualifications :

Homme, 32 ans

Qualifications :

Homme, 38 ans

Qualifications :

1.6 Renseignements sur l'aéronef

1.6.1 Cellule

(Voir plan trois vues en annexe 1)

1.6.1.1 Informations

1.6.1.2 Maintenance

Du 17 au 21 juillet 2000, l'aéronef avait subi une visite programmée de type « check A01 » conformément au programme d'entretien approuvé. Lors de la visite, le boggie du train principal gauche avait été remplacé afin de lever une tolérance technique liée à une détection de sous-gonflage.

Depuis cette visite l'aéronef avait effectué quatre vols, les 21, 22, 23 et 24 juillet 2000. Le 24 juillet, plusieurs actions de maintenance avaient été effectuées.

Problèmes

Actions de maintenance

Moteur 2 : légers à-coups de poussée en croisière à mach 2, avec allumage du voyant « start pump ».

Contrôle des deux TCU, remplacement de l'ampli « N1 limit », vérification de la ligne EGT, point fixe OK.

Allumage en vol du voyant « brake overload » sur la roue n° 4.

Changement d'un quadrifilaire.

Fuite lente hydraulique bleue en vol.

Joint de raccord d'alimentation du vérin de sensation musculaire « yaw bleu » remplacé.

Pneu de la roue n° 5 usé.

Roue n° 5 remplacée.

 

L'avion était initialement prévu en réserve pour le 25 juillet, le F-BVFA étant prévu pour assurer le vol régulier 002 du matin et le F-BVFC pour assurer le vol AFR 4590. Pour des raisons de maintenance, il y a eu dans l'après-midi du 24 juillet échange de ligne entre le F-BVFA et le F-BVFC. Le F-BVFA ayant finalement été déclaré indisponible durant la nuit, l'avion de réserve, le F-BTSC, a été programmé à sa place pour assurer le vol AFR 4590.

L'avion était en état de navigabilité. Il n'y avait pas de tolérance technique pour le vol AFR 4590. Avant le vol, le moteur pneumatique GARRETT permettant d'actionner la tuyère secondaire du moteur 2 avait été remplacé. Les essais avaient été effectués et n'avaient fait apparaître aucune anomalie.

1.6.2 Trains d'atterrissage

1.6.2.1 Généralités

Le Concorde possède un train avant, un train auxiliaire situé à l'arrière du fuselage et deux trains principaux munis chacun d'un boggie de quatre roues. Les boggies sont pourvus d'un système qui détecte le sous-gonflage d'un pneu. Ce système fait clignoter un voyant rouge TYRE sur chacune des planches de bord des pilotes et allume un voyant WHEEL sur la planche de bord droite pilote au-dessus de la commande de train. Un voyant ambre TYRE s'allume également sur le panneau mécanicien.

Le système de détection est inhibé quand la vitesse des roues avant est inférieure à 10 kt ou quand l'orientation de ces roues est supérieure à trois degrés et qu'aucune manette de poussée n'est en position «plein avant». Les voyants rouges TYRE sont inhibés quand la vitesse anémométrique est supérieure à 135 kt.

Le système de détection est auto-surveillé. L'allumage d'un voyant jaune SYSTEM situé sur le panneau mécanicien (à côté du voyant ambre TYRE) signale que le module d'auto-surveillance a détecté un défaut dans le système de détection de sous-gonflage.

1.6.2.2 Rentrée des trains

La rentrée des trains est commandée électriquement par une manette située au panneau pilote (levier à trois positions : up, neutre, down). Elle est actionnée par la pression hydraulique du circuit Vert. Il n'y a pas de circuit de secours pour la rentrée du train ; le circuit hydraulique Jaune est utilisé pour la sortie, en cas de défaillance du Vert.

La manette de commande de train ne peut être déplacée de la position neutre vers la position up qu'à condition d'être alimentée électriquement, ce qui nécessite que l'amortisseur du train gauche soit détendu. La séquence de rentrée débute alors, les voyants « doors » s'allument et restent allumés pendant la durée d'ouverture des portes.

Figure 1 : Circuits hydrauliques pour les manoeuvres du train atterrissage

La position up déclenche l'ouverture des portes de train qui sont maintenues ouvertes par la pression hydraulique pendant toute la séquence de rentrée. Les roues sont freinées automatiquement. Lorsque toutes les portes sont vues ouvertes ([3]), les conditions suivantes sont regardées :

perpendicularité des boggies ([4])

centrage du train avant ([5])

Lorsque ces conditions sont réunies, la pression hydraulique est distribuée vers les verrous de rétraction et les vérins d'aide à la rétraction ([6]) puis les vérins de relevage. 

Durant la rentrée des trains principaux, les amortisseurs sont rétractés dans la jambe de train pour permettre leur logement dans le puits de train. Quand tous les trains sont verrouillés en position haute, la fermeture des portes est ordonnée.

Le sélecteur de train est alors remis en position neutre pour couper les alimentations électrique et hydraulique.

 

Figure 2 : Séquence d'une rentrée de train

 

Remarque : une séquence complète de rentrée du train, avec une seule pompe hydraulique en fonctionnement, dure environ douze secondes qui se répartissent de la façon suivante : deux pour l'ouverture des portes, huit pour le relevage du train, deux pour la fermeture des portes.

1.6.2.3 Freinage

Les freins sont de marque Dunlop. Le freinage est commandé électroniquement et est actionné par la pression hydraulique du circuit Vert en fonctionnement normal.

En cas de panne sur le circuit Vert, une commutation automatique permet l'utilisation du circuit Jaune. Dans le cas d'un freinage d'urgence, seul le circuit Jaune est utilisé en liaison hydraulique directe avec les pédales de freins situées sur les palonniers.

 

Figure 3 : Schéma synoptique du freinage des trains principaux

 

1.6.2.4 Déflecteurs

Les déflecteurs sont situés à l'avant de chaque train principal. Leur fonction est de dévier les projections d'eau pour qu'elles ne pénètrent pas dans les entrées d'air des moteurs. D'un poids d'environ quatre kilogrammes, ils sont fabriqués en matériau composite et en fibre de verre (pour les rendre frangibles) à l'exception des éléments de fixation au boggie.

Ces déflecteurs ont fait l'objet en 1995 d'un bulletin service optionnel (SST 32-103 du 12 janvier 1995 modifié le 28 février 1995) qui prévoit d'insérer deux câbles dans le bord d'attaque afin de retenir les morceaux de déflecteurs en cas de rupture. Air France n'a pas adopté ce bulletin service.

 

Figure 4 : Déflecteur d'eau

 

1.6.2.5 Roues et pneumatiques

Les roues sont de marque Dunlop. Les pneumatiques utilisés par Air France, de marque Goodyear, sont fabriqués aux Etats-Unis. Il n'y a plus d'utilisation de pneu rechapé depuis 1996.

Le jour de l'événement, le montage des roues et pneumatiques des trains principaux du F-BTSC était le suivant :

Figure 5 : Vue de dessus des trains principaux

 

P/N ROUE

S/N ROUE

Position avion

Date de sortie atelier

Date de montage sur l'avion

S/N

PNEU

Nombre de cycles

AHA1216

531

1

09/06/00

10/07/00

91510047

9

AHA1216

579

2

25/05/00

29/05/00

91831651

37

AHA1216

594

3

10/05/00

18/05/00

91801029

45

AHA1216

500

4

17/02/00

22/06/00

91831659

23

AHA1216

446

5

06/07/00

24/07/00

91560078

0

AHA1216

581

6

12/07/00

18/07/00

91570604

4

AHA1216

518

7

22/06/00

24/06/00

91870259

19

AHA1216

591

8

04/07/00

09/07/00

91930448

9

N.B. les annotations en gras sont relatives au train principal gauche.

1.6.3 Carburant

Le signal de chacun des jaugeurs de carburant est envoyé simultanément à l'indicateur correspondant et à un totalisateur. Par conception, l'erreur sur la mesure de la quantité totale de carburant ne doit pas excéder 5 % dans des conditions de vol extrêmes, l'erreur sur la mesure de chacun des réservoirs ne doit pas excéder 2 %. La quantité de carburant présente dans un réservoir est assimilée à la quantité lue lorsque celle-ci est différente de zéro. La rupture d'un faisceau d'alimentation électrique d'un jaugeur conduit à l'indication zéro sur l'indicateur correspondant.

Remarque : La coupure de l'alimentation électrique générale fige la dernière indication fournie par les aiguilles et masque l'indication des rouleaux par un drapeau.

La capacité des treize réservoirs est présentée dans le tableau ci-dessous. Il s'agit de capacités maximales sans surpassement des sondes de haut niveau, ce qui correspond à un remplissage effectif de l'ordre de 95 % (94 % pour le réservoir 5).

Remarque : la procédure de surplein permet d'embarquer au maximum 1 630 litres supplémentaires par rapport aux quantités mentionnées ci-dessous. Cette manoeuvre ne peut se faire qu'au sol.

Fonction

Numéro

Capacité (litres)

Quantité (kg)
densité = 0,792

Alimentation des moteurs

1

2

3

4

5 300

5 770

5 770

5 300

4 198

4 570

4 570

4 198

Réservoirs

principaux

5

6

7

8

9 090

14 630

9 350

16 210

7 200

11 587

7 405

12 838

Réservoirs

auxiliaires

5A

7A

2 810

2 810

2 225

2 225

Réservoirs de transfert (centrage)

9

10

11

14 010

15 080

13 150

11 096

11 943

10 415

Total

 

119 280

94 470

 

 

Avant le vol de l'accident, le complément de plein de carburant (Jet A1) avait été terminé vers 13 h 55. Un surplein de trois cents litres, correspondant à une quantité de 237 kg, avait été ajouté. Selon les témoignages recueillis, ce surplein a été effectué dans les réservoirs 1, 2, 3 et 4. La faible durée de l'attente et la température qui régnait à ce moment permettent de considérer qu'il n'y a pas eu d'évolution significative du volume du carburant avant le décollage. L'ordre de plein de l'essencier indique une masse embarquée d'environ 94 800 kg.

Remarque : la conversion des volumes de carburant en masses embarquées repose sur une densité théorique. Dans la réalité, la densité du carburant peut s'écarter légèrement de cette valeur théorique.

Figure 6 : Réservoirs du Concorde

1.6.4 Moteurs

1.6.4.1 Généralités

La propulsion est assurée par quatre turboréacteurs double-corps montés par paires, chacun équipé d'une réchauffe, d'une entrée d'air à section variable et de tuyères primaire et secondaire utilisées pour optimiser les performances. La réchauffe fournit 18 % de poussée supplémentaire au décollage. La tuyère secondaire permet également de fournir une poussée inversée.

 

n° 1

n° 2

n° 3

n° 4

Numéro de série

CBE031

CBX115

CBE092

CBE051

Date d'installation

03/02/2000

01/08/1999

14/06/2000

23/08/1999

Heures totales

11 200

9 158

8 394

11 670

Heures depuis installation

342

576

84

576

Cycles depuis installation

106

181

28

181

Les n° 1 et n° 2 sont respectivement les moteurs extérieur et intérieur gauches, les n° 3 et n° 4 les moteurs intérieur et extérieur droits.

1.6.4.2 Mode CONTINGENCY

Le mode CONTINGENCY peut être activé manuellement ou automatiquement en cas de perte de poussée d'un moteur au décollage. Une poussée supérieure à la poussée maxi décollage peut être demandée sur les quatre moteurs. Le mode automatique est activé lorsque les trois conditions suivantes sont réunies :

Le régime des trois autres moteurs augmente alors automatiquement vers une valeur pouvant atteindre environ 105 % de N2.

1.6.4.3 Coupure réchauffe

Dès que le régime N1 d'un moteur passe en dessous de 75 %, la réchauffe de ce moteur se désactive. Elle se réactive si le régime N1 repasse au-dessus de 81 %.

1.6.4.4 Protection feu

Le système de détection de feu sur un réacteur est composé de deux boucles conçues de façon à détecter :

et/ou

Chaque boucle comprend en série un élément sensible autour de la partie avant du réacteur, un élément sensible autour de la partie arrière (ces deux éléments sont tarés pour une température d'air supérieure à 600 °C) et un élément sensible intermédiaire autour de la chambre de combustion.

Les deux boucles doivent détecter le défaut simultanément([7]) pour déclencher l'alarme FEU REACTEUR. Celle-ci est matérialisée par l'allumage d'un voyant rouge clignotant sur la poignée coupe-feu du moteur concerné et l'émission d'une alarme sonore (sonnerie), puis par un gong et l'allumage du voyant rouge ENGINE correspondant sur le panneau d'alarmes principal (MWS).

L'activation de la poignée coupe-feu entraîne la fermeture :

Les extincteurs à double tête sont actionnés au moyen de deux boutons-poussoirs (deux percussions) situés derrière la poignée coupe-feu. La percussion d'un extincteur entraîne la fermeture d'une vanne sur l'écoulement d'air refroidisseur allant vers les échangeurs primaire et secondaire de conditionnement d'air du réacteur concerné.

Remarque : l'allumage du voyant rouge au MWS est également associé aux alarmes moteur basse pression d'huile, surchauffe TCA moteur et détection de liquide dans les baies sèches.

 

Figure 7 : Schéma du système de détection feu

N.B. : chaque élément sensible intègre les deux boucles de détection

1.6.4.5 Maintenance des moteurs

Chaque réacteur est composé de douze modules dont l'entretien est assuré selon le cas par Air France, par SNECMA Services ou par GEAES. L'assemblage final est réalisé par GEAES. Les tâches peuvent être de trois natures : inspection visuelle, réparation partielle, réparation importante basée sur le manuel d'entretien Olympus.

Le relevé par l'OMN en croisière supersonique de paramètres tels que l'EGT et le FF permet de surveiller le fonctionnement des moteurs. Ces relevés sur les vols précédant l'accident ne font pas apparaître de dysfonctionnement.

1.6.5 Masse et centrage

1.6.5.1 Masse

Les masses figurant dans le premier tableau ci-après sont celles qui avaient été saisies par le chef avion pour établir l'état de charge prévisionnel puis définitif. Le second tableau indique les masses déterminées par l'enquête, en tenant compte du chargement réel de l'avion, de la consommation probable au roulage et des différentes façons d'évaluer la masse forfaitaire des passagers([8]).

Masses informatisées (kg)

Phase

Prévisionnelle

Masse au roulage

Masse au décollage

Masse de base

corrigée

81 560

81 560

81 560

Bagages

1 651

2 131

2 131

Carburant

dont roulage

95 400

2 000

94 936

2 000

92 936

Passagers (3)

8 253

8 253

8 253

EIC

0

0

0

Total masse

186 864

186 880

184 880

 

 

Masses

estimées ou reportées (kg)

Phase

Prévisionnelle

Masse au roulage

Masse au décollage

Masse de base

corrigée

81 560

81 560

81 560

Bagages

1 651

2 525 (1)

2 525 (1)

Carburant

39 730 (pré-plein)

94 853

93 853 (2)

Passagers            (3)

                        (4)

8 253

7 759

8 253

7 759

8 253

7 759

EIC                   (5)

60

60

60

Total masse  (3)

                        (4)

 

187 251

186 757

186 251

185 757

 

 

(1) Il y avait 122 bagages embarqués, d'une masse moyenne estimée à 20,7 kg chacun, soit un total de 2 525 kg. Dix-neuf bagages embarqués n'ayant pas été pris en compte, seuls 103 bagages apparaissaient dans l'état de charge (voir § 1.16.2).

(2) En considérant que l'avion a consommé une tonne de carburant au roulage.

(3) En appliquant le forfait passager : un adulte = 84 kg, un enfant = 35 kg.

(4) En appliquant le forfait passager « hommes et femmes » : un homme = 88 kg, une femme = 70 kg, un enfant = 35 kg.

Remarque : pour les vols charters vacances, il est également possible d'utiliser un forfait de 76 kg par passager.

(5) Les EIC correspondent aux journaux et revues embarqués.

La masse structurale maximale au décollage étant de 185 070 kg, il apparaît que l'avion était en légère surcharge au décollage, quelles que soient les hypothèses de calcul retenues.

1.6.5.2.1 Centrage établi à la préparation du vol

Le centrage indiqué sur l'état de charge définitif vaut 52,3 % en Zero Fuel et 54,2 % au roulage avec le carburant. Ce centrage correspond aux données du premier tableau du paragraphe précédent.

Pour un décollage à la masse de 184 880 kg, le centrage doit être de 54,0 %. A partir des abaques de centrage, on voit que pour passer de 54,2 à 54,0 %, à une masse proche de la masse maximale, un transfert de carburant d'environ sept cents kilos est nécessaire depuis le réservoir 11.

1.6.5.2.2 Centrage établi à partir des données de l'enquête

En fonction des données du second tableau du paragraphe précédent, le calcul par abaques effectué par le BEA indique que le centrage réel le plus probable était de 52,4 % en Zéro Fuel et de 54,25 % au roulage avec le carburant.

Pour un décollage à la masse de 185 757 kg, on trouve par extrapolation des abaques que le centrage doit également être de 54,0 % et qu'un transfert de carburant d'environ huit cents kilos depuis le réservoir 11 est nécessaire pour passer de 54,25 à 54,0 %.

Remarque : une alarme avertit l'équipage si le centrage de l'avion est en dehors des limites de centrage avant ou arrière.

1.6.6 Performances au décollage

Les paramètres suivants seront utilisés pour les calculs de performance :

Le manuel de vol donne les masses structurales maximales suivantes :

Les relevés de vent aux différents points de mesure faisant état de vent variable très faible, les calculs seront effectués avec un vent calme.

Remarque : le bilan des limitations décollage fait apparaître avec un vent effectif nul une masse « maximale performance » de 186,7 tonnes. Avec cette masse et les vitesses associées (V1, VR, V2), deux limitations, la limitation second segment et la limitation pneu, sont à prendre en compte. En augmentant la vitesse de l'avion au roulement au décollage la limitation second segment est repoussée, mais cette vitesse est limitée par les contraintes imposées aux pneus.

A la masse structurale maximale au décollage, les calculs donnent les valeurs suivantes :

Remarque : la vitesse de 150 kt est un compromis des limitations entre la distance de décollage (passage des 35 ft) et la distance d'accélération-arrêt. Le manuel d'exploitation Air France recommande de retenir la valeur de V1 en milieu de plage.

Le manuel de vol donne les vitesses de taux de montée nul :

VZRC (kt) 185 t

3 moteurs

2 moteurs

train rentré

193

262

train sorti

205

> 300

Remarque : cette notion de VZRC est très importante pour Concorde. Il s'agit de la vitesse de second régime qui permet de rester en palier à pente nulle. Sur le diagramme poussée/vitesse, la VZRC se situe à l'intersection des courbes de poussée utile et des courbes de poussée nécessaire. Ces points correspondent à des équilibres instables.

Vitesses minimales de contrôle sol et air :

Pour une V1 de 150 kt :

Remarque : il s'agit de distances réglementaires prenant en compte la panne d'un moteur.

Le modèle avion permet d'effectuer une simulation avec les paramètres précédents et un appareil en fonctionnement nominal avec quatre moteurs en fonctionnement. Comme il n'est pas possible de connaître exactement la masse au lâcher des freins (par exemple à cause de la prise en compte de masses forfaitaires), la masse maximale au décollage (185,07 t) sera retenue comme base de calcul.

Les résultats de cette simulation sont les suivants (valeurs arrondies) :

Pour toutes ces valeurs, l'influence d'une augmentation de masse d'une tonne a été examinée, elle est de 0,5 %, ce qui est négligeable.

Pour un vent arrière de huit noeuds, la masse au décollage est réduite à 180 300 kg en raison d'une limitation vitesse pneumatique.

Remarque : pour le vol de l'accident, on retrouve les valeurs de distance et de temps pour V1. Les autres valeurs sont naturellement différentes puisque l'avion n'avait plus ses quatre moteurs en fonctionnement nominal.

1.6.7Systèmes avion

1.6.7.1 Commandes de vol

Il existe trois groupes de commandes de vol, relatifs respectivement à la direction([9]) (rudder), aux élevons internes (inner), aux élevons médians et externes (median and outer).

Les gouvernes sont mues hydrauliquement par des servo-commandes de puissance (PFCU) double-corps, chacun des corps étant alimenté par les circuits hydrauliques principaux Bleu et Vert, le circuit Jaune pouvant suppléer l'un ou l'autre des deux circuits principaux. Chaque PFCU est commandé par une chaîne électrique, Bleue ou Verte. La chaîne Bleue est active en fonctionnement normal, la chaîne Verte la remplace en cas de panne. Les PFCU passent ensuite en chaîne mécanique en cas de défaillance de la chaîne Verte. La commutation des chaînes de commande est gérée par des comparateurs, Bleu ou Vert, qui contrôlent l'asservissement des PFCU, et par le « static logic monitor » qui génère les commutations.

Les circuits de commande électrique et de retour d'asservissement des différents groupes sont indépendants. Cependant, l'alimentation des synchros de PFCU est commune aux trois groupes de commandes de vol.

1.6.7.2 Conditionnement d'air

Le système de conditionnement d'air se compose de quatre groupes indépendants qui reçoivent l'air à haute pression prélevé sur les réacteurs et le conditionnent par refroidissement, réchauffage puis dessiccation. Cet air est alors utilisé pour pressuriser l'avion et ventiler certains équipements.

 

Figure 8 : Schéma du conditionnement d'air

Chaque groupe est alimenté à partir du dernier étage du compresseur haute pression d'un réacteur par une vanne double de prélèvement et de limitation de pression. Les numéros des groupes sont les mêmes que ceux des moteurs.

Les quatre prélèvements sont orientés vers un collecteur. Lorsque tous les groupes fonctionnent, le groupe 1 alimente le poste de pilotage, le groupe 2 la cabine avant et les groupes 3 et 4 la cabine arrière. En cas de panne moteur, le collecteur répartit l'air dans les différentes zones.

Chaque groupe est protégé contre la surpression, l'augmentation anormale de température ou la présence de fumée. Lorsque de la fumée est détectée par le détecteur situé à l'entrée du collecteur, le voyant « smoke » s'allume sur le panneau de contrôle et la vanne du groupe est automatiquement fermée.

1.6.7.3 Avertisseur de proximité du sol

Le GPWS équipant le F-BTSC était un Sunstrand « Mark 1 » avec cinq modes de fonctionnement.

L'alarme GPWS identifiée dans le CVR est celle du mode 3 qui se déclenche lorsque les trois conditions suivantes sont remplies :

1.7 Conditions météorologiques

1.7.1Situation générale à 12 heures

1.7.1.1 En altitude

Au niveau 500 hPa (environ 5 500 m), une dépression associée à une poche d'air froid (température < -16 °C) est centrée sur le golfe de Gascogne. Elle se déplace du sud-ouest vers le nord-est et va toucher la région parisienne en cours de nuit. Elle est en phase avec la traîne de la perturbation présente sur le sud-ouest du pays.

L'analyse de la situation météorologique à 12 heures, effectuée par le modèle Aladin de Météo-France, avec une maille de 0,1°, aux hauteurs de 100, 200 et 500 m au-dessus du relief, montre une petite cellule anticyclonique centrée sur la Seine-et-Marne, qui se déplace vers le nord-est aux échéances prévues à 15 et 18 heures. Cette cellule va entretenir, en raison de ses positions successives, un flux d'est faible sur toute la région parisienne durant l'après-midi.

1.7.1.2 Au sol

Une vaste zone de basses pressions, axée de la Corogne à Leningrad, est le lieu de passage d'une succession de perturbations d'origine atlantique. Celle qui intéresse la France à 12 heures est sur le Poitou et l'Auvergne et se déplace vers le nord-est. A l'avant de son front chaud, dans l'air frais et humide laissé par la perturbation de la veille, la nébulosité est essentiellement constituée de cumulus et de strato-cumulus sans grand développement vertical.

Cette zone de liaison légèrement subsidente est à faible gradient de pression. En conséquence, elle donne des vents variables, inférieurs à 10 kt et localement nuls.

1.7.2 Situation sur l'aérodrome

Après la dissipation des brumes matinales vers 10 heures, l'évolution diurne des températures donne des visibilités et hauteurs de plafond qui n'engendrent plus de contraintes sur l'exploitation de la plate-forme.

A 14 h 42 le vent moyen au seuil de piste 26 est au 090° / 04 kt.

A 14 h 43, la visibilité est de 15 km, le ciel est très nuageux par 2/8 Cu à 540 m, 2/8 Cu à 720 m et 5/8 Sc à 1 020 mètres. La température est de 19 °C et l'humidité de 74 %. Le vent moyen au seuil de piste 26 est de 090°/3 kt et de 320°/3 kt pour le seuil 08.

A 14 h 44, le vent moyen au seuil de piste 26 est de 020°/3 kt et de 300° / 3 kt pour le seuil 08.

Entre 14 et 15 h, le vent oscille à ces deux seuils entre 0 et 9 kt en force et entre 300° et 170° par le nord en direction.

Remarque : les mesures de vent sont prises toutes les demi-secondes et moyennées sur deux minutes.

La piste est sèche.

1.7.3 Documents fournis à l'équipage

Le dossier météorologique fourni à l'équipage est constitué de cartes de vents et de températures prévus aux niveaux de vol 300, 390 et 530 aux échéances 12 et 18 heures, de deux cartes TEMSI sur l'Atlantique Nord entre les niveaux de vol 250 et 630 aux mêmes échéances et d'une liste de TAF, METAR et SIGMET valides pour les aérodromes de destination et de déroutement.

1.8 Aides à la navigation

Sans objet.

1.9 Télécommunications

1.9.1 Trajectoire radar

Pour une analyse plus fine de la position de l'aéronef sur la piste, une trajectoire a été établie à partir des données du système AVISO, système de numérisation des données analogiques du radar sol à Paris Charles de Gaulle.

 

Figure 9 : Trajectoire du F-BTSC d'après les données AVISO

N.B. : les numéros figurant sur la trajectoire renvoient au chapitre 1.11.3.

1.9.2 Radiocommunications

Le vol AFR 4590 a contacté successivement les fréquences suivantes :

Les communications pertinentes sont mentionnées ci-dessous.

1.9.2.1 ATIS

Dans l'information « X Ray » de 12 h 10, on note :

Dans l'information « Yankee » de 13 h 50, on note :

1.9.2.2 Fréquence Prévol

A 13 h 58, l'AFR 4590 demande « Concorde pour New York en Echo 26 il nous faudrait la 26 droite sur toute sa longueur ».

A 14 h 07, le contrôleur confirme « ...prévoyez la 26 droite ... », l'AFR 4590 collationne « sur la 26 droite ... ».

1.9.2.3 Fréquence Sol

A 14 h 34, le contrôleur transmet « Air France 45 90, bonjour, roulez pour le point d'arrêt 26 droite par Roméo » puis précise « ... vous voulez Whisky 10 ou vous voulez la voie Roméo ». l'AFR 4590 confirme « il nous faut toute la piste ». Le contrôleur répond « OK donc vous roulez pour Roméo, Air France 45 90 ». L'information est collationnée.

1.9.2.4 Fréquence Loc Sud

A 14 h 40 min 01 s, le contrôleur transmet « 45 90 alignez-vous 26 droite », l'AFR 4590 répond « on s'aligne et on maintient sur la 26 droite, 45 90 ».

A 14 h 42 min 17 s, le contrôleur indique « 45 90 piste 26 droite vent 090 8 kt autorisé décollage » , l'AFR 4590 répond « 45 90 décolle 26 droite ».

A 14 h 43 min 13 s, le contrôleur signale « ... 45 90 vous avez des flammes ... vous avez des flammes derrière vous ». L'AFR 4590 collationne.

A 14 h 43 min 28 s, une information dont l'origine n'a pas pu être identifiée est entendue sur la fréquence « ça brûle bien et j'suis pas sûr que ça vienne du moteur ».

A 14 h 43 min 31 s, le contrôleur confirme « 45 90 vous avez de fortes flammes derrière vous » et il poursuit « ... à votre convenance vous avez la priorité pour le retour sur le terrain ». L'AFR 4590 collationne les deux informations.

A 14 h 44 min 05 s, le contrôleur transmet « Pompier Leader le Concorde euh ... je ne connais pas ses intentions, mettez-vous en position près du doublet Sud » puis « Pompier Leader correction le Concorde retourne sur la piste 09 en sens inverse ». L'AFR 4590 précise « négatif on essaye Le Bourg... ».

A 14 h 45 min 10 s, le contrôleur indique au Pompier Leader « Le Concorde s'est écrasé près du Bourget Pompier Leader ».

A 14 h 46 min 09 s, le contrôleur annonce « Pour tous les avions à l'écoute je vous rappelle un instant on va reprendre nos esprits et on va reprendre les décollages ».

A 14 h 55 min 47 s, un avion informe le contrôleur « ... il y a de la fumée sur la piste 26 droite, il y a quelque chose qui brûle apparemment pour info ».

A 14 h 57, un véhicule de piste (Flyco 9) signale au contrôleur « il y a du pneu » puis « des débris de pneu qui sont en train de brûler ».

 

1.10 Renseignements sur l'aérodrome

1.10.1 Généralités

L'aérodrome de Paris Charles de Gaulle disposait le 25 juillet 2000 d'une piste nord 09/27 et d'un doublet sud 08/26. La piste nord, en travaux du 15 juin au 17 août 2000, avait une longueur disponible ramenée durant cette période de 3 600 à 2 700 m, sa largeur étant constante à 45 mètres.

La piste 08L/26R (26 droite), orienté 088° / 268°, a une longueur de 4 215 m et une largeur de 45 mètres. La piste 08R/26L a une longueur de 2 700 m et une largeur de 60 mètres.

La piste 26 droite est constituée d'un enrobé sur six cents mètres puis de dalles de béton de 7,5 m de côté ; son seuil a une altitude de 312 pieds.

Le jour de l'accident, seule la piste 26 gauche disposait d'une manche à air située près de l'antenne GLIDE de l'ILS, soit à environ mille mètres du seuil de la piste 26 droite.

L'aérodrome dispose de deux centres de lutte contre l'incendie, un SSIS nord et un SSIS sud. Chaque centre est à même de mobiliser les moyens requis pour un aéroport de catégorie 9 tel Paris Charles de Gaulle.

Le contrôleur en poste à la tour sud délivre les informations de vent moyenné et instantané qui sont affichées sur un écran situé sur sa position de contrôle.

Figure 10 : Doublet sud de Paris Charles de Gaulle

1.10.2 Inspections de piste

1.10.2.1 Réglementation

A l'époque de l'accident, il n'existait pas de réglementation nationale pour la surveillance de l'état de l'aire de mouvement([10]) des aérodromes français, telle qu'elle découle des normes et pratiques recommandées de l'Annexe 14 à la Convention de Chicago.

Pour un aérodrome de l'importance de Paris Charles de Gaulle, l'Annexe 14 recommande d'effectuer des inspections au moins deux fois par jour pour surveiller l'état de l'aire de mouvement, et de communiquer sur des questions intéressant l'exploitation ou influant sur les performances des aéronefs.

Le manuel OACI des services d'aéroport, édition de 1983, 8e partie - Exploitation, et celui sur les systèmes de guidage et de contrôle de la circulation de surface (SMGCS) contiennent également des éléments indicatifs sur les inspections quotidiennes de l'aire de mouvement.

La note 10/AD/98 d'Aéroports de Paris prévoit trois inspections quotidiennes en plus de l'inspection balisage : avant 7 h 00, vers 14 h 00 et vers 21 h 00 locales.

1.10.2.2 Les inspections du 25 juillet 2000

Le 25 juillet vers 4 h 30([11]), une inspection de la piste a été réalisée en deux passages par un flyco du contrôle de piste. Rien n'a été signalé.

Vers 14 h 30, une inspection partielle de la piste a été effectuée par un flyco au voisinage de la voie W2 à la suite d'une suspicion de collision aviaire.

Entre 14 h 35 et 15 h 10, un exercice avec plusieurs véhicules de pompiers s'est déroulé sur les pistes 26 droite et 26 gauche. Cet exercice avait pour but de procéder à des essais chronométrés d'intervention aux seuils des pistes du doublet sud. Compte tenu de l'exercice, l'inspection de piste prévue vers 15 h 00 (soit 13 h 00 UTC) a été reportée. Elle n'avait pas été effectuée au moment du décollage du Concorde.

 

1.11 Enregistreurs de bord

1.11.1 Types d'enregistreurs et opérations de lecture

Deux enregistreurs de vol réglementaires étaient embarqués à bord du F-BTSC, ainsi qu'un enregistreur à accès rapide (QAR). Tous trois ont été exploités pour les besoins de l'enquête.

Les enregistreurs de vol ont été retrouvés sur le site par un enquêteur technique quatre heures après l'accident. Leur récupération a été effectuée dès que les conditions sur le site l'ont permis. Placés sous scellés, ils ont été apportés au BEA par deux OPJ.

1.11.1.1 Enregistreur phonique (CVR)

L'enregistreur phonique, d'une durée d'enregistrement de trente minutes, avait les références suivantes :

Les opérations d'ouverture de l'enregistreur, de lecture et de copie de l'enregistrement ont été effectuées dans la nuit du 25 au 26 juillet.

Le boîtier extérieur du CVR présentait des traces d'exposition au feu et des déformations dues à des chocs. Le numéro de série n'était pas lisible du fait des traces laissées par l'exposition au feu. Néanmoins, la protection thermique de l'enregistreur avait joué son rôle et la bande a été retrouvée intacte à l'intérieur du boîtier protégé.

Dans les jours qui ont suivi, une transcription de la durée totale de l'enregistrement a été effectuée. La validation de l'identification des voix des membres de l'équipage a été faite avec des pilotes de la Division de vol Concorde d'Air France. Les écoutes se sont ensuite limitées aux membres de certains des groupes mis en place pour l'enquête, ainsi qu'à des membres de la Commission d'Enquête.

1.11.1.2 Enregistreur de paramètres (FDR)

L'enregistreur de paramètres, à bande magnétique d'une durée d'enregistrement de vingt-cinq heures, avait les références suivantes :

L'équipement qui sert à la lecture de ce type d'enregistreur au BEA étant momentanément indisponible, et conformément à la convention de coopération entre les deux organismes, l'enregistreur a été conduit par un OPJ au Centre d'Essais en Vol à Brétigny. Les opérations d'ouverture y ont été effectuées dans la nuit du 25 au 26 juillet, en présence de deux enquêteurs techniques.

Le boîtier extérieur du FDR était endommagé par des chocs et présentait des traces d'exposition au feu. Après ouverture du boîtier protégé, les constatations suivantes ont été effectuées :

La bande, après avoir été extraite, a été nettoyée à l'alcool éthylique dénaturé. Elle a été consolidée à un endroit où un début de déchirure avait été constaté.

La lecture de la totalité de la bande, avec en simultané une synchronisation du signal lu, a été effectuée à l'aide d'un lecteur de bande extraite ou IAE (Incident Analysis Equipment) de marque Sundstrand (PN 960-0145-002).

Du fait de l'état de la bande, la lecture de l'enregistrement était de qualité moyenne, ce qui a généré un certain nombre de pertes de synchronisation du signal. Cette première lecture a permis d'effectuer une analyse préliminaire, mais il a été décidé de rechercher en parallèle une information de meilleure qualité, soit par la lecture du QAR, soit par une nouvelle lecture de la bande du FDR avec numérisation du signal pour en affiner la synchronisation au moyen d'algorithmes adaptés à un signal de mauvaise qualité.

1.11.1.3 QAR

L'enregistreur à accès rapide avait les références suivantes :

Le QAR est un enregistreur non protégé. Il contient une copie des données du FDR sur disque magnéto-optique et est utilisé par Air France pour l'analyse des vols. Le système d'écriture sur ce disque utilise trois mémoires tampons dont le rôle est de conserver les données envoyées par le Flight Data Acquisition Unit (FDAU) jusqu'à ce que les conditions de vibrations détectées par un accéléromètre interne au QAR soient favorables à une écriture sur le disque. Ce sont des mémoires volatiles, qui doivent rester alimentées pour que l'information qu'elles contiennent soit conservée.

Les opérations d'extraction des données ont été effectuées les 1er et 2 août dans les locaux de Thomson CSF, constructeur du QAR, en présence d'un expert judiciaire et d'un enquêteur du BEA.

Le boîtier du QAR était écrasé et le disque magnéto-optique déformé. La carte sur laquelle se trouvaient les mémoires, visible au travers du capotage à moitié arraché, semblait être en bon état. Il a donc été décidé de concentrer les travaux sur cette carte. Deux des trois mémoires avaient été arrachées lors de l'impact. La troisième était toujours en place et alimentée.

Des essais ont d'abord été effectués sur des cartes témoins afin de définir une méthode d'extraction, cette opération n'ayant jamais été réalisée. La méthode a consisté à connecter à la mémoire une alimentation en parallèle, de manière à pouvoir la déplacer de sa carte vers une carte réceptrice. Au préalable, une suite ininterrompue de zéros avait été écrite sur les deux autres mémoires de la carte réceptrice.

Le contenu de la troisième mémoire a pu ainsi être lu et une copie du disque a été remise au BEA. Après exploitation, il est apparu que les données du vol de l'accident se trouvaient sur la seule des trois mémoires qui était restée alimentée. La qualité de l'enregistrement, du fait de la technologie employée, était excellente et ne présentait aucune désynchronisation. Il n'était donc pas nécessaire d'essayer de lire le disque magnéto-optique ni de procéder à de nouveaux travaux d'acquisition du signal de la bande du FDR.

1.11.2 L'enregistrement phonique

1.11.2.1 Exploitation du CVR

Le CVR de type Fairchild A-100 est un enregistreur quatre pistes à bande magnétique. La bande passante théorique est comprise entre 150 Hz et 5 kHz, il est néanmoins possible d'obtenir des informations jusqu'à 8 kHz si ces dernières ont beaucoup d'énergie.

Les quatre pistes sont composées des enregistrements :

Le microphone d'ambiance est situé au milieu du panneau instrumental supérieur du poste de pilotage. Le boîtier de commande pour les fonctions de test, d'effacement et d'écoute se trouve au pied du poste mécanicien navigant. Ce boîtier comporte un microphone qui n'est pas connecté au CVR.

1.11.2.1.1 Base de temps

Après ouverture, la bande a été lue sur un lecteur dont la fonction enregistrement est inhibée et qui a été équipé de têtes de CVR afin d'obtenir une qualité optimum.

La vitesse de lecture de la bande a été ajustée à la vitesse d'enregistrement. Pour cela, on utilise l'interférence créée par la fréquence de l'alimentation de bord de l'avion (400 Hz). Sur une représentation spectrale en temps réel du signal, elle correspond à un pic d'énergie dont la fréquence exacte varie avec la vitesse de lecture. Celle-ci est donc ajustée pour que le pic d'énergie soit précisément à la valeur de 400 Hz.

Cependant, la valeur de la fréquence de l'alimentation de bord peut fluctuer légèrement autour de 400 Hz lors des différentes phases d'un vol. Pour une meilleure précision l'enregistrement phonique a donc été synchronisé avec l'enregistrement des paramètres.

Cette synchronisation a été réalisée essentiellement par l'étude des radiocom-munications. En effet, un discret enregistré toutes les secondes sur le FDR change d'état (de 0 à 1) durant une communication. Comme la vitesse d'enregistrement du CVR influe sur la durée de la communication, on peut synchroniser précisément les enregistreurs en s'assurant que le début de la communication enregistré sur le CVR correspond à la variation de 0 à 1 du discret sur le FDR et que la fin de la communication correspond à son retour à 0.

 

Figure 11 : Synchronisation

Enfin, la base de temps utilisée par la tour de contrôle, une fois validée, a été utilisée pour la transcription du CVR. Pour cela, la transcription des radiocommunications enregistrées par le CVR a été comparée à celle effectuée à partir de l'enregistrement de la tour. Il est à noter que des problèmes ont été rencontrés pour la détermination de ce temps de référence : à cause d'un problème technique, le temps UTC était légèrement différent entre les deux lecteurs de la tour.

1.11.2.1.2 Logiciels utilisés

a) Dès la première lecture de l'enregistrement, une copie numérique en a été réalisée à l'aide du logiciel Samplitude. Ce logiciel permet de visualiser le signal sur les quatre pistes avec une résolution allant jusqu'à l'échantillon. De plus, il a des capacités de filtrage poussées permettant d'améliorer l'intelligibilité des paroles. Néanmoins, la technique de filtrage pouvant induire des rotations de phase, toutes les analyses spectrales ont été réalisées sur un signal non filtré.

Le travail a été effectué pour les quatre pistes en simultané, ce qui permet la synchronisation d'événements présents sur différentes pistes. Les signaux ont été volontairement sur-échantillonnés à 44,1 kHz pour ne pas perdre d'information lors de la copie.

Une archive correspondant à une copie brute sans aucun filtrage a ensuite été réalisée sur disque compact. Elle comprend quatre fichiers au standard .wav et des fichiers spécifiques au logiciel qui permettent de les relire.

b) Trois représentations différentes du signal ont été étudiées à l'aide du logiciel d'analyse spectrale Xwaves. Cette démarche a été confirmée avec le chef de la division enregistreurs de vol de l'AAIB, présent lors de la dernière série d'essais. D'un commun accord, c'est la représentation temps-fréquence qui est apparue la plus utile. Les trois représentations sont les suivantes :

 

Figure 12 : Représentation temporelle d'un signal

 

Figure 13 : Représentation temps-fréquence d'un signal

 

Figure 14 : Représentation fréquentielle d'un signal

1.11.2.2 Transcription de l'enregistrement

La méthode employée pour transcrire l'enregistrement consiste à reproduire fidèlement, presque phonétiquement, ce que l'on entend, sans interprétation ni extrapolation. Cependant, la connaissance des procédures et des termes techniques couramment employés est parfois d'une grande aide pour la compréhension de certains mots ou bouts de phrases. C'est pourquoi plusieurs navigants qui connaissaient les voix des membres de l'équipage, le bruit ambiant d'un poste de Concorde et les diverses alarmes ont été associés à ce travail. De plus un filtrage adapté au bruit de fond de la partie vol et permettant de réduire le bruit de fond parasite a été employé pour améliorer l'intelligibilité de l'enregistrement.

Le début de l'enregistrement se situe à 14 h 12 min 23 s. L'item 17 de la check list "vérification poste équipage" est en cours. Puis se déroulent successivement la check list "avant mise en route", la mise en route des réacteurs, les check lists "après mise en route", "roulage" et "avant décollage". La transcription complète de l'enregistrement est jointe en annexe 2.

Sur l'ensemble des trente minutes du CVR, on note les éléments suivants :

14 h 13 min 13 s, OMN "alors jauge total carburant moi j'ai quatre-vingt-seize quatre avec quatre-vingt-seize trois pour quatre-vingt-quinze à bord".

14 h 13 min 46 s, OPL "protection incendie", OMN "essayée".

14 h 14 min 04 s, OPL "ZFW ZFCG", OMN "alors j'ai quatre-vingt-onze neuf et cinquante-deux deux".

14 h 14 min 17 s, commandant de bord "les index vitesse donc V1 cent cinquante, VR cent quatre-vingt-dix-huit, V2 deux cent vingt deux cent quarante deux cent quatre-vingts c'est affiché à gauche".

14 h 14 min 28 s, OPL "assiette", commandant de bord "c'est treize degrés".

14 h 14 min 53 s, commandant de bord "ensuite la manette est à quatorze et tu auras un N2 de quatre-vingt-dix-sept et des poussières ", OMN "quatre-vingt-dix-sept".

14 h 22 min 22 s, commandant de bord "bon on va faire cent quatre-vingt-cinq cent c'est-à-dire qu'on va être aux limites "structurales", "structurales euh cinquante-quatre pour cent de centrage (*) voir".

14 h 37 min 51 s, OPL "ah, t'as les directions qui tombent en Vert tout le temps".

14 h 38 min 55 s, OMN " tu as raison, on reste en Jau" en Vert ".

14 h 38 min 59 s, OPL "on reste en Vert, hein".

14 h 39 min 04 s, commandant de bord "alors c'est un décollage à la masse maxi décollage cent quatre-vingt-cinq tonnes cent ce qui fait quatre réchauffes avec un N2 mini de cent trois et un N2 de panne de quatre-vingt-dix-huit ", "entre zéro et cent noeuds je stoppe pour toute alarme sonore le flash tyre", "le flash tyre et l'annonce panne de ta part hein", "entre cent noeuds et V1 j'ignore le gong je stoppe pour le feu réacteur le flash tyre et l'annonce panne", "après V1 on continue la trajectoire sortie officielle on vient d'en parler on se repose en vingt-six droite".

14 h 40 min 19 s, commandant de bord "on a consommé combien ?", OMN "là on a huit cents kilos".

14 h 41 min 09 s, OMN "température des freins vérifiée cent cinquante "". Le commandant de bord demande " c'est plus chaud à gauche ou à droite là". L'OMN répond "tu sais ça se vaut".

14 h 42 min 31 s, commandant de bord "top".

14 h 42 min 54,6 s, OPL "cent noeuds".

14 h 42 min 57 s, OMN "quatre vertes".

14 h 43 min 03,7 s, OPL "V1".

Remarque : le groupe de travail enregistreur phonique avait détecté un bruit basse fréquence au temps 14 h 43 min 07 s, lors du roulage, bruit qui a été transcrit dans la transcription préliminaire. Des travaux ultérieurs de filtrage poussé ont montré que ce bruit basse fréquence est en fait présent sur toute la bande : il s'agit d'un bruit lié à l'enregistrement induit par la bande elle-même ou le circuit d'enregistrement. Il a donc été enlevé de la transcription finale.

14 h 43 min 10,1 s, bruit suivi, de 14 h 43 min 11 s à 14 h 43 min 13,8 s, d'un changement de bruit de fond. Dans le même intervalle de temps, l'OPL annonce "'ttention".

14 h 43 min 11,9 s, on entend un son inintelligible, puis à 14 h 43 min 13,0 s, l'OMN annonce "'ttention".

14 h 43 min 13,4 s, message du contrôleur signalant des flammes à l'arrière et collationnement par l'OPL.

14 h 43 min 16,4 s, OMN " (stop) ".

14 h 43 min 20,4 s, OMN "panne mot panne moteur deux".

14 h 43 min 22,8 s, alarme feu.

14 h 43 min 24,8 s, OMN "coupe le moteur deux".

14 h 43 min 25,8 s, commandant de bord "procédure feu réacteur" et dans la seconde suivante bruit d'interrupteur et arrêt de l'alarme feu.

14 h 43 min 27,2 s, OPL "attention le badin le badin le badin".

14 h 43 min 29,3 s, activation d'une poignée coupe-feu.

14 h 43 min 30 s, commandant de bord "train sur rentré". Au cours des huit secondes suivantes l'équipage mentionne plusieurs fois le train.

14 h 43 min 42,3 s, deuxième alarme feu.

14 h 43 min 45,6 s, OPL "(j'essaye)", OMN "je percute".

14 h 43 min 46,3 s, commandant de bord "(est-ce que) tu coupes le réacteur deux là".

14 h 43 min 48,2 s, OMN "j'ai coupé".

14 h 43 min 49,9 s, OPL "le badin".

14 h 43 min 56,7 s, OPL "le train ne rentre pas".

14 h 43 min 58,6 s, troisième alarme feu.

Entre 14 h 43 min 59 s et 14 h 44 min 03 s, une alarme GPWS est entendue à trois reprises et dans le même temps l'OPL annonce "le badin".

14 h 44 min 14,6 s, OPL "Le Bourget Le Bourget" puis quelques secondes plus tard  "négatif on essaie Le Bourget", en réaction aux indications que le contrôleur donne au chef des pompiers.

14 h 44 min 31,6 s, fin de l'enregistrement.

Remarque : quelques mots de la partie vol de l'enregistrement, " stop" par exemple, étaient douteux. Ces portions d'enregistrement ont été soumises au laboratoire de linguistique du CNRS à Aix en Provence. Les travaux de filtrage du signal et les analyses de phonèmes auxquels se sont livrés les chercheurs de ce laboratoire n'ont pas permis de lever le doute.

1.11.2.3 Identification des alarmes et des bruits

Afin de déterminer l'origine des alarmes et des bruits d'interrupteurs entendus et d'obtenir des informations sur les parties tournantes des moteurs à partir de l'enregistrement, une campagne de mesures a été réalisée au sol sur les Concorde d'Air France.

1.11.2.3 1 Démarche suivie

a) L'identification d'un bruit d'interrupteur est basée sur la comparaison de sa représentation spectrale avec celle d'un bruit d'interrupteur connu. Les éléments caractéristiques comparés sont la durée du signal, la répartition de l'énergie en fonction de la fréquence et la cadence. Certains mouvements d'interrupteur impliquent la génération de plusieurs pics d'énergie. Ainsi il faut parfois libérer l'interrupteur de sa position initiale, le manoeuvrer puis le relâcher : la cadence est le temps entre ces pics.

Par exemple sur la figure ci-après, la cadence est de 170 ms, la durée du premier bruit est de 30 ms, celle du second de 40 ms. Le spectre placé à gauche montre un pic d'énergie autour de 2 900 Hz qui correspond au relâchement de l'interrupteur.

 

Figure 15 : Identification d'un bruit d'interrupteur

b) Il est difficile de comparer des bruits d'interrupteur si le bruit de fond n'est pas le même. Cette cohérence est d'autant plus nécessaire que la fonction du contrôle automatique de gain atténue les enregistrements de forte amplitude afin d'éviter une saturation du signal. Ainsi, la présence du 400 Hz et de ses harmoniques de forte énergie peut altérer le signal à analyser ou cacher des pics d'énergie à certaines fréquences.

La figure ci-après montre la représentation temps-fréquence du bruit produit par le mouvement d'un interrupteur identique, à gauche sur un Concorde présentant un fort niveau de parasites, à droite sur le F-BTSC.

 

Figure 16 : Son identique avec des bruits de fond différents

La méthode d'enregistrement ne permet donc pas de raisonner en valeur absolue, exprimée par exemple en décibels. On parlera d'amplitude relative ou encore d'énergie sans dimension.

En outre, il a été nécessaire de trouver un avion de test possédant un bruit de fond analogue à celui de l'avion accidenté.

De même, les mouvements d'interrupteurs ont été réalisés avec et sans l'alarme feu activée. La présence de l'alarme feu permettait aussi de " stresser" la personne qui actionnait les interrupteurs.

c) Il peut y avoir d'autres limitations à l'identification des bruits d'interrupteur. On peut citer :

En revanche, le fonctionnement des moteurs n'a pas un effet significatif sur le bruit de fond, comme le montrent les enregistrements ci-après, le premier, moteurs éteints (à gauche), le second, en vol (à droite).

 

Figure 17 : Fonctionnement des moteurs : éteints à gauche, en vol à droite

Ceci explique que les analyses n'aient pas permis de mettre en évidence des fréquences relatives au comportement des moteurs lors de la mise en poussée ou en vol. De même, les bruits spécifiques au roulement ne sont pas perceptibles.

d) Un facteur dont il faut tenir compte mais qui n'est pas quantifiable est la sensation humaine. En effet, les meilleurs récepteurs et filtres restent l'oreille et le cerveau humain. Celui-ci est capable d'intégrer bien des aspects de la représentation spectrale et d'avoir ainsi une sensation de ressemblance même si l'analyse ne permet pas d'avoir une similitude complète.

e) Enfin, le champ des hypothèses peut être réduit grâce aux échanges entre les membre de l'équipage. On s'attend par exemple à certains bruits d'interrupteur lorsque les pilotes effectuent une procédure spécifique.

1.11.2.3.2 Travaux complémentaires

1.11.2.3.2.1 Enregistrements en vol

Pour compléter la campagne de mesure, des enregistrements CVR au décollage ont été exploités, bien qu'ils aient été difficiles à trouver puisqu'ils sont effacés lors d'un vol normal, compte tenu de la durée de l'enregistrement.

Il s'agit des vols suivants :

Lors de ce dernier vol, une copie du CVR a été effectuée en utilisant la sortie de contrôle d'enregistrement sur la boîte de contrôle. De ce fait, les quatre pistes du CVR sont mixées sur la copie.

Remarque : un enregistrement par microphone à main sur un enregistreur classique ne serait pas utilisable, cette chaîne de mesures ne prenant pas en compte les transmissions par la structure.

Ces enregistrements n'ont pas apporté d'éléments supplémentaires, compte tenu des différences du bruit de fond et du faible nombre de mouvements d'interrupteur effectués lors de ces décollages.

1.11.2.3.2.2 Démodulation du 400 Hz

Certaines vibrations de la structure d'un avion peuvent se propager jusqu'au CVR et y laisser une trace au travers d'une modulation du 400 Hz. L'analyse de cette fréquence permet alors d'identifier un transitoire caractéristique et, par voie de conséquence, de connaître le moment où s'est produit le phénomène à l'origine de la vibration. Ainsi, par exemple, les figures ci-après ont été obtenues dans le cadre d'une campagne d'essais d'explosion sur avion gros porteur au sol. Le temps est en abscisse et une énergie sans dimension en ordonnée.

 

Figure 18 : Démodulation du 400 Hz

En collaboration avec un spécialiste de l'Institute of Sound and Vibration Research de l'université de Southampton, il a donc été recherché dans l'enregistrement phonique du F-BTSC d'éventuels indices de l'explosion du pneu ou d'impacts de débris sur la structure.

Cette étude menée à l'aide du logiciel Matlab n'a pas donné de résultats utilisables. Il est probable que les éventuelles vibrations n'étaient pas d'amplitude suffisante pour influer sur le signal enregistré.

1.11.2.3.3 Résultats des recherches

Les résultats détaillés des recherches entreprises figurent en annexe 3. En résumé, les éléments suivants ont été déduits de l'analyse des bruits enregistrés :

Remarque : les manoeuvres de la manette de commande de train ne sont pas perçues, ainsi que le confirment les enregistrements au sol.

1.11.3 Exploitation des paramètres

1.11.3.1 Le vol

1.11.3.1.1 Décodage des paramètres

Les paramètres enregistrés ont été décodés à l'aide de documents fournis par Air France et EADS. En particulier, les vols précédents, fournis par le Service d'analyse des vols d'Air France, ont été exploités à des fins de validation des paramètres et de comparaison. Cent quatre paramètres sont enregistrés. Parmi ces paramètres, quelques-uns présentent des erreurs de calibration, notamment pour leur valeur au neutre ou de référence. L'enregistrement d'un paramètre, la SAT, est aberrant.

Les valeurs de certains paramètres enregistrés doivent donc être corrigées comme suit :

Les valeurs enregistrées ont été comparées à la valeur attendue lors des phases de ralenti et de debowing et aux relevés effectués par l'OMN en croisière supersonique. Il en ressort qu'à bas régime, l'erreur de calibration est de quelques centaines de kilogrammes, les valeurs enregistrées étant inférieures aux valeurs réelles. Ainsi, pour une valeur réelle de 500 kg/h, la valeur enregistrée est nulle.

Les valeurs enregistrées ont été comparées aux valeurs attendues lorsque les moteurs délivrent leur pleine poussée et à celles relevées par l'OMN.

A haut régime, l'erreur de calibration est d'environ 2,3 %, les valeurs enregistrées étant inférieures aux valeurs réelles. Ainsi, pour une valeur réelle de 100 %, la valeur enregistrée du N1 est de 97,7 %. L'erreur de calibration est supérieure pour le moteur 3, elle est d'environ 7 %.

A haut régime, l'erreur de calibration est d'environ 1,7 %, les valeurs enregistrées étant inférieures aux valeurs réelles. Ainsi, pour une valeur réelle de 103 %, la valeur enregistrée du N2 est de 101,3 %.

Les valeurs enregistrées ont été comparées aux valeurs attendues lorsque les moteurs délivrent leur pleine poussée. Il en ressort que l'erreur de calibration est d'environ 20 °C, les valeurs enregistrées étant inférieures aux valeurs réelles. Ainsi, pour une valeur réelle de 750 °C, la valeur enregistrée est de 730 °C.

Les valeurs enregistrées lors de tous les alignements du F-BTSC au décollage ont été comparées avec celle attendue, c'est-à-dire 0° de déflexion. Il en ressort que l'erreur de calibration est d'environ 1,7°, la valeur enregistrée étant inférieure à la valeur réelle. Ainsi, pour une valeur réelle nulle, la valeur enregistrée est de -1,7° (à droite).

La valeur enregistrée lors du décollage a été comparée avec celle annoncée par l'équipage lors du positionnement du trim, à savoir 2,5°. Il en ressort que l'erreur de calibration est d'environ 0,4°, la valeur enregistrée étant inférieure à la valeur réelle. Ainsi, pour une valeur réelle de 2,5°, la valeur enregistrée est de 2,1°.

La valeur enregistrée lors du décollage a été comparée avec l'orientation magnétique de la piste. Il en ressort que l'erreur de calibration est d'environ 1°, la valeur enregistrée étant supérieure à la valeur réelle. Ainsi, pour une valeur réelle de 268°, la valeur enregistrée est de 269°.

La valeur enregistrée lorsque l'avion est au sol, amortisseurs compressés, a été comparée à la valeur attendue. Il en ressort que l'erreur de calibration est d'environ 13,1 pieds, la valeur enregistrée étant inférieure à la valeur réelle. Ainsi, pour une valeur réelle de - 6,9 pieds, la valeur enregistrée est de - 20 pieds.

1.11.3.1.2 Valeur des paramètres

Des graphes tirés des paramètres enregistrés pour l'ensemble du vol figurent en annexe 4. Dans les tableaux qui suivent ne figurent que les valeurs de certains paramètres.

Pour un temps généré donné, les valeurs associées sont des valeurs prélevées à un moment déterminé au cours de la seconde correspondante. Cette indication n'apparaît pas dans les tableaux. De plus, les paramètres d'un seul moteur étant enregistrés à chaque seconde, les paramètres des différents moteurs n'apparaissent que toutes les quatre secondes.

Les paramètres d'un moteur sont prélevés à l'intérieur de la seconde aux temps exacts suivants : N1 + 0,72 s ; N2 + 0,81 s ; EGT + 0,47 s ; FF + 0,22 s et P7 + 0,52 s.

Remarque : les numéros (1, etc.) renvoient à  la trajectoire figurant au 1.9.1.

Temps

Moteur

N1 en %

N2 en %

EGT en °C

FF t/h

P7 en PSI

97585

n° 4

93,16

102,83

723,6°

20,27

40,19

97586

n° 1

94,10

102,63

750°

21,57

41,08

97587

n° 2

93,96

103,04

750°

21,49

41,21

97588

n° 3

89,94

102,83

763,7°

22,11

42,39

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97595

n° 2

94,54

103,13

756,8°

22,34

42,49

97596

n° 3

89,88

102,77

769,5°

22,92

43,47

97597

n° 4

93,84

102,83

730,5°

21,23

41,96

97598

n° 1

94,51

102,54

755,9°

22,54

42,89

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97604

n° 3

90,12

102,74

775,4°

23,33

44,11

97605

n° 4

94,16

102,89

735,4°

21,67

42,88

97606

n° 1

86,95

98,58

757,8°

18,28

38,04

97607

n° 2

48,69

73,30

513,7°

0,95

17,30

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97614

n° 1

50,77

74,77

480,5°

1,32

17,54

97615

  n° 2 *

57,07

77,52

446,3°

3,48

19,54

97616

n° 3

90,67

102,69

770,5°

22,97

43,72

97617

n° 4

94,72

102,92

732,4°

21,47

42,33

* : engine fire warning

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97621

n° 4

94,66

104,12

758,8°

23,87

44,08

97622

n° 1

91,08

100,9

648,4°

14,22

41,04

97623

n° 2

15,97

33,9

320,3°

0

13,78

97624

n° 3

90,97

103,89

801,8°

25,67

45,16

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97647

n° 2

6,27

13,92

235,4°

0

13,37

97648

n° 3

91,64

104,00

796,9°

25,60

45,21

97649

n° 4

95,13

104,21

762,7°

23,82

43,65

97650

n° 1

94,92

103,54

758,8°

22,43

42,57

Du temps 97649 au temps 97653, alarme GPWS "Whoop Whoop Pull Up"

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97665

n° 4

95,01

104,18

758,8°

23,67

43,82

97666

n° 1

43,56

81,36

855,5°

3,64

15,01

97667

n° 2 *

5,60

12,92

182,6°

0

13,88

97668

n° 3

90,91

103,68

793,9°

25,52

44,97

* : engine fire warning

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97673

n° 4

95,13

104,21

757,8°

23,22

42,53

97674

n° 1

25,17

51,39

640,6°

0

14,35

97675

n° 2 *

5,19

12,30

168,9°

0

14,05

97676

n° 3

91,41

103,98

798,8°

24,55

42,33

* : engine fire warning

Remarque : pour les temps 97673 et 97677, les indications du radioaltimètre ne sont plus représentatives en raison de la forte inclinaison latérale de l'avion.

Temps

Moteur

N1

N2

EGT

FF t/h

P7

97677

n° 4

96,39

104,62

764,6°

22,90

40,04

97678

n° 1

20,04

42,60

585,9°

0

13,71

97679

n° 2 *

5,13

11,98

164,1°

0

14,02

97680

n° 3

55,11

80,60

776,4°

14,63

17,75

 

* : engine fire warning

1.11.3.2 Trajectoire (en fin de rapport)

En l'absence de paramètres enregistrés concernant la position de l'avion (longitude, latitude), sa trajectoire a été calculée selon plusieurs méthodes d'intégration, en positionnant les points de début et de fin sur leur localisation connue. On a ainsi une bonne approximation de la trajectoire sol, et plus particulièrement tant que l'avion est sur la piste. Compte tenu de la méthode utilisée, l'erreur est alors d'une dizaine de mètres. La précision du calcul décroît dans la deuxième partie du vol, l'erreur devenant de l'ordre de la centaine de mètres, et notamment dans la phase finale, à partir de la perte du moteur 1, les attitudes de l'avion ne garantissant plus la représentativité de la trajectoire sol.

1.12 Renseignements sur l'épave et sur l'impact

1.12.1 La piste

Divers débris et traces ont été trouvés après l'accident sur la piste (voir plan en annexe 12). Ils sont repérés ci-après par la ligne de dalles de béton où ils ont été trouvés, les distances étant évaluées par rapport à l'extrémité est de la partie en enrobé de la piste (cf. § 1. 10). Ainsi par exemple, un élément repéré sur la ligne 180 se trouve à 1 950 m du point origine (600 mètres + 180 dalles x 7,5 mètres). Des débris ont également été trouvés sous la trajectoire de l'avion.

Remarque : le lâcher des freins se situe à environ quatre-vingt-dix mètres de l'extrémité de la piste.

1.12.1.1 Déflecteur d'eau

On trouve des éléments du déflecteur d'eau du train gauche entre les lignes de dalles 139 et 166, c'est-à-dire de 1 642 à 1 845 m de la limite physique de la piste 26 droite, plus précisément en 139, 149, 151, 157 et 166. Les éléments trouvés ne comportent pas d'éléments métalliques.

 

Figure 19 : Pièce située sur la ligne 157 : partie droite du déflecteur

1.12.1.2 Éléments de pneumatique

On trouve sur les lignes 146, 152, 166, 180, 186 et 187 des morceaux de pneu du Concorde. Les éléments situés en ligne 152 (un morceau de 100 x 33 cm d'environ 4,5 kg) et 180 correspondent à la même zone et s'emboîtent. Il apparaît à l'examen visuel une coupure transversale d'environ trente-deux centimètres.

 

Figure 20 : Élément de pneu en ligne 180 - Élément de pneu en ligne 152

1.12.1.3 Pièce métallique

On trouve sur l'accotement droit à la hauteur de la ligne 152 une lamelle métallique d'environ quarante-trois centimètres de long, pliée à une de ses extrémités. Sa largeur est variable, de 29 à 34 mm, et elle est percée de trous dans certains desquels se trouvent des rivets, semble-t-il de type aéronautique Cherry. Les trous ne sont pas percés à emplacements réguliers.

A l'examen visuel, cette pièce paraît être en alliage léger, recouverte sur une face d'une peinture primaire époxy (verdâtre) et sur l'autre face de ce qui semble être un mastic avion rouge (RTV 106) pour parties chaudes. Elle ne paraît pas avoir été portée à haute température.

Cette pièce n'a pas été identifiée comme appartenant au Concorde.

 

Figure 21 : Pièce retrouvée en ligne 152

1.12.1.4 Élément de structure

Une pièce nervurée de structure de 32 x 32 cm se trouve en ligne 160. Elle est blanche sur la face extérieure et de teinte foncée sur la face nervurée. Elle provient du réservoir 5 de l'avion. Elle ne présente pas de trace de choc.

Figure 22 : Pièce retrouvée en ligne 160

 

1.12.1.5 Carénage de servo valve de frein

Une pièce en alliage, identifiée comme étant un élément de carénage de servo valve de frein du train gauche de l'avion, se trouve sur la ligne 175. Cette pièce est recouverte de poussière de carbone. Elle a été déformée par un choc.

Figure 23 : Pièce retrouvée en ligne 175

 

1.12.1.6 Morceau de béton et tache noire

Au niveau d'une dalle sur la ligne 181, on trouve un morceau de béton arraché à la piste. Ce morceau a une épaisseur de l'ordre du centimètre, il mesure dix centimètres de large sur 25 à 30 cm de long. Trouvé intact, il a été brisé en deux par la suite. On trouve autour de ce morceau une tache noire très prononcée.

1.12.1.7 Balise

La balise latérale située au niveau de la ligne de dalles 293 (environ 2 800 m de l'origine) a été cassée et de petits morceaux appartenant à cette balise se trouvent à proximité. Les traces au sol montrent que cette balise a été cassée par le train gauche du Concorde.

1.12.1.8 Traces de roue

De la dalle 161 à la dalle 232, c'est-à-dire entre 1 807 et 2 340 m, on observe la trace d'un pneu dégonflé et dont la bande de roulement est incomplète.

Cette trace est parallèle à l'axe de piste (à environ 3,8 m) puis elle en diverge vers 2 200 mètres.

Lorsque la trace disparaît vers 2 340 m, sa distance par rapport à l'axe est d'environ huit mètres. Il s'agit du pneu avant droit du train gauche de l'avion.

Figure 24 : Traces de la roue n°2 et de suie sur la piste

 

Plus loin, des traces irrégulières du train gauche sont relevées jusqu'à la balise cassée (vers 2 800 mètres).

Après celle-ci, les traces deviennent intermittentes puis elles disparaissent à environ 2 830 m du seuil de piste

Figure 25 : Trace du boggie gauche et balise

 

1.12.1.9 Dépôts sur la piste

Une tache de 15 m x 15 m, identifiée comme étant probablement du kérosène, est relevée vers la ligne 163, à 1 820 m du seuil. Puis des traces de suie, produit d'une combustion incomplète de kérosène, apparaissent sur la piste à partir de 1 860 mètres de l'origine (ligne 168). Importantes et denses jusqu'à 2 300 mètres, elles sont ensuite moins denses et riches en carbone jusqu'à la bretelle S4, à 2 770 mètres. Les traces, de sept mètres de large en moyenne, sont d'abord centrées sur la marque laissée au sol par la roue abîmée puis se déportent vers la gauche.

 

Figure 26 : Trace de suie sur la piste

Après la bretelle S4 et jusqu'à la balise cassée, on observe une zone où la suie est de nouveau importante.

 

Figure 27 : Traces des roues du train principal gauche

L'herbe a été brûlée en bordure de piste entre 2 902 et 3 165 mètres. Cette zone, également riche en suie, indique la présence d'une flamme de grande dimension une fois l'avion en vol.

 

Figure 28 : Herbe brûlée en bordure de piste

1.12.2 Entre la piste 26 droite et le site de l'accident

Les éléments suivants ont été trouvés

dans les mille mètres du prolongement de piste :

de 1 000 à 2 500 mètres du seuil de piste 08 gauche :

Des traces de brûlure au sol sont visibles à l'emplacement où ont été trouvés certains débris, notamment sur le toit des bâtiments en zone de fret où le goudron a fondu à l'emplacement des pièces. A 2 500 mètres du seuil de piste 08 gauche, une culture de blé a été endommagée par le feu.

au-delà du seuil 08 gauche :

 

Jusqu'au lieu de l'accident, on trouve de nombreuses petites pièces métalliques, des composants en nid d'abeille, des portions de lignes de rivets ou encore des morceaux du cône de queue de l'appareil. Ces pièces présentent pour la plupart des traces de feu et la répartition est continue le long de la trajectoire de l'avion.

1.12.3 Le site

1.12.3.1 Description du site et plan de situation

L'accident s'est produit au sud-ouest de l'aérodrome de Paris Charles de Gaulle à environ 9 500 mètres du seuil de piste 26 droite, dans une zone de plaine à l'intersection de la nationale 17 et de la départementale 902. L'altitude moyenne de la zone est de quatre cents pieds.

 

Figure 29 : Image BEA/IGN/FLEXIMAGE - Photo aérienne de la zone de l'accident

Un quadrillage de la zone de l'accident a été effectué. L'identification ci-après des différentes zones est faite à partir de ce quadrillage.

 

Figure 30 : Plan de répartition de l'épave

 

Figure 31 : Vue aérienne avec indication des zones

L'examen du site montre que l'avion a touché le sol avec un cap orienté au 120°, pratiquement à plat et sans vitesse horizontale. Après le choc, il s'est disloqué avec un mouvement d'ensemble vers le sud, le ventre dirigé vers le bas.

L'épave est presque entièrement brûlée. Seules les parties avant de l'appareil, situées principalement dans les zones C3, D4 et Z4, ont été épargnées, ainsi que quelques morceaux de fuselage dispersés sur le site. L'essentiel de l'épave, à l'exception du poste de pilotage, est regroupé dans un rectangle de cent mètres de long sur cinquante de large (zones CB2, D3 et E3).

Des traces d'impact se trouvent au nord du site à l'intersection des zones A et B. D'ouest en est, on trouve une rangée d'arbres d'environ trois mètres de haut puis un cratère au fond duquel se trouve le réservoir central arrière 11. Des morceaux d'entrée d'air sont trouvés à demi-enterrés en A3 et des traces d'impact sont visibles en A3 et en CB2-Nord. La roue n° 6 est enfoncée dans le sol.

 

Figure 32 : Traces d'impact

En B3, une trace d'impact est visible dans le revêtement bitumé. Des parties avant de l'avion sont retrouvées alignées et enfoncées dans la terre, notamment le seuil de porte avant gauche et une articulation du nez basculant de l'appareil. A proximité de ces débris, l'herbe du terrain est clairsemée.

L'hôtel qui se trouvait en CB2-Nord a été presque entièrement rasé. Les parties basses des trains principaux droit et gauche sont proches des traces d'impact. Dans les parties détruites de l'hôtel ont été retrouvés un morceau perforé d'intrados et un morceau d'extrados du réservoir 5.

La partie extérieure gauche de l'aile avec les élevons externes encore liés a fondu au sol. A proximité se trouve la continuité de l'aile avec la baie sèche gauche qui maintient les moteurs 1 et 2 encore accouplés. Entre ces deux éléments se trouve la gouverne de direction. La dérive repose sur la baie sèche. Sous les deux moteurs se trouve une partie de l'élevon intérieur gauche, encore liée à un morceau de voilure (cet ensemble se situe normalement entre le bloc moteur gauche et le fuselage). Les moteurs reposent sur une cuve de 1,5 mètres de hauteur. A proximité se trouvent de nombreux éléments de voilure avec notamment l'intrados des réservoirs 6 et 10.

En CB2-Sud se trouve le fût de train principal gauche encore lié à sa contrefiche latérale. L'examen du mécanisme à griffe de verrouillage de cette contrefiche montre que le train était sorti verrouillé au moment de l'impact.

 

Figure 33 : Vue aérienne avec position des principaux éléments

Dans la zone ouest du quadrilatère CB2-Sud, une partie du rez-de-chaussée de l'hôtel est encore debout. De nombreux débris du bâtiment se trouvent en zone Est.

En C3, de nombreux éléments appartenant au poste de pilotage sont plaqués contre un transformateur électrique en béton. On y retrouve les sièges pilotes, les manettes de puissance et le boîtier de commande du pilote automatique. Les sept sécurités sol de train d'atterrissage sont retrouvées avec leur sacoche.

Sur le côté se trouve un tronçon de fuselage dans lequel il est possible de reconnaître le couloir entre le poste de pilotage et la cabine. De cet ensemble seront désincarcérés le QAR et les principaux composants de la planche de bord pilotes dont le descriptif est donné par la suite.

A proximité se trouve le train avant en position sortie.

Dans l'axe de dispersion des pièces, les principaux composants de structure du Concorde sont retrouvés en D3 et E3. Il est possible d'identifier la cabine passagers avec des morceaux de fuselage à proximité ainsi que de nombreux débris de l'hôtel. Les sièges passagers et la majorité des victimes se trouvent dans ces zones. Les bâches hydrauliques situées normalement en soute arrière ainsi que le CVR sont retrouvés en E3 et les radioaltimètres installés en soute avant sont retrouvés en D3. Les structures des logements des trains principaux sont groupées à l'intersection des zones D3 et E3, à proximité des contrefiches de train.

En D3, à droite de la cabine passagers, on trouve la baie sèche droite qui retient encore les moteurs 3 et 4 en partie accouplés. A proximité on retrouve de nombreux morceaux de la voilure droite dont les trois PFCU qui commandent les élevons droits. A gauche de la cabine passagers, on trouve le support du train principal gauche.

En E3, à droite de la cabine passagers, on trouve la structure d'attache du train principal droit ainsi qu'un morceau de voilure droite fondu.

Des morceaux de fuselage sont retrouvés dans les zones périphériques H et I et en Z2.

1.12.3.2 Indications relevées sur les instruments de bord

Sur le pylône arrière du poste de pilotage, la commande de sortie du train d'atterrissage en secours n'est pas actionnée. Sur les instruments retrouvés de la planche centrale du même poste, les indications suivantes ont été relevées :

 

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

N1

Manquant

Manquant

52 %

58 %

N2

28 %

4 %

80 %

85 %

 

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

FF

0

Brûlé

Brûlé

Proche de 0

Pour le moteur 4, un pré-affichage fenêtre (jaune) indique 19,6 kg/h x 1 000.

 

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

EGT

580 °C

220 °C

600 °C

600 °C

 

Figure 34 : Vue globale planche de bord

Sur la planche de bord gauche, les éléments suivants ont été relevés :

Sur l'auvent du poste pilotes, les éléments suivants ont été relevés :

Sur le panneau supérieur du poste pilotes, les éléments suivants ont été relevés :

palettes de commande :

 

1

2

Auto stab

Inexploitable

Axe pitch : "Off"

Axe roll inexploitable

Axe yaw : "Off"

Artificial feel

Circuit Bleu

Axe pitch : "Off"

Axe roll inexploitable

Axe yaw : "Up"

Circuit Vert

Axe pitch : "Off"

Axe roll : "Off"

Axe yaw : "Off"

Electric trim

"Off"

"Off"

Le tableau des alarmes est détruit, séparé du reste du panneau supérieur et il manque la plupart des caches et des ampoules.

Sur le panneau mécanicien inférieur gauche, les éléments suivants ont été relevés :

Sur le panneau mécanicien latéral gauche les éléments suivants ont été relevés :

 

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

Indicateurs P7

18 Psi

12 Psi

18 Psi

18 Psi

Le reste de la partie droite de ce panneau était inexploitable. La partie gauche relative à la position des entrées d'air n'a pas été exploitée sur le site.

Sur le panneau mécanicien supérieur gauche les éléments suivants ont été relevés :

 

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

Indicateurs de tuyères secondaires

15°

cassé


Les indications du système de pressurisation figurant sur ce panneau n'ont pas été exploitées sur le site.

Sur le panneau mécanicien supérieur central (carburant et conditionnement d'air) les éléments suivants ont été relevés :

Sur le panneau mécanicien central (carburant) les éléments suivants ont été relevés :

Sur le FQIP (Fuel Quantity Indicator Panel) on trouve les pré-affichages suivants :

Sur le panneau mécanicien supérieur droit (génération électrique et hydraulique) les éléments suivants ont été relevés :

En outre

Sur le panneau mécanicien latéral droit (génération électrique), très endommagé et brûlé, seuls les éléments exploitables suivants ont été relevés :

Sur le panneau mécanicien inférieur droit, très endommagé et brûlé, les éléments suivants ont été relevés :

Remarque : la position des commandes et les indications des instruments sur le site peuvent ne pas correspondre à leur position au moment de l'impact à cause de la perte d'alimentation électrique, du déplacement dû au choc et/ou à cause du feu.

1.12.3.3 Etat des moteurs

1.12.3.3.1 Tuyères secondaires

Les tuyères secondaires supérieures sont encore présentes sur les moteurs 1, 2, 4 et sont séparées de la structure de la tuyère sur le moteur 3. Les tuyères secondaires inférieures sont séparées de la structure et trois d'entre elles sont retrouvées intactes. Les vérins supérieurs des moteurs 2 et 4 sont attachés à la structure et aux tuyères. Les vérins inférieurs ont été retrouvés sur le site à l'exception d'un vérin du moteur 3.

 

Figure 35 : Vue générale de la tuyère secondaire supérieure du moteur 4

1.12.3.3.2 Tuyères primaires

 

Figure 36 : Tuyère primaire moteur 2

La tuyère primaire du moteur 3 est séparée de la structure de la tuyère secondaire. Cette dernière est arrachée du reste du moteur. Les tuyères des moteurs 1, 2 et 4 sont en place mais aplaties par l'impact au sol.

1.12.3.3.3 Constatations générales

Les tuyères primaires et secondaires ne présentent de traces de chauffe sur aucun des moteurs. Des traces noires sont visibles sur les panneaux intérieurs des paupières du moteur 1. On constate aussi des traces de suie sur la partie supérieure droite de la structure de la tuyère du moteur 2. Aucune trace de dommages consécutifs à une rupture non contenue n'a été observée.

La position des paupières des moteurs 1 et 2 est d'environ 21°, position compatible avec la phase de décollage ou l'arrêt d'un moteur. La position des paupières des moteurs 3 et 4 est de 0°.

Le moteur 2 paraît avoir eu un N1 négligeable avant l'impact. Le rotor du compresseur BP du moteur 1 a apparemment fait moins d'un quart de tour après l'impact avant d'être arrêté par l'écrasement du carter.

 

Figure 37 : Compresseur BP du moteur 1

Les moteurs 1 et 2 présentent des traces de chocs d'objets mous sur les aubes du rotor du compresseur BP. Le moteur 1 présente également des traces d'objets durs. Les dommages constatés sur les moteurs 3 et 4 montrent qu'ils ont heurté le sol avec un N1 beaucoup plus élevé que celui du moteur 1.

Aucun des moteurs ne présente de trace de feu antérieure à l'écrasement.

1.12.3.4 Etat des roues et pneumatiques

1.12.3.4.1 Roue n° 1

L'ensemble de la roue est brûlé. Le pneumatique, même brûlé, ne présente pas d'absence anormale de matière sur le site avant l'impact. On constate la présence de poudre noire, résidu de combustion, au bas de la roue. Aucune trace de feu antérieure à l'écrasement n'est observée.

Les deux demi-jantes sont entières.

Le bloc de frein est séparé de la roue. Il se trouve à environ deux mètres de celle-ci, dans une zone de feu. Il est recouvert d'un dépôt de suie.

1.12.3.4.2 Roue n° 2

Le pneumatique est endommagé par le feu. Les deux talons ne sont pas reliés par la bande de roulement. Le talon extérieur du pneumatique est entier, presque intact. Le talon intérieur est rompu, les fils métalliques des tringles, apparents, sont rompus, tous très exactement au même endroit. La gomme d'isolation des fils est brûlée.

Les flancs présentent localement des ruptures suivant des directions orientées à environ 45°. On constate une absence anormale de matière : on ne retrouve pas la matière noire de combustion du caoutchouc qui correspondrait au volume manquant au bas du pneumatique.

Les deux demi-jantes sont entières.

La roue présente encore sa couleur bleue, ce qui indique qu'elle n'a pas souffert d'un feu antérieur à l'écrasement.

Le bloc de frein est en place sur la fusée dans la roue.

1.12.3.4.3 Roue n° 5

Le pneumatique ne présente pas d'absence anormale de matière. Il présente une rupture statique par surcharge caractéristique. L'ensemble de la roue présente un aspect normal, sauf pour le secteur qui faisait face à l'incendie sur le site et où la bande de roulement est brûlée superficiellement. Il est certain que cette roue n'a pas subi de feu en vol.

Les deux demi-jantes sont entières.

Le bloc de frein est en place dans la roue.

1.12.3.4.4 Roue n° 6

Le pneumatique ne présente pas d'absence anormale de matière. Il présente une rupture statique par surcharge caractéristique. L'ensemble de la roue présente un aspect normal, sans trace de brûlure.

Les deux demi-jantes sont entières.

Le bloc de frein est en place dans la roue.

1.12.4 Travaux sur l'épave

1.12.4.1 Reconstruction de l'aile et examen des débris

A l'issue d'une première phase portant sur l'entourage intrados de la baie de train, une deuxième phase de reconstruction portant sur les portions de voilure comprises entre les longerons 46 et 72 et entre les nervures 21 gauche et droite s'est déroulée du 1er octobre 2000 au 31 janvier 2001. Cette opération a été conduite par le BEA et l'AAIB avec le concours actif de leurs conseillers.

Les pièces retrouvées sur le site de l'accident ont été triées en fonction de critères géométriques, de façon à constituer des familles de pièces avant de les identifier et de les positionner. Les morceaux de voilure ont été posés à plat sur deux surfaces représentant respectivement l'intrados et l'extrados. L'état de l'épave n'a cependant pas permis d'obtenir beaucoup d'informations utiles à l'enquête.

Remarque : la présence d'amiante libéré lors de l'accident a occasionné quelques difficultés essentiellement liées à la mise en place d'équipements spécifiques.

 

Figure 38 : Vue de la reconstitution de l'aile dans le hangar

1.12.4.1.1 Extrados

Il n'a pas été possible de reconstituer les surfaces situées à proximité des baies de train ainsi que l'essentiel de l'aile droite. Une pièce fondue présente ce qui ressemble à de petites perforations.

 

Figure 39 : Reconstitution informatisée de l'extrados

1.12.4.1.2 Intrados

Presque rien n'a été récupéré du réservoir 5. Seuls une partie du contour de la baie de train et deux emplacements de sonde sont encore visibles à proximité de l'emplacement du morceau retrouvé sur la piste. Ces pièces ne présentent pas de marques de perforation ou d'impact, sauf pour l'une d'entre elles.

 

Figure 40 : Reconstitution informatisée de l'intrados

1.12.4.2 Partie arrière du fuselage

Une partie de la cloison verticale séparant le réservoir 11 du cône de queue a été identifiée. Les tuyauteries du système Jettison traversent cette cloison afin d'accéder au cône de queue où se trouvent les orifices de vidange. La partie de cette cloison située du côté du réservoir 11 ne porte pas de trace de feu ou de fusion. En revanche, la face située du côté du cône de queue porte des traces de suie et de combustion. Ceci est cohérent avec les éléments du cône retrouvés fondus sous la trajectoire. Il est probable que le feu s'est propagé dans le cône de queue par la porte du train auxiliaire.

1.12.4.3 Examen des sièges

Les sièges du poste de pilotage ont été examinés. Leur position est cohérente avec la position normale pour le décollage, notamment pour le commandant de bord qui avait son siège réglé en position pratiquement maximum avant et pour l'OMN qui avait son siège en position face à la planche de bord pilote. En effet, l'OMN se place au décollage (et également à l'atterrissage) entre le commandant de bord et le copilote, face au panneau central. De cette position, il ne peut pas actionner certains interrupteurs du panneau mécanicien situé latéralement à l'arrière du cockpit. En dehors des phases de décollage et d'atterrissage, il se replace face au panneau mécanicien.

Remarque : aucune procédure normale ou d'urgence ne suppose la manipulation au cours du décollage et de l'atterrissage des interrupteurs situés sur le panneau mécanicien.

1.12.4.4 Examen des trains d'atterrissage

Dans le cadre de la reconstruction de l'aile, il a été possible de compléter les observations faites sur le site de l'accident, notamment sur les trains d'atterrissage et les mécanismes mis en jeu.

Cet examen fait apparaître les éléments suivants :

 

Figure 41 : Axe de liaison fût-boggie

 

Figure 42 : Coupe de l'axe de liaison fût-boggie

1.12.4.5 Examen des baies sèches

1.12.4.5.1 Description

Au-dessus de chaque compartiment moteur se trouve un volume fermé appelé baie sèche. Cette zone est scindée en deux parties :

Chaque baie sèche est séparée des nacelles moteurs par un bouclier thermique. De même, la structure des capotages moteurs permet de préserver temporairement la structure de l'aile en cas de feu moteur([12]).

Figure 43 : Baies sèches

1.12.4.5.2 Examen

La baie sèche située au-dessus des moteurs 1 et 2 a été examinée par les enquêteurs du BEA et leurs conseillers. Lors de l'impact, elle s'est rompue au niveau des nervures 12 et 21. Les cloisons latérales sont toutes détruites. Le bouclier thermique est globalement intact à l'exception d'un enfoncement à l'impact au niveau de la nacelle du moteur 2.

1.12.4.5.2.1 Partie avant

La trappe 531BT est encore fixée sur l'extrados de la baie. La trappe 532CT est retrouvée fondue au fond de son logement. Ces deux trappes donnent accès à la partie avant de la baie sèche. Celle-ci ne présente aucune trace de surpression, il n'y a pas de trace de flammes à l'intérieur et la cloison la séparant de la partie arrière est globalement intacte. On y retrouve seulement les vannes BP d'alimentation carburant du réservoir 2.

1.12.4.5.2.2 Partie arrière

Huit trappes situées sur l'extrados et donnant accès à la partie arrière de la baie sèche ont été retrouvées sous la trajectoire de l'avion dans le prolongement de l'axe de piste. Aucune ne porte de traces de feu. Deux de ces trappes sont équipées d'un clapet de surpression dont l'ouverture s'effectue de l'intérieur vers l'extérieur pour une pression différentielle de 200 mbars. Les deux clapets sont fermés et la trappe 535AT est bombée à la suite d'une surpression dirigée de l'intérieur vers l'extérieur. Les biellettes de manoeuvre des clapets ont subi un flambage sous l'effet de la déformation, ce qui indique que les clapets n'ont pas eu le temps de s'ouvrir. La trappe d'intrados 541AB, communiquant avec la partie arrière de la baie sèche, a également été retrouvée dans le prolongement de piste. La portion d'aile entourant cette trappe a été retrouvée sur le site. Les deux éléments portent des traces de suie matérialisant clairement l'écoulement de la flamme sur l'intrados de l'aile.

Les canalisations d'air situées entre l'échangeur air/carburant et la CAU du moteur 2 sont intactes à l'exception d'une sonde brisée et d'une veine d'air, très vraisemblablement déchirée à l'impact. Au niveau du moteur 1, les canalisations sont déboîtées suivant les axes longitudinal et latéral. Le reste des conduites ne présente pas d'anomalie.

Il ressort de l'examen de la partie arrière de la baie sèche et des pièces retrouvées sous la trajectoire que les volumes communicants ont subi après le décollage une très violente surpression qui n'a pas laissé aux clapets de surpression le temps de s'ouvrir. Les fixations des trappes se sont rompues sous l'effet de cette surpression. Le constructeur estime qu'une pression différentielle d'environ 450 mbars sur une trappe peut entraîner la rupture de l'axe le plus chargé. La combustion d'un mélange kérosène/air dans le volume clos de la baie sèche peut générer une surpression pouvant atteindre quelques bars en des temps de l'ordre de quelques dixièmes de secondes (mélange stoechiométrique). Une transition de la combustion vers la détonation (propagation d'une onde de combustion à la vitesse supersonique) peut générer une onde de choc correspondant à un saut de pression de plusieurs dizaines de bars.

1.12.4.6 Résistance structurale à la flamme

Les spécifications du Concorde font apparaître une dégradation rapide avec la température des caractéristiques mécaniques de l'alliage utilisé majoritairement dans sa structure. Vers 300 °C, ces caractéristiques sont déjà six fois moindres qu'à température normale.

Une modélisation numérique a donc été effectuée par EADS à la demande du BEA pour étudier l'influence de la température sur les éléments de structure exposés à la flamme ainsi que sur la peau intrados des réservoirs 2 et 6.

Le cas étudié est basé sur un feu accroché sur le logement du train principal gauche et sur une flamme d'une température de 1 100 °C se situant entre le fuselage et la nacelle. Les effets pris en compte sont ceux des échanges convectifs et radiatifs entre la flamme et la structure. Dans ces conditions, en soixante-quinze secondes, temps d'exposition de la structure à la flamme en vol :

Remarque : le modèle ne permet pas d'appréhender des gradients locaux de température dus à l'exposition partielle du réservoir 6 mais seulement de faire une estimation moyenne sur l'ensemble du réservoir.

Remarque : les résultats de cette étude sont des valeurs moyennes. Les projections d'aluminium fondu constatées sur les pièces retrouvées sous la trajectoire montrent que, localement, des températures supérieures ont été rapidement atteintes (la température de fusion de l'aluminium est de 660 °C). Des composants essentiels tels que les élevons internes directement exposés à la flamme ont subi des dégradations importantes (rappel : un morceau d'élevon a été retrouvé dans le prolongement de la piste).

 

1.13 Renseignements médicaux et pathologiques

Aucun élément médical ou pathologique susceptible d'être en rapport avec l'accident n'a été mis en évidence.

1.14 Incendie

Le feu de forte intensité s'est déclaré sous l'aile gauche alors que l'avion était en phase d'accélération entre V1 et VR.

Lors de l'impact au sol, l'avion s'est immédiatement embrasé. L'incendie s'est accompagné d'un phénomène de fusion d'éléments plastifiés de parties exposées de l'hôtel voisin. Ces données caractérisent une nuée de haute température.

Sur alerte visuelle d'un pompier, la caserne sud de l'aérodrome de Paris Charles de Gaulle s'est immédiatement mise en route. Dans le même temps, à 14 h 43, l'alerte rouge a été déclenchée via le réseau d'alerte local par les contrôleurs en poste à la vigie sud. Huit minutes après, les pompiers de l'aérodrome du Bourget sont arrivés les premiers sur le lieu de la catastrophe. Devant l'ampleur du sinistre, ils n'ont pu mettre en oeuvre que des mesures palliatives et porter secours aux blessés.

Les sections de Sécurité Incendie et Sauvetage de Paris Charles de Gaulle sont ensuite intervenues avec leurs moyens d'intervention massifs : douze véhicules d'intervention, dont six propulsant de la mousse, et deux de liaison. Plus de 180 000 litres d'eau et 3 800 litres d'émulseur ont été utilisés.

Les renforts des casernes de pompiers avoisinantes ont permis de maîtriser le sinistre au bout de trois heures.

1.15 Questions relatives à la survie des occupants

Les occupants de l'avion ont tous été retrouvés à leur emplacement professionnel au décollage ou à l'emplacement du siège assigné à l'embarquement, à une homonymie près.

Les structures des sièges sont fragmentées. Toutes les ceintures de sécurité qui ont été retrouvées étaient bouclées.

Les circonstances de l'accident et l'état de l'avion n'offraient aucun espoir de survie.

1.16 Essais et recherches

1.16.1 Préparation du vol AFR 4590

1.16.1.1 Préparation des vols à Air France

Quatre entités participent à la préparation des vols au sein d'Air France : l'étude vol, le départ vol, la piste et le trafic.

1.16.1.1.1 L'étude vol

La préparation du vol commence vers « H - 5 », « H » étant l'heure prévue pour le départ. L'agent chargé de cette étude établit un dossier de vol dont certaines pièces sont réglementairement archivées pendant un mois. Il utilise un logiciel (AOGE) où figurent les caractéristiques de chaque avion et qui permet, entre autres, de connaître les NOTAM, les zones dangereuses, les limitations de l'aéronef en fonction des conditions du jour et de passer le plan de vol. En ce qui concerne le Concorde, certains éléments, en particulier la masse prévisionnelle au décollage et le carburant nécessaire au vol, sont déterminés manuellement. Une fois la préparation terminée, la partie du dossier de vol traitée informatiquement est transmise automatiquement à la section départ vol tandis que la partie manuelle lui est portée par l'agent.

1.16.1.1.2 Le départ vol

C'est au « départ vol » que l'équipage vient retirer et étudier son dossier de vol. La dernière information météorologique disponible est généralement placée dans ce dossier une ou deux heures avant le départ. Une fois le dossier étudié, le commandant de bord signe la fiche de calcul du carburant. Cette fiche est archivée pendant un mois.

1.16.1.1.3 La piste

Le personnel intervenant sur l'avion au parking est le suivant :

un technicien service avion chargé de la supervision et du contrôle de la mise en place du matériel pour l'assistance de l'avion au sol. Il assure cette fonction de « H - 150 minutes » à « H + 15 minutes ».

deux agents polyvalents qui assurent la préparation du matériel de piste, l'assistance aux mécaniciens et l'assistance au départ.

un agent chargé du contrôle du chargement des bagages (C2). C'est cet agent qui signe le plan de chargement remis au chef avion après exécution.

quatre agents de service avion chargés de la manutention.

1.16.1.1.4 Le trafic

De « H - 2 » à « H - 1 » environ, le chef avion assure la fonction dite D1 de préparation et de prévision du vol. Dans ce cadre, il effectue les tâches suivantes :

établissement d'une prévision de la masse du fret et des passagers,

établissement d'un plan de chargement de l'avion,

établissement d'une prévision de la masse finale des bagages en fonction du nombre de passagers prévus, avec utilisation du système GAETAN pour connaître les bagages déjà enregistrés,

calcul d'un centrage prévisionnel à partir de la masse de base de l'avion, de l'index de base, des éventuelles tolérances, etc.

A partir de « H - 1 », le chef avion assure la fonction de coordination des actions sur l'avion au sol et la fonction finale D3 d'actualisation des données du système GAETAN. A « H - 10 minutes », les données de masse et de centrage doivent être finalisées. Cet état est remis à l'équipage et signé par le commandant de bord.

Remarque : la quantité de carburant embarquée est demandée directement par l'équipage de conduite. En aucun cas le chef avion n'a la possibilité de la modifier sans l'approbation de ce dernier.

1.16.1.2 Cas du vol AFR 4590

1.16.1.2.1 L'étude vol

La préparation du vol a débuté à 9 h 12. L'écran de travail du préparateur indiquait le QFU 27. Par ailleurs, la non-disponibilité de l'inverseur de poussée (tuyère secondaire) du moteur 2 entraînait un abattement de 2,5 % sur la masse maximale en opération.

A partir des données de vent (de face et de force moyenne douze noeuds), de QNH (bas, 1008 hPa), de température (supérieure au standard) et de la longueur de piste utilisable, le préparateur a calculé que la masse maximale au décollage devait être de 177 930 kg. Or sa préparation du vol faisait apparaître une masse au décollage de 184 800 kg avec les cent passagers enregistrés.

Vers 9 h 30, le préparateur a informé le cadre de permanence du problème de masse, sans toutefois préciser le QFU utilisé pour le calcul. Le cadre de permanence a tout d'abord envisagé l'utilisation d'un autre appareil puis il a essayé de régler le problème technique sur l'inverseur et a enfin envisagé de charger les bagages sur un autre vol. De son côté, le préparateur a étudié deux hypothèses de route (une directe et une avec escale technique facultative) et de chargement pour que le vol soit réalisable.

Peu avant 10 h 00, l'équipage a appelé le préparateur qui l'a informé du problème. L'équipage lui a indiqué qu'il avait demandé le remplacement du moteur pneumatique en panne de l'inverseur 2, lui a demandé de déposer un plan de vol ATC direct et lui a indiqué qu'il allait reprendre lui-même la préparation du vol.

Remarque 1 : le service de préparation centralisée des vols et les box de préparation des vols où travaillent les équipages ne sont pas situés dans le même bâtiment.

Remarque 2 : la piste 27 était en travaux depuis trois semaines. Les consignes d'aide à la préparation des vols indiquaient que cette piste devait être « préférentielle pour le Concorde, cause nuisances», la piste 26 droite ne devant être utilisée « qu'exceptionnellement ». Toutefois, les informations concernant les configurations pistes et notamment les longueurs utilisables étaient disponibles.

Les données météorologiques utilisées par le préparateur n'ont pas été archivées. Il n'y a pas de consigne lui demandant de le faire. La préparation effectuée par l'équipage n'a pas non plus été archivée. Les enquêteurs techniques ont donc refait les calculs avec le préparateur du vol en utilisant les données météorologiques du jour de l'accident, la piste 26 droite et sans tolérance technique sur l'inverseur. Dans ces conditions et à ce stade de la préparation du vol, la masse estimée au décollage aurait été de 184 802 kg pour une MTOW de 185 070 kg.

1.16.1.2.2 Le départ vol

Il n'a pas été possible de déterminer si l'équipage avait retiré son dossier de vol, bien que celui-ci fût devenu obsolète. La feuille de charge comprenant le devis carburant et le visa du commandant de bord n'a pas été retrouvée.

1.16.1.2.3 La piste

Le vol étant retardé, son traitement a commencé à 11 h 00 et s'est terminé à 14 h 45. Toutes les fonctions de la préparation du vol ont été conduites par au moins un agent.

Le plan de chargement des bagages n'a pas été signé par l'agent C2 parce que des bagages signalés rouges par le système SRB de réconciliation des bagages avaient été embarqués (voir § 1.16.2). L'autorisation de charger a été donnée par le chef avion et c'est le technicien service avion qui a signé le plan de chargement final sans lequel l'état de charge ne pouvait être établi.

1.16.1.2.4 Le trafic

Remarque : les éléments suivants sont basés sur le journal de chargement, c'est-à-dire le listage des actions effectuées par le chef avion sur son écran, et les copies d'écrans imprimées.

Le chef avion a commencé la préparation du chargement du vol à 11 h 13. A 11 h 34, les cent passagers et soixante-dix-neuf bagages avaient été enregistrés. Ces bagages représentant une masse totale de 1 651 kg et le chargement n'étant pas terminé, il a estimé la masse finale des bagages à 1 700 kg. On note que l'écran donnait alors une masse moyenne de bagages de 20,9 kg.

Le chef avion a rentré successivement des masses de carburant totale et pour le roulage de 95,0 et 1,9 tonnes à 11 h 55, de 95,5 et 2 tonnes à 12 h 14, de 95,4 et 2,1 tonnes à 12 h 15 et enfin de 95,4 (dont deux tonnes pour le roulage) à 12 h 16, ce qui correspond à la première colonne du premier tableau figurant au § 1.6.5.1. A 14 h 01 il a établi l'état de charge définitif dont les données figurent dans les deuxième et troisième colonnes du même tableau.

Remarque : le forfait carburant prévu par Air France pour le roulage à Paris Charles de Gaulle est d'une tonne.

1.16.2 Chargement de l'avion

Le jour de l'accident, un certain nombre de bagages présents sous l'avion (vingt-neuf en tout) ont été déclarés inconnus par le SRB, c'est-à-dire le système dit de « réconciliation des bagages » qui permet d'assurer le contrôle de rapprochement réglementaire au titre de la sûreté).

Lors de l'enregistrement, le système GAETAN transmet au SRB les informations permettant d'identifier le bagage (numéro d'étiquette ou tag, nom du passager, etc.). Ces informations sont stockées dans la base de données SRB. Dans le même temps, GAETAN incrémente en temps réel l'état de charge lié au bagage sur l'écran du chef avion.

Au moment du chargement, l'agent lit à l'aide de son terminal portable le numéro de l'étiquette attachée au bagage. Cette information est transmise au SRB qui autorise le chargement. Si le numéro lu n'existe pas dans la base de données, la réponse est « tag inconnu ».

Pour le vol AFR 4590, les places étaient attribuées nominativement et un billet collectif avait été émis à Paris. Au départ des vols d'apport (par exemple Düsseldorf - Paris), les bagages n'étaient enregistrés dans GAETAN que pour ces seuls vols, bien qu'ils soient étiquetés jusqu'à New York. Une saisie séparée des données (poids, tag) devait donc également y être faite pour le vol AFR 4590, or il apparaît qu'elle ne l'a pas été systématiquement, ce qui explique que certains bagages n'étaient pas connus du SRB.

Ces bagages ont finalement été chargés après vérification par le chef avion que tous les passagers étaient à bord, que tous les bagages étaient bien étiquetés et qu'ils avaient tous passé le contrôle aux rayons X, le vol étant un vol sécurisé.

La comparaison des listings GAETAN et SRB du vol AFR 4590 et des vols d'apport montre que les bagages avec des « tags inconnus » n'ont effectivement pas été pris en compte par GAETAN. De ce fait, ils n'ont pas été pris en compte dans l'état de charge informatique utilisé par le chef avion pour obtenir la masse de bagages embarquée.

En revanche, dix bagages prévus sur le vol et comptabilisés dans GAETAN n'ont pas été chargés, ce qui ramène à dix-neuf le nombre de bagages supplémentaires embarqués par rapport à l'état de charge.

1.16.3 Observations et images de l'accident

Les éléments suivants ressortent de l'observation des images disponibles de l'accident et des indications données par diverses personnes présentes sur l'aéroport ou qui ont vu la trajectoire de l'avion.

De l'avis général, la phase initiale du décollage était tout à fait normale. Les quatre dards de la post combustion étaient parfaitement visibles. Pendant l'accélération, plusieurs personnes ont entendu des explosions. La première a été perçue quand l'avion était aux environs de W6 et a été suivie de l'apparition d'une flamme. L'embrasement initial s'est produit sous l'aile, entre les nacelles des moteurs de gauche et le fuselage, quelques secondes avant le début de la rotation, l'avion étant aux environs de W7 ou de S5.

Certains rapportent avoir vu des pièces tomber sur la piste immédiatement après la première explosion. Les explosions ont été aussitôt interprétées comme étant du pompage moteur par des mécaniciens se trouvant en zone technique et en zone de fret.

Figure 44

Plusieurs personnes décrivent un embrasement en deux phases, faisant état d'une petite flamme ou d de type chalumeau qui serait soudain apparue, avant prendre grande dimension en largeur (elle entourait les moteurs gauche) et longueur (environ fuselage). Cette s'accompagnait épaisse fumée noire. >

Pour de nombreuses personnes habituées à voir et à entendre le Concorde, le bruit de l'avion était peut-être différent de l'accoutumée. Plusieurs ont noté une légère embardée à gauche dont certaines précisent qu'elle a été stabilisée sur une trajectoire légèrement désaxée.

Après le décollage, de nombreuses petites pièces ont été vues tomber de l'avion, tout au long de sa trajectoire.

Après avoir dépassé la zone de fret, l'avion ne montait plus, l'incidence semblait constante, le train était sorti. Il a survolé la RN 17 à environ deux cents pieds puis il a fait un virage à gauche à forte inclinaison, s'est cabré et est retombé sur l'aile gauche après une variation de cap de près de 180°. Il y a eu d'abord un embrasement puis une ou plusieurs explosions.

Des PNC qualifiés ou ayant été qualifiés sur Concorde ont été unanimes dans la description des sensations ressenties lors d'un décollage : bruits, odeurs, bruit caractéristique de la rentrée du train, etc. Ils ont précisé que l'équipage de cabine, de par son expérience, ne pouvait pas ne pas avoir perçu de changements significatifs lors du décollage de l'avion, notamment les pompages moteurs, les accélérations longitudinales et latérales et les odeurs.

1.16.4 Evénements antérieurs

1.16.4.1 Caractérisation des événements

Une recherche a été menée pour retrouver des incidents ayant mis en jeu les pneumatiques ou les trains du Concorde depuis son entrée en service. Les informations collectées pour établir la liste des événements proviennent des archives d'EADS, Air France, British Airways, BEA, AAIB, DGAC, CAA, Dunlop.

La liste en annexe 5 fait apparaître les événements provenant d'au moins deux sources différentes ou pour lesquels des rapports ou des informations détaillées existent.

Dans cette liste, on dénombre cinquante-sept cas d'éclatement/dégonflage de pneus, trente pour la flotte Air France et vingt-sept pour celle de British Airways.

Figure 45 : Historique des événements pneumatiques sur Concorde

D'autres événements au nombre de vingt et un ont été signalés par une seule source, sans qu'il n'existe pour eux de rapport ou d'information détaillée. Pour aucun, il n'a été fait mention de dégâts à la structure ou aux réservoirs.

1.16.4.2 Evénements ayant occasionné des dégâts structuraux aux réservoirs

Dégonflement puis déchapage du pneu n° 6, entraînant l'éclatement du pneu n° 5, la destruction de la roue n° 5 et des perforations de petites dimensions des réservoirs 2, 5 et 6. Après des essais infructueux de rentrée du train, la perte du circuit Vert et la baisse de niveau du circuit Jaune jusqu'au premier bas niveau, l'équipage s'était reposé à Washington vingt-quatre minutes plus tard.

Eclatement des pneus n° 1 et n° 2 entraînant une perforation de faibles dimensions du réservoir 5.

Eclatement du pneu n° 5 entraînant la détérioration de la porte de train. Perforation de faible dimension du réservoir 5, probablement par un morceau du mécanisme de cette porte.

Perte de dix écrous de la roue n° 3. Un boulon avait perforé le réservoir 7.

Eclatement du pneu n° 4 entraînant la détérioration du mécanisme de la porte du train. Le réservoir 8 avait été endommagé, vraisemblablement par un morceau de ce mécanisme.

Eclatement du pneu n° 2 entraînant la détérioration du déflecteur d'eau. Le réservoir 1 avait subi une perforation de petites dimensions, vraisemblablement par un morceau du déflecteur.

 

Figure 46: Impacts avec perforation lors des différents incidents (aile droite et aile gauche)

On peut préciser que :

1.16.4.2.1 Evénement du 14 juin 1979 à Washington

Parmi les événements qui ont conduit à une perforation des réservoirs, celui du 14 juin 1979 survenu au F-BVFC à Washington est à la fois le premier du genre et celui qui a causé les endommagements les plus importants.

La plupart des dégâts structuraux résultent de l'impact de morceaux de jante sur la voilure, en arrière des roues. Ont également été notées trois perforations au niveau des réservoirs 2, 5 et 6 dont le fond de maille est de 1,2 millimètre. L'une d'elles a été provoquée par un morceau de caoutchouc du pneu. La fuite de carburant résultant de toutes les perforations était de 4 kg/s.

Consécutivement à cet événement, un rapport a été établi par le BEA, en liaison avec le NTSB, et une étude a été réalisée par Aérospatiale pour étudier des solutions visant à limiter les risques liés à l'éclatement de pneu sur Concorde.

Cette étude concluait que ce risque était supérieur en probabilité et conséquences à celui qui avait été pris en compte lors de la certification. Les conséquences observées et potentielles étaient traitées et les risques majeurs identifiés. Dans le cas d'un éclatement survenant au décollage, il s'agissait de :

La plupart des solutions alors proposées ont effectivement été mises en oeuvre et ont fait l'objet de consignes de navigabilité :

A l'issue des études menées sur les risques d'endommagement par des morceaux de pneumatique et des essais effectués sur éprouvettes au CEAT en 1980 pour justifier la tenue de la structure en cas de perforation directe, il avait été conclu qu'il n'y avait pas lieu de réaliser une protection de l'intrados de la voilure.

1.16.4.2.2 Autres événements

Toutes les perforations de réservoir survenues après l'événement de Washington concernent des avions exploités par British Airways. On constate qu'après les modifications apportées à la suite de cet événement, les perforations des réservoirs après une destruction de pneumatique ont été occasionnées uniquement par des débris secondaires. Dans la plupart des cas, ces débris provenaient de la destruction d'équipements situés dans la zone de train, probablement arrachés par des morceaux de pneumatique endommagé. Parmi ces pièces, on trouve notamment le déflecteur d'eau et le crochet de verrouillage de la porte de train.

Les déflecteurs ont fait l'objet d'un bulletin service optionnel (cf. § 1.6.2.4).

Une étude, initialement conduite par British Airways et EADS, pour limiter par l'installation d'un câble de rétention les conséquences de la rupture du crochet de verrouillage de la porte de train n'a pas abouti. Ce point reste cependant d'actualité.

D'autre part, les recommandations d'un groupe de travail chargé d'étudier les problèmes de freinage après les événements de 1993 ont été appliquées sous la forme de modifications des procédures de maintenance.

1.16.5 Mécanisme de destruction du pneumatique

1.16.5.1 Vérification expérimentale

Des essais ont été conduits aux Etats-Unis dans un centre technique de Goodyear pour reproduire les conditions d'interférence d'une lamelle métallique courbée de dimensions comparables à celle retrouvée sur la piste et d'un pneumatique.

Deux pneumatiques neufs de Concorde ont été utilisés pour ces essais. Une des lamelles utilisées était en titane, les autres étaient réalisées en acier inoxydable dont les caractéristiques de résistance mécanique sont similaires à celles du titane.

Les pneumatiques étaient montés sur le côté d'un chariot remorqué par un camion. La charge répartie sur le chariot permettait à chaque pneumatique de reprendre une charge d'environ vingt-cinq tonnes, équivalente à celle d'un pneumatique du train principal de Concorde. Compte tenu des moyens d'essais et de la charge, la vitesse du camion était d'environ 10 km/h. Les lamelles utilisées étaient positionnées sur la tranche sur une surface en béton.

 

Figure 47 : Chariot d'essai pour les pneumatiques

Au cours des essais :

La prolongation des lignes de déchirure permet de constater que le morceau qui pouvait être libéré était comparable au morceau de pneumatique retrouvé après l'accident près de la lamelle.

 

Figure 48 : Position de la lamelle sous le pneu

 

Figure 49 : Coupure du pneumatique

1.16.5.2 Etude théorique de l'entaillage d'un pneumatique par une lamelle

Dans le cadre de l'enquête, il a été demandé au Centre Technique des Industries Mécaniques (CETIM) de Nantes, spécialisé dans l'étude des polymères, plastiques et composites, de déterminer le comportement théorique d'un pneumatique passant sur un obstacle de type lamelle. A cette fin, le CETIM a conduit une étude en utilisant la modélisation par éléments finis d'un pneumatique à carcasse diagonale possédant des caractéristiques semblables à celles des pneumatiques qui équipaient le F-BTSC.

Les caractéristiques mécaniques et physico-chimiques des matériaux avaient été fournies par Goodyear. Celles de la lamelle correspondaient aux caractéristiques de la pièce retrouvée sur la piste.

Deux cas ont été considérés :

Cette étude théorique montre que les endommagements par les extrémités de la lamelle se caractérisent dans les deux cas par des délaminages entre les diverses couches de renfort et qu'il y a coupure franche perpendiculaire au plan de la bande de roulement au niveau de l'arête de la lamelle.

1.16.5.3 Essais conduits au CEAT

Les essais au CEAT avaient pour objet de faire rouler des pneumatiques de Concorde sur des lamelles en titane pour établir le catalogue des différents aspects des faciès de rupture en fonction des paramètres introduits.

Des lamelles semblables à celle retrouvée sur la piste ont été soudées par points sur des tôles de faible épaisseur. Celles-ci coulissaient sur deux câbles pour être introduites entre le pneumatique et le tambour du banc dynamique qui entraînait le pneumatique à des vitesses de rotation prédéterminées.

1.16.5.3.1 Essais à faible vitesse

Différents essais ont été conduits à la charge de 22 900 daN en faisant évoluer à faible vitesse le pneumatique gonflé. Ces essais ont montré que la vitesse d'interférence est un paramètre important pour la pénétration de la lamelle.

Une carcasse de pneumatique a été coupée au couteau sur dix des quatorze plis de renfort. Lors du regonflage, les lèvres de la coupure sur la bande de roulement se sont écartées d'environ 5 mm dès que la pression de trois bars a été atteinte ([13]). Ceci montre que la lamelle ne pouvait pas rester emprisonnée dans le pneu. Après gonflage, celui-ci a été mis en rotation. La rupture s'est produite à 60 m/s et le principal morceau de pneumatique libéré à partir de la coupure pesait 2,5 kilogrammes.

1.16.5.3.2 Essais de pénétration dynamique d'une lamelle

Deux essais ont été conduits avec un pneumatique en rotation à grande vitesse.

Pour ces essais, après simulation d'un roulage de trois mille mètres, le volant accélère pour simuler le décollage. La lamelle était alors introduite entre le tambour et le pneumatique.

Pour le premier essai, le mécanisme a été actionné alors que le pneu roulait à 60 m/s. Celui-ci a immédiatement éclaté. Deux morceaux, respectivement de onze et sept kilogrammes, ont été éjectés, ainsi qu'un long morceau de bande de roulement.

Pour le deuxième essai, la vitesse a été augmentée pour correspondre à une vitesse de translation de 75 m/s. Le pneumatique a également éclaté dès l'introduction de la lamelle, libérant plusieurs morceaux d'une masse totale de 17,6 kilogrammes. Les deux morceaux les plus lourds pesaient 5,9 et 5 kilogrammes.

Les morceaux présentaient des coupures franches dans la zone de contact avec la lamelle et des formes similaires à celles observées sur le pneumatique n° 2.

1.16.5.4 Examens conduits au LRCCP

Le Laboratoire de Recherche et de Contrôle des Caoutchoucs et Plastiques (LRCCP) a été chargé par les responsables de l'enquête judiciaire de conduire des examens sur les débris du pneumatique n° 2.

Dans un premier temps, la reconstitution du pneumatique a permis de constater qu'il en manque plus de 30 % et que la lamelle avait été abordée par son côté concave.

Le laboratoire a également vérifié que les caractéristiques du pneumatique étaient comparables à celles des autres pneumatiques Concorde examinés. Ces caractéristiques étaient conformes aux exigences de fabrication et de certification. Sur la surface de la coupure, les fils des tissus de renfort sont tranchés sur la plus grande partie de l'épaisseur et certaines zones de la gomme sont irisées, avec des espacements correspondant à ceux des trous de la lamelle.

Divers morceaux des pneumatiques entaillés lors des essais conduits aux Etats-Unis et au CEAT ont été examinés au LRCCP. Les observations ont montré une similitude de leur faciès de coupure avec celui du pneumatique n° 2.

La photo ci-dessous montre la superposition de trois morceaux appartenant, de bas en haut, au pneumatique n° 2 (vitesse de l'ordre de 85 m/s), à un pneumatique essayé au CEAT avec interférence à 65 m/s et à un pneumatique essayé aux Etats-Unis avec interférence à 2,5 m/s.

 

Figure 50 : Coupe de différents pneumatiques Concorde

1.16.6 Lamelle métallique retrouvée sur la piste

La lamelle métallique retrouvée sur la piste après l'accident paraissait être de type aviation ; elle n'appartenait pas au Concorde. Une recherche a donc été entreprise pour identifier l'avion duquel elle aurait pu tomber. Cette recherche a porté en priorité sur les avions ayant décollé de la même piste après 13 h. De plus, l'étude de plusieurs types d'avion a montré que la pièce pouvait être une bande d'usure (wear strip) d'un capot d'inverseur de moteur CF6-50.

 

Figure 51: Schémas montrant la position des bandes d'usure

Un DC 10 immatriculé N13067, exploité par Continental Airlines, avait décollé cinq minutes avant le Concorde pour effectuer le vol COA 55 Paris-Newark. Cet avion, observé brièvement le 30 août 2000 à Paris Charles de Gaulle, pouvant être l'avion qui avait perdu la pièce, un enquêteur technique, assisté du représentant accrédité du NTSB et de spécialistes de la FAA, s'est rendu à sa base de Houston pour l'examiner en présence de représentants de l'exploitant.

Remarque : un seul avion, un Boeing 747 d'Air France, avait décollé entre le DC 10 et le Concorde.

1.16.6.1 Constatations sur le N13067

Les constatations suivantes ont été faites sur le moteur droit (moteur 3) de l'avion :

a) Support arrière du capot de l'inverseur

Figure 52 : Photographies montrant la position des bandes d'usure

 

b) Bandes d'usure

c) Bande d'usure inférieure droite

d) Capot fan gauche

e) Ensemble capot fan et capot inverseur refermé

Des photographies ont été prises et des prélèvements de matière (mastic et peinture) ont été faits. Un rivet a également été prélevé sur une des bandes présentes. A la demande des enquêteurs, les capots fan et inverseur du moteur ont été démontés et préservés par Continental Airlines.

1.16.6.2 Documentation du constructeur

1.16.6.2.1 Démontage et réparation des bandes d'usure

La documentation du constructeur précise les conditions de démontage et de réparation des bandes d'usure. La fiche 78-32-03 (disassembly and repair) de l'Aircraft Maintenance Manual indique pages 901 à 905 le matériel et les matériaux à utiliser et leur mise en oeuvre. La fiche précise qu'il n'y a pas besoin d'outillage particulier. Cette opération est classée « réparation mineure » (c'est-à-dire n'impliquant pas le remplacement ou la réparation d'éléments structuraux) et ne nécessite pas de contrôle particulier après exécution.

La bande d'usure est en acier inoxydable de 0,055 pouce (1,40 mm) d'épaisseur par un pouce de large. La fiche précise que cette bande peut être fabriquée en atelier en acier inoxydable, les dimensions étant alors de 0,055 pouce (1,40 mm) d'épaisseur et de 1,395 pouce (35,43 mm) de large sans cornière.

Il est précisé qu'un gabarit doit être réalisé afin d'utiliser les trous existant dans le support et de percer la nouvelle bande d'usure suivant les bonnes cotes. Les trous des rivets ont un diamètre compris entre 3,63 et 3,73 millimètres.

Des cales d'épaisseur ajustables (delaminated shim) sont mises en place entre la bande d'usure et le support afin que le diamètre du support du capot soit de 72,18 pouces ± 0,09 pouce. La tolérance d'usure de la bande est de 0,030 pouce.

Remarque : il semble que le contrôle de ce diamètre soit difficile à réaliser selon la méthode indiquée par le constructeur. En conséquence, soit les réparateurs ne mettent pas de cales, ce qui crée trop de jeu entre les capots avant et arrière, soit les cales sont mises de façon uniforme sous toutes les bandes d'usure, la bande inférieure étant alors démontable rapidement par vis de façon à enlever sa cale s'il n'est pas possible de refermer le capot arrière.

Les procédures d'assemblage des capots d'inverseur ont évolué au cours du temps. Ainsi certaines bandes d'usure usinées avec des trous ne s'ajustaient plus sur les supports existants. Le constructeur a donc publié le 7 juillet 1983 le bulletin service 78-206 qui indique la procédure à suivre pour percer de nouveaux trous sur le support.

Ce bulletin service préconise de remplir les trous existants avec un adhésif époxy EA 934 NA puis de percer de nouveaux trous en utilisant la bande d'usure comme gabarit. Une note précise qu'il n'est pas nécessaire de remplir les anciens trous s'ils n'interfèrent pas avec ceux de la bande d'usure. Pour l'installation de bandes d'usure qui n'ont pas été pré-percées (ce qui est le cas des bandes fabriquées en atelier), le bulletin service renvoie à la procédure, ce qui implique l'emploi d'un gabarit pour le percement des trous.

La procédure de maintenance indique en note que des solutions alternatives peuvent être utilisées pour les outils, équipements et consommables préconisés. Le constructeur a précisé aux enquêteurs que cette note ne s'appliquait pas à la bande d'usure qui, même lorsqu'elle était fabriquée en atelier, devait être en acier inoxydable pour être conforme au manuel de maintenance.

1.16.6.2.2 Espace entre le capot arrière et le capot de l'inverseur de poussée

Le jeu entre le capot arrière et le capot de l'inverseur de poussée doit être compris entre 0,030 pouce (0,7 mm) et 0,5 pouce (12,7 mm) comme présenté ci-après.

Lors de l'enquête, il a été constaté sur différents avions que le jeu mesuré à l'arrêt pouvait dépasser ces valeurs sans toutefois atteindre la largeur de la bande d'usure. En revanche, lorsque le moteur fonctionne, et notamment lorsqu'il délivre sa poussée de décollage, la pression à l'intérieur des capots est très importante. Leur déformation paraît alors de nature à expliquer la perte d'une bande qui ne serait plus fixée sur son support.

 

Figure 53 : Schéma de capot arrière

1.16.6.3 Maintenance du N13067

Les documents de maintenance du N13067 montrent que les bandes d'usure gauches du moteur 3 ont été remplacées à Tel-Aviv, par Israel Aircraft Industries, lors de la check C achevée le 11 juin 2000.

Une nouvelle intervention a eu lieu le 9 juillet à Houston sur le capot de l'inverseur de ce moteur. Le compte rendu mécanique indique que la bande d'usure inférieure gauche a été changée lors de cette intervention. Le technicien qui a rempli ce compte rendu a indiqué qu'il avait remarqué une bande d'usure tordue qui dépassait du capot. L'intervention a eu lieu spécifiquement pour la remplacer.

L'absence d'une bande d'usure ne se remarque pas facilement lorsque les capots sont fermés. Entre le 9 juillet et le 3 septembre, les capots du moteur 3 ont été ouverts au moins une fois (le 25 août 2000). Aucun document de maintenance ne fait référence aux bandes d'usure sur cette période.

1.16.6.4 Examen de la lamelle métallique

La lamelle retrouvée sur la piste a fait l'objet d'un examen en laboratoire :

1.16.6.5 Examen des prélèvements effectués sur le N13067

Les prélèvements effectués lors de l'examen du N13067 à Houston ont été examinés en laboratoire :

1.16.6.6 Analyse des photos du capot du N13067

Les photographies du capot du moteur droit prises lors de l'examen du N13067 ont été comparées à la lamelle métallique :

Remarque : la plupart des constatations figurant dans les § 1.16.6.4, 1.16.6.5 et 1.16.6.6 ont été faites au centre d'essais des propulseurs de Saclay.

En conclusion, les investigations et examens effectués font apparaître une bonne correspondance entre la lamelle métallique et la bande de jointure du capot du moteur 3 du N13067.

1.16.7 Rupture du réservoir 5

Trois pièces retrouvées après l'accident ont été identifiées comme provenant du réservoir 5. L'une se trouvait sur la piste, les deux autres sur le site.

 

Figure 54: Plan du réservoir 5

1.16.7.1 Examen des morceaux de réservoir

1.16.7.1.1 Pièce retrouvée sur la piste

 

Figure 55 : Pièce du réservoir 5 retrouvée sur la piste

L'élément de structure retrouvé sur la piste mesure 320 x 320 mm. Il est recouvert d'une peinture blanche sur sa face externe et d'un mastic noir (viton) sur sa face interne. Il présente trois raidisseurs (listons) délimitant quatre alvéoles. Un contrôle dimensionnel a permis de l'identifier comme provenant de l'intrados du réservoir 5 et de le situer entre les longerons 55 et 56 et entre les nervures 23A et 24A. La pièce a une épaisseur de 1,2 mm en fond de maille.

Cet élément n'a pas été exposé au feu et ne présente aucun impact antérieur à la rupture. Les mesures de dureté et de conductivité ont donné des valeurs conformes aux spécifications de l'alliage constituant le réservoir (AU2GN à l'état T651).

Les examens dimensionnels, visuels et fractographiques ont fait apparaître que :

Il résulte de l'ensemble des constatations effectuées que cette pièce a subi une poussée orientée de l'intérieur du réservoir vers l'extérieur, entraînant sa rupture selon une séquence en trois temps présentée sur la figure suivante :

Figure 56 : Séquence de rupture de la pièce du réservoir 5

1.16.7.1.2 Pièce d'intrados retrouvée dans les débris de l'épave

Une pièce retrouvée sur le site a été identifiée comme provenant de l'intrados du réservoir 5. Elle était située le long du longeron 56 entre les nervures 24A et 24B.

Figure 57 : Pièce du réservoir 5 retrouvée sur le site

La pièce n'a pas fondu mais la peinture externe et le mastic noir interne sont dégradés sur les trois quarts de leur surface et le matériau a été surchauffé dans cette zone. Seul le quart restant, situé dans la partie arrière, est intact.

On constate sur la partie avant gauche de la pièce un trou de 40 x 10 mm d'ouverture. Son examen fait apparaître les éléments suivants :

Les analyses n'ont pas permis de préciser la composition de l'objet perforant. Sa trajectoire probable montre qu'il pourrait provenir de la région du train principal gauche.

1.16.7.1.3 Autre pièce retrouvée dans les débris de l'épave

Une pièce fondue et présentant un aspect global très déformé, également retrouvée sur le site, paraît provenir de la partie extrados du réservoir 5, entre les longerons 55 et 56. Son état de déformation n'a pas permis d'effectuer des mesures d'épaisseur pour confirmer sa localisation. Cette pièce présente trois trous qui ont été attribués à l'effondrement par gravité du métal en fusion.

Figure 58 : Schéma EADS

1.16.7.2 Mécanisme de rupture du réservoir

L'examen du morceau de réservoir retrouvé sur la piste a permis d'exclure que la destruction de cette pièce résulte d'une perforation directe par un objet volumineux ou d'un arrachement de la pièce à partir d'une perforation. Pour expliquer la rupture de l'intérieur vers l'extérieur du panneau d'intrados, il a été procédé à de nombreux travaux théoriques et expérimentaux qui sont détaillés en annexe. A partir des informations disponibles, deux scénarios ont été considérés :

a) Impact d'un morceau de pneumatique

Sur un panneau auto-raidi un choc entraîne :

Lorsqu'il s'agit d'un caisson contenant du liquide, il peut apparaître un effet secondaire contribuant au mode indirect, effet dû :

Figure 59: Effet d'impact sur un caisson de voilure rempli de carburant

b) Rupture par coup de bélier hydrodynamique 

Des études menées dans le domaine militaire ont montré que la perforation d'un réservoir par un projectile à grande vitesse peut avoir des conséquences catastrophiques par génération de ce que l'on appelle un coup de bélier hydrodynamique : en pénétrant dans le liquide, le projectile est brutalement ralenti. Lors de ce ralentissement son énergie cinétique est transférée au liquide, et une cavité d'un certain volume se crée autour de lui. En cas de confinement, c'est-à-dire lorsque le réservoir est plein, le fluide, étant incompressible, transmet à la structure un chargement mécanique fonction du volume de cette cavité.

Remarque : un choc en retour peut également être généré lorsque la cavité finit par s'écrouler.

L'enquête a donc cherché à déterminer si ces scénarios pouvaient s'appliquer au cas de l'accident du Concorde et expliquer les endommagements du réservoir 5.

1.16.7.2.1 Rupture par impact d'un morceau de pneumatique

1.16.7.2.1.1 Le principe

Le choc initial, en repoussant les parois, déplace une certaine quantité de carburant, ce qui provoque un mouvement de convection à l'intérieur du liquide. C'est cette convection qui pousse vers l'extérieur les surfaces voisines de celle sur laquelle s'est produite le choc. Il peut s'agir des mailles voisines sur l'intrados ou des parois verticales, en fonction de la géométrie locale et de la position de l'impact.

Pour atteindre effectivement la rupture :

Remarque : l'élément de réservoir retrouvé sur la piste répond à ces critères.

1.16.7.2.1.2 Les essais

Dans le cadre de l'enquête et, aussi, des travaux de remise en service de l'avion, une campagne d'essais d'endommagement d'un réservoir par des projectiles lourds a été conduite au CEAT au cours du premier semestre 2001. Pendant cette campagne, des morceaux de pneumatique ont été tirés à grande vitesse sur des caissons d'essais. Pour être le plus représentatif possible, le caisson utilisé pour le dernier tir a été réalisé à partir d'un panneau de réservoir 5 prélevé sur un Concorde. En revanche, la forme exacte des parois du réservoir, la taille de celui-ci et les équipements internes n'ont pas pu être représentés complètement. Les caissons étaient remplis d'un liquide dont les caractéristiques mécaniques et la viscosité étaient similaires à celles du kérosène. Ils étaient équipés de jauges de contraintes et de capteurs de pression.

Figure 60: Principe d'essai de tir d'un morceau de pneu

Les limitations majeures des essais dues aux équipements existants étaient les suivantes :

Compte tenu du grand nombre de paramètres permettant de définir l'impact et des limitations des moyens d'essai, il n'a pas été possible de reproduire la rupture constatée lors de l'accident. Néanmoins la somme des essais effectués a permis d'étayer le scénario - le mode indirect existe bien - et de valider les modèles théoriques utilisés pour la quantification du phénomène.

1.16.7.2.1.3 Les calculs

Des études théoriques ont été menées sur la base de modélisations de l'ensemble structure - carburant du réservoir 5 en utilisant le logiciel RADIOSS. Ce code, encore appelé code « crash », est reconnu comme étant représentatif de l'état de l'art pour traiter à la fois des phénomènes de dynamique rapide et les couplages fluide / structure.

Les modélisations ont porté sur le réservoir 5 de Concorde et sur les caissons définis et fabriqués pour les essais de validation. La démarche s'est faite en deux étapes :

Les critères de rupture ont fait l'objet d'une étude particulière.

Les résultats des calculs sont en bon accord avec les constatations et les mesures faites au cours de la campagne d'essais, dans les conditions où ceux-ci ont été réalisés, c'est-à-dire en deçà d'un niveau d'énergie pouvant amener la rupture.

1.16.7.2.1.4 Les sources d'énergie possibles

Compte tenu des analyses précédentes et des conditions connues de l'accident, le niveau d'énergie nécessaire localement pour entraîner la rupture peut être obtenu par l'impact du morceau de pneumatique d'environ 4,5 kg animé d'une vitesse de 140 m/s. Sur la base des calculs effectués, ce morceau de pneumatique pouvait atteindre cette vitesse par combinaison des effets dus à la rotation et à l'explosion du pneumatique.

On ne peut toutefois exclure que le niveau d'énergie nécessaire ait été atteint par l'effet complémentaire d'autres phénomènes, tels par exemple : 

1.16.7.2.2 Rupture par coup de bélier hydrodynamique

L'Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (ONERA) ayant développé une méthode d'analyse numérique du phénomène de coup de bélier dans le cadre de la perforation de réservoirs par des projectiles à grande vitesse, le BEA lui a demandé d'étudier la pertinence de ce scénario dans le cas de l'accident du Concorde.

Les objectifs de cette étude étaient :

1.16.7.2.2.1 La méthode employée

L'ONERA n'a pas modélisé le processus de perforation de la paroi intrados, la simulation démarre après que le projectile a pénétré dans le fluide. Cette simulation consiste à représenter l'intrusion dans le fluide d'un corps solide dont le coefficient de traînée évolue au cours du temps. Le code de calcul par éléments finis utilisé est le même que celui utilisé par EADS, soit le code RADIOSS.

Les caractéristiques théoriques du projectile, en accord avec les caractéristiques de l'orifice découvert sur la pièce de réservoir retrouvée sur le site, correspondent à un petit cylindre d'une masse de quarante-cinq grammes. Sa vitesse initiale dans le fluide a été fixée à 120 m/s. Enfin, le point d'impact a été choisi au point de perforation observé sur le morceau de réservoir 5 retrouvé sur le site de Gonesse, ce qui correspond à une épaisseur de la paroi de 1,6 mm. Il est toutefois à noter que certaines caractéristiques de trajectoire choisies ne sont pas totalement compatibles avec les constatations faites sur le morceau de réservoir.

Remarque : la vitesse de 120 m/s est une vitesse maximale estimée, cohérente avec :

A partir des connaissances acquises dans le domaine militaire, il a également été fait l'hypothèse que le projectile présentait un angle d'inclinaison initial dans le fluide de 30° par rapport à la paroi heurtée et se retournait rapidement dès les premiers instants de la traversée. Il est établi que ce type de configuration peut générer un coup de bélier hydrodynamique en paroi intrados, ce dernier étant d'autant plus important que le retournement se produit près de la paroi. C'est le cas connu le plus pénalisant.

Plusieurs calculs ont été réalisés, toujours avec un remplissage total du réservoir, en utilisant différentes lois matériaux, avec ou sans critère de rupture, ainsi que différentes cinématiques de retournement du projectile. Il est à noter que le phénomène décrit s'atténue très fortement, voire disparaît, si une surface libre se trouve à proximité de l'endroit perforé.

1.16.7.2.2.2 Les résultats

Les résultats significatifs de l'étude ont été les suivants :

Figure 61: Localisation des zones de rupture sur la peau intrados

Résultat de l'essai avec un projectile de vitesse initiale 120 m/s utilisant la loi de comportement matériau 36.

1.16.7.3 Le carburant dans le réservoir 5

Pour compléter les travaux sur le processus de rupture, le remplissage du réservoir a fait l'objet d'études particulières. En effet les études théoriques, confirmées par les essais sur caissons, font apparaître qu'une surface libre proche de la zone d'impact perturbe la transmission par le liquide de l'énergie à la structure du réservoir. De ce fait il est apparu nécessaire de déterminer la quantité de carburant qui se trouvait effectivement dans le réservoir 5 au moment de la destruction du pneu.

Il a été établi que l'avion a commencé son roulage avec les réservoirs entièrement remplis. Avant l'alignement, l'équipage a effectué un transfert de carburant afin de ramener le centrage à 54 % pour le décollage. Lors de cette opération, le carburant consommé dans les nourrices pendant le roulage est remplacé par du carburant contenu dans le réservoir 11.

Du fait du transfert, les nourrices 1 à 4 étaient donc pleines avant l'alignement. Par ailleurs, les réservoirs principaux 5 et 7, non sollicités pendant le roulage, étaient restés pleins.

Entre 14 h 41 min 55 s et 14 h 43 min 10 s, moment de la rupture du réservoir, la quantité de carburant consommée par chaque réacteur est estimée à 219 kg (15 kg entre 14 h 41 min 55 s et la mise en poussée des réacteurs, 204 kg entre la mise en poussée et la rupture). C'est donc la quantité de carburant qui a été prélevée dans chaque nourrice.

Par construction, le transfert de carburant du réservoir 5 à la nourrice 1 ne débute que quand le niveau atteint 4 000 kg dans cette nourrice, soit 198 kg en dessous du plein. Ceci amène à estimer à 219 kg - 198 kg = 21 kg la quantité de carburant prélevée dans le réservoir 5.

De même, le transfert de carburant du réservoir 5 à la nourrice 2 ne débute que quand le niveau atteint 4 320 kg dans cette nourrice, soit 250 kg en dessous du plein. Il n'y a donc pas eu de transfert de carburant dans cette nourrice.

Compte tenu de ces calculs, on peut considérer que la quantité de carburant dans le réservoir 5 était pratiquement celle embarquée au parking, ce qui représente environ 94 % du volume total du réservoir. Du fait de l'accélération longitudinale de l'avion au moment du décollage, la surface libre du carburant se trouvait à l'avant du réservoir, donc très éloignée de la zone d'impact. Il résulte de cette analyse que le réservoir 5 pouvait être considéré comme plein, au sens physique, au moment de sa rupture.

1.16.7.4 Conclusion

Le scénario selon lequel le morceau de pneumatique de 4,5 kg venant heurter la paroi intrados de l'aile a entraîné par un phénomène de convection dans le carburant l'éjection d'un morceau du réservoir 5 paraît être le plus représentatif de la physique générale de l'événement, sans toutefois exclure la contribution d'autres apports d'énergie.

L'étude de la perforation a par ailleurs montré que le phénomène de coup de bélier hydrodynamique pouvait se produire à des vitesses considérées comme faibles mais sans pouvoir conduire à l'éjection par mode indirect d'un morceau de paroi intrados. Cependant, un tel phénomène pourrait avoir des conséquences localement significatives en générant un endommagement et une fragilisation en pied de nervure.

Le taux de remplissage du réservoir a une importance significative sur les conséquences des phénomènes étudiés.

1.16.8 Origine possible de la combustion

Sur la base des faits connus et en s'appuyant sur des propriétés connues des flammes turbulentes, trois points ont été étudiés :

1.16.8.1 Stabilisation et accrochage de la flamme

Quand un obstacle est placé dans un écoulement, on observe le développement de turbulences avec des zones de recirculation. Dans cette configuration, l'écoulement peut localement avoir une direction opposée à celle de l'écoulement principal. Cette recirculation permet l'accrochage d'une flamme à travers deux mécanismes :

Ces mécanismes peuvent expliquer la stabilisation de la flamme dans le puits du train d'atterrissage gauche, comme le montrent les photographies de l'avion au décollage. Des traces de flamme ne sont pas nécessairement alors apparentes sur le fût de train, d'une part parce que la flamme est stabilisée légèrement en aval, d'autre part parce que ce fût est continuellement refroidi par l'écoulement amont.

Figure 62 : Zone de recirculation

1.16.8.2 Estimation du débit de combustible

Sur la base des photographies et enregistrements vidéo du vol de l'accident, l'estimation du débit moyen de combustible a été conduite suivant trois approches, qui donnent des résultats similaires. La première utilise le modèle de Magnussen, modèle simple développé pour décrire les taux de réaction pour les flammes turbulentes non pré-mélangées, c'est-à-dire où les réactifs sont injectés séparément dans la zone de réaction. En faisant l'hypothèse d'une flamme de trois mètres de diamètre, de cinquante mètres de long et de dix centimètres d'épaisseur, la modélisation conduit à une consommation de carburant proche de soixante kilogrammes par seconde.

Dans la seconde méthode appliquée, le modèle de flamme cohérente assimile la flamme à une surface et le taux de réaction devient le produit de cette surface par un taux de réaction surfacique estimé à partir d'une modélisation de flamme laminaire. Dans ce cadre, et en fonction des paramètres choisis pour la taille de la surface, la consommation de carburant varie entre 20 et 130 kilogrammes par seconde, avec un pic de probabilité (correspondant à des valeurs moyennes et réalistes de la taille de flamme) se situant vers soixante kilogrammes par seconde. Ce modèle confirme donc l'ordre de grandeur établi par la première modélisation.

La troisième estimation a été faite à partir de la quantité de carburant restant dans le réservoir 5. La quantité embarquée était de 7,2 tonnes et le jaugeur indiquait deux tonnes après l'accident. Le temps de vol entre la rupture estimée du réservoir et l'impact a été de quatre-vingt et une secondes environ. L'estimation du débit du combustible, hors fuite due à la petite perforation et consommation des moteurs 1 et 2 (environ 350 kg), a donc été d'environ soixante kilogrammes par seconde.

En conclusion, l'ordre de grandeur du débit de fuite est de plusieurs dizaines de kilogramme par seconde, soit environ dix fois plus que lors de l'événement de Washington. L'importance de ce débit de fuite a favorisé l'inflammation du carburant car elle conduit à un mélange combustible/comburant proche du mélange stoechiométrique, donc parfaitement inflammable.

1.16.8.3 Allumage et propagation de la flamme

Diverses sources potentielles d'inflammation de la fuite de carburant ont été identifiées dans le cadre de l'enquête. Trois ont été retenues et ont fait l'objet d'études approfondies :

L'inflammation préalable d'une éventuelle fuite hydraulique n'a pas été mise en évidence. Aucune trace de fuite hydraulique n'a été identifiée à un moment quelconque de l'enquête.

1.16.8.3.1 Pompage moteur

L'ingestion d'éléments solides ou liquides par un moteur Olympus 593 peut provoquer un pompage du compresseur haute pression, ce qui génère une onde de pression vers l'avant du moteur. Ce phénomène peut conduire à l'apparition d'une flamme se propageant vers les entrées d'air auxiliaire puis primaire. Des essais d'ingestion de carburant réalisés par Rolls-Royce ont confirmé l'apparition d'une telle flamme d'une durée de quatre-vingts à cent millisecondes.

D'autres essais conduits par BAE Systems ont montré qu'une flamme issue de l'entrée d'air auxiliaire pouvait remonter dans l'écoulement turbulent situé en aval du train gauche et s'accrocher sur celui-ci.

Cette hypothèse a toutefois été écartée, l'apparition du feu ayant précédé les pompages, comme le montrent la chronologie des événements (flaque de kérosène non brûlé et traces de suie sur la piste) et la nature des pompages identifiés (ingestion de gaz chauds et non de carburant liquide).

1.16.8.3.2 Arc électrique

Une étude conduite au CEAT a montré qu'il était possible de générer un arc électrique par court-circuit sur un faisceau électrique situé dans la zone du train principal et que l'énergie produite était compatible avec l'allumage de kérosène vaporisé.

Les essais ont simulé un court-circuit dans le cas d'une dégradation par écrasement, arrachement ou sectionnement des isolants de la ligne électrique alimentant les ventilateurs de freins (115 V triphasé, 400 Hz). Lors des essais, les disjoncteurs n'ont jamais basculé, vraisemblablement parce que le phénomène était trop court pour qu'ils le détectent. Les étincelles successives avaient une énergie estimée de vingt-sept joules, largement supérieure à celle nécessaire à l'allumage de kérosène vaporisé, y compris dans des conditions d'air turbulent.

Des essais conduits en Grande-Bretagne (cf. annexe 7) ont confirmé que l'allumage immédiat de kérosène vaporisé était possible dans le voisinage du puits de train avec une étincelle électrique de trois joules. La flamme s'accroche et se stabilise alors directement au contact du puits de train de l'atterrisseur gauche, dans les zones de recirculation.

Bien que les câbles électriques soient en partie protégés par le fût de train, un possible endommagement par la destruction du pneumatique n° 2 ne peut être totalement écarté. Il convient toutefois de noter qu'après les modifications effectuées à la suite de l'événement de Washington, plus aucun cas d'endommagement de ces câbles n'a été rapporté par les exploitants.

Figure 63: Essais (Warton) : étincelles électriques générées dans le puits de train

Figure 64: Allumage après étincelle

1.16.8.3.3 Contact avec les parties chaudes du moteur

Après la rupture du réservoir, l'ingestion de kérosène par l'ensemble nacelle-moteur a pu se faire par :

Figure 65: En rouge, trappe de prise d'air latérale d'alimentation des échangeurs de climatisation

Le kérosène absorbé a pu s'enflammer au contact des parois chaudes du moteur ou au contact des gaz issus de la réchauffe, au niveau de la tuyère primaire du moteur. Dans cette région, de nombreux obstacles permettent le développement de zones de recirculation et assurent l'accrochage de la flamme dans la partie arrière du moteur. Il est toutefois à noter qu'aucune trace de feu n'a été mise en évidence lors de l'examen des moteurs.

Pour que cette hypothèse d'inflammation puisse s'appliquer à l'accident du 25 juillet 2000, il conviendrait d'expliquer comment la flamme a pu ensuite « remonter » pour venir s'accrocher derrière le puits de train. Une étude conduite dans le cadre de l'enquête technique par deux chercheurs du CNRS démontre que deux cheminements sont possibles : par l'intérieur ou par l'extérieur de la nacelle.

Remarque : l'hypothèse d'une ingestion de kérosène par la prise d'air de la climatisation et de son inflammation au contact des gaz chauds avait été étudiée par les industriels après l'événement de Washington. Il en ressortait que le risque d'allumage était réel mais que la flamme ne pouvait se propager vers l'amont à cause du maillage de l'échangeur. L'absence d'incendie et la faiblesse des débits constatés expliquent pourquoi cette hypothèse d'inflammation n'avait pas été davantage développée.

Remarque 1 : en raison de l'aspect chaotique de la combustion turbulente, une simulation numérique serait peu concluante car ses résultats seraient trop dépendants du modèle et des hypothèses choisis. Une remontée de flamme depuis l'arrière de l'appareil n'a pu être obtenue lors des essais conduits en Grande-Bretagne, mais il n'avait pas été possible de reproduire les conditions précises de l'accident.

Remarque 2 : bien que survenu dans des conditions différentes, un accident survenu le 5 juin 1966 à un HS125 avait mis en évidence un cas de remontée de flamme : à la suite d'une rupture de la voilure en vol, une fuite de kérosène d'environ 70 litres/seconde s'était enflammée derrière les réacteurs et la flamme s'était propagée en remontant vers l'avant.

1.16.8.3.4 Conclusion

Il résulte des travaux résumés ci-dessus que deux hypothèses peuvent être retenues pour expliquer l'apparition de la flamme. L'hypothèse de l'allumage de la fuite par un arc électrique explique l'accrochage de la flamme dans le puits de train, mais suppose que la destruction du pneumatique n° 2 a également eu comme autre conséquence l'endommagement de câbles dans le puits de train.

L'hypothèse de l'allumage au contact des parties chaudes du moteur explique l'apparition de la flamme. Cependant elle implique la remontée de celle-ci grâce aux zones de recirculation et ceci dans un délai suffisamment faible pour être compatible avec les observations faites sur la piste.

A l'occasion des travaux et des réunions sur le sujet, les différents experts associés n'ont pas pu s'accorder sur les probabilités respectives de ces deux hypothèses.

Les enquêteurs techniques de l'AAIB, de leur côté, considèrent que l'hypothèse de l'inflammation par arc électrique qui a pu être reproduite à l'occasion d'essais au banc est la plus probable.

1.16.9 Les moteurs

1.16.9.1 Observations sur les moteurs

Figure 66: Olympus 593 - schéma représentatif de la veine d'air

1.16.9.1.1 Démontage des moteurs 1 et 2

Des observations ont été effectuées par les enquêteurs techniques sur les moteurs 1 et 2 au cours de leur démontage dans les locaux du CEPr.

Remarque : les moteurs ainsi que leurs parties internes démontées ont été rincés afin d'éliminer toute présence éventuelle d'amiante.

1.16.9.1.1.1 Moteur 1

Dix aubes de l'étage n° 1 du compresseur BP présentent sur leur bord d'attaque des impacts durs, accompagnés, sur quelques aubes, d'un arrachement de matière. En particulier, l'aube n° 6 présente un arrachement de métal paraissant provenir de l'impact d'une petite pièce métallique. A partir de l'étage rotor n° 2 jusqu'à l'étage rotor n° 4, des impacts avec perte de matière ont été constatés sur les sommets des bords d'attaque et de fuite de la plupart des aubes. Ils résultent d'une déformation élasto-plastique des aubes et d'un dévrillage vers les sommets d'aube, avec clashing ([14]) sur les stators en vis-à-vis des étages n° 2 à 4.

L'étage n° 4 du compresseur présente une flexion des aubes en sens inverse de la rotation dans le secteur inférieur et dans une moindre mesure dans le secteur supérieur. Cette déformation correspond à l'écrasement du carter au moment de l'impact au sol.

On observe sur la moitié supérieure des disques compresseurs des traces de surchauffe après impact, liées à une exposition prolongée en température. La partie inférieure de ces disques est noircie par un dépôt de suie.

Compte tenu du léger fléchissement de ses aubes, il apparaît que le compresseur BP tournait faiblement à l'impact au sol.

Le module compresseur HP présente des traces d'ingestion de corps durs. Les étages n° 1 à 7 présentent d'importants dommages liés à l'impact au sol.

La chambre de combustion ne présente ni endommagement ni oxydation relatifs à une contrainte thermique particulière. Des dépôts de matières magnétiques et non magnétiques y ont été trouvés.

Des petits débris, des traces de métallisation et d'impact sont visibles sur les aubages des disques HP et BP de la turbine.

L'examen de l'ensemble de régulation n'a pas mis en évidence de dysfonctionnement d'un des éléments du circuit d'air et de carburant.

1.16.9.1.1.2 Moteur 2

Trois aubes du rotor de l'étage n° 1 du compresseur BP présentent des impacts mous. Aucune trace de métallisation, d'ingestion ou de dommage relatif à des impacts durs n'a été constatée. Les déformations observées en partie basse des étages rotors n° 1, 2 et 3 correspondent à l'écrasement du carter à l'impact au sol.

L'ensemble des sept étages du module compresseur HP présente en partie basse des déformations dues à l'impact au sol. Quelques aubes de l'étage stator n° 2 sont fléchies. A partir de l'étage n° 3, on relève nettement sur les bords d'attaque et les bords de fuite de nombreuses aubes des rotors et stators des dommages relatifs à un phénomène de clashing. Le faciès de rupture observé sur ces aubes montre que ce clashing résulte d'un facteur de charge important provoqué par l'impact avec le sol. Le module ne présente aucune trace d'ingestion de corps étranger ou d'impact secondaire.

La chambre de combustion ne présente pas d'indice d'une contrainte thermique particulière. Des petits débris y ont été observés lors du démontage.

Les étages BP et HP de la turbine ne portent aucune trace de dommage dû à un corps étranger. La turbine dans son ensemble n'a subi aucune déformation, à l'exception de la partie ayant heurté le sol. La turbine ne présente aucune trace visible de rotation à l'impact au sol.

L'examen de l'ensemble de régulation n'a pas mis en évidence de dysfonctionnement d'un des éléments du circuit d'air et de carburant. L'observation de la FCU montre que la throttle valve était positionnée à environ sept degrés. Cette position est significative d'une action de coupure du moteur.

1.16.9.1.2 Examen des moteurs 3 et 4

Des examens visuels ont été effectués sur les moteurs 3 et 4 afin d'établir leur niveau d'endommagement externe. Un examen endoscopique de la veine d'air a également été réalisé sur ces deux moteurs afin de déterminer leur état interne.

1.16.9.1.2.1 Moteur 3

Le moteur 3 présente sur son secteur inférieur des traces de surchauffe dues à l'incendie au sol. Son aspect général est comparable à celui des moteurs 1 et 2.

L'impact avec le sol a provoqué des déformations généralisées des carters, plus importantes que celles observées sur les moteurs 1 et 2. Le carter du compresseur BP est nettement aplati. Les déformations en flexion des aubes des premiers étages de ce module indiquent que sa rotation s'est bloquée sur moins d'un tour.

Les extrémités de la bride de la partie arrière du carter du compresseur BP se sont écartées de plusieurs centimètres. Les turbines HP et BP et leurs distributeurs ont été fortement endommagés à l'impact sous un facteur de charge vertical important. La violence du choc a contribué à l'arrêt rapide en rotation du corps BP.

La boîte relais accessoires est restée en place avec l'ensemble des éléments du circuit carburant, fortement endommagés par l'impact. L'observation du FCU montre que la throttle valve était positionnée à seize degrés, position proche du ralenti.

L'examen endoscopique du compresseur BP a montré un endommagement plus conséquent sur ce moteur que sur le moteur 1. Les stators des quatre premiers étages pouvant être inspectés sont très endommagés et pour la plupart arrachés de leur fixation intérieure. Dans les secteurs les plus déformés, quelques aubes des rotors présentent des arrachements sur leur bord d'attaque, similaires au clashing observé sur le compresseur BP du moteur 1. Cependant ces endommagements ne résultent pas de l'ingestion d'objets étrangers lors de son fonctionnement en vol, mais du mouvement vers l'avant du carter du compresseur BP sur l'ensemble tournant, provoqué par l'impact avec le sol.

L'examen du compresseur HP dans le seul secteur visible à travers les opercules de visite des stators a montré que les aubes de tous les étages sont fléchies et plus ou moins enchevêtrées avec les stators. Ces endommagements paraissent plus conséquents que ceux observés sur les mêmes éléments du moteur 1 dans cette zone. Les profils des aubes ne présentent pas d'impacts tels que ceux affectant le compresseur HP du moteur 1.

1.16.9.1.2.2 Moteur 4

L'aspect extérieur du moteur 4 est similaire à celui du moteur 3.

Sur l'avant, le carter du compresseur BP est aplati et les aubes d'entrée d'air ont été arrachées. Les déformations en flexion des aubes des premiers étages du compresseur sont consécutives à une rotation à l'impact a priori plus importante que celle du moteur 3. Les extrémités de la bride de la partie arrière du carter du compresseur BP se sont écartées de plusieurs centimètres. Les turbines HP et BP et leurs distributeurs ont été détruits à l'impact sous un important facteur de charge vertical.

La boîte relais accessoires est restée en place avec l'ensemble des éléments du circuit carburant. L'observation du FCU montre que la throttle valve était positionnée à quatorze degrés, position également proche du ralenti.

L'examen endoscopique du compresseur BP a montré un endommagement plus conséquent sur ce moteur que sur le moteur 1. Les aubes des quatre étages du compresseur présentent des arrachements ou du clashing sur le bord d'attaque, ainsi qu'un début de cisaillement sur le bord de fuite. Ces dommages sont consécutifs à l'impact avec le sol. Il n'a pas été observé d'impact dur sur les profils examinés.

Les aubes de tous les étages du compresseur HP sont fléchies et enchevêtrées avec les stators. Les arrachements et les déchirures des profils examinés sur un secteur angulaire très limité sont plus conséquents que ceux observés sur les mêmes éléments du moteur 3. En revanche, ces éléments ne présentent pas d'impacts tels que ceux affectant le compresseur HP du moteur 1.

1.16.9.1.3 Recherches effectuées en laboratoire

Des recherches ont été effectuées en laboratoire sur les éléments des moteurs 1 et 2 qui présentaient des marques d'ingestion de corps étrangers. Des analyses ont été faites sur des dépôts prélevés dans les chambres de combustion afin d'en déterminer la nature et éventuellement l'origine.

Remarque : les traces et dépôts liés au fonctionnement des moteurs ont pu être altérés par les débris et divers éléments provenant de l'environnement du site de l'accident.

1.16.9.1.3.1 Moteur 1

Les traces trouvées sur l'aube n° 6 du premier étage du compresseur BP, ainsi que sur les aubes n° 13 et 14, sont dues à une pièce en acier inoxydable. Il n'a pas été possible de déterminer s'il s'agissait de la même pièce.

Les dépôts de suie et les colorations des disques du compresseur indiquent qu'ils ont subi des contraintes thermiques dont la répartition ne s'est pas faite uniformément. Au regard de ces colorations, la température évaluée est de l'ordre de 550 à 600 °C.

Les températures les plus élevées ont affecté les parties internes supérieures de la veine d'air. Ceci tend à démontrer qu'il s'agit de conséquences de l'incendie au sol et de l'effet de cheminée produit dans cette veine.

Des traces d'alliage d'aluminium provenant de la cellule ont été identifiées dans les échantillons analysés. L'origine d'autres éléments identifiés, tels le cadmium, le tungstène ou le cobalt, n'a pas pu être déterminée.

De l'antimoine a été trouvé sur de nombreuses traces d'impact. L'antimoine est employé dans certaines peintures prévues pour subir des contraintes thermiques mais également dans la plupart des produits extincteurs d'incendie. Ce corps est également utilisé dans la vulcanisation du caoutchouc, mais pas dans la fabrication des pneumatiques du Concorde, comme le confirment les analyses faites sur des morceaux de pneumatique.

D'autres éléments comme le soufre, le zinc et quelques traces de fer ont été identifiés. Ces éléments, utilisés dans la fabrication des pneumatiques, n'apparaissent toutefois pas en quantité suffisante pour permettre d'affirmer qu'il y a eu ingestion de débris de pneumatique. Par ailleurs, dans l'hypothèse d'ingestion de tels débris, il est normal de ne pas trouver de résidus carbonés, le carbone ne laissant pas de résidu pour des températures supérieures à 500 °C.

Enfin plusieurs fragments de tissu de fibre de verre ont été identifiés parmi les débris trouvés dans la chambre de combustion.

D'après les essais menés au Royaume-Uni, les marques de clashing observées sur les aubes des étages du compresseur BP peuvent résulter d'une ingestion de corps mous tels des débris de pneumatique (comme lors de l'événement de Washington), d'une ingestion massive de carburant, voire de débris du déflecteur d'eau.

16.9.1.3.2 Moteur 2

Bien que l'on trouve de nombreuses particules de plomb entourant les impacts, les analyses n'ont pas permis de déterminer la nature des corps impliqués dans les impacts de corps mous trouvés sur trois aubes du premier étage rotor du compresseur BP.

Seules deux aubes attenantes (aubes n° 6 et 7) du troisième étage du compresseur BP ont subi sur leur bord d'attaque des chocs de corps durs. L'analyse montre qu'un corps à base de fer est à l'origine de l'un d'eux. On trouve également des traces d'antimoine et de zinc, sans qu'il soit possible de les associer pour autant avec le corps à base de fer.

Un fragment de fibre de verre a été trouvé, sa structure est identique à celle des fragments trouvés dans le moteur 1.

Deux aubes adjacentes du premier étage du compresseur BP et quinze aubes du troisième étage du compresseur HP présentent une perte de matière sur leur profil, juste en dessous de leur sommet. C'est la résultante d'une surcharge subie à l'impact au sol. Cette observation est confirmée d'une part par l'examen des faciès de rupture (aube n° 9 en particulier) qui présentent la même coloration (bleue) que le bord d'attaque des aubes, d'autre part par les fragments résultant de ces ruptures, restés dans le voisinage du compresseur HP. Ceci tend à démontrer que c'est l'incendie au sol et non l'ingestion de gaz chauds qui est à l'origine de cette coloration.

Les dépôts de suie et la coloration des disques des différents étages du compresseur BP indiquent qu'ils ont subi des contraintes thermiques. Ces traces de surchauffe paraissent plus uniformément réparties que sur le moteur 1. Leur examen montre que ces contraintes thermiques ont été inférieures à celles supportées par le moteur 1 et qu'elles se sont produites à l'occasion d'une exposition prolongée en température, moteur arrêté.

Tout comme pour le moteur 1, il est probable qu'après l'impact au sol, l'incendie a détruit certains indices. Il n'était plus possible de déceler d'éventuelles traces d'ingestion de gaz chauds.

1.16.9.1.3.3 Examen des sélecteurs des robinets HP

Il existe quatre sélecteurs de robinets HP (un par moteur) situés sur le panneau supérieur central du poste de pilotage. Ils sont utilisés dans la procédure normale d'arrêt des moteurs par coupure de l'arrivée carburant.

Les quatre sélecteurs des robinets HP retrouvés sur l'épave ont été examinés en atelier. Les positions mécaniques des sélecteurs ainsi que les tests électriques des contacteurs indiquent que les quatre sélecteurs étaient en position OPEN.

Remarque : cette constatation permet de déterminer que les bruits enregistrés à 14 h 43 min 26,2 s et entre 14 h 44 min 24 s et 14 h 44 min 27 s ne peuvent résulter d'une coupure du robinet HP et qu'il s'agit donc de déplacements de manettes de puissance.

1.16.9.2 Ingestions de débris de pneumatique survenues en exploitation

Sur dix-neuf cas d'endommagement moteur par ingestion de débris de pneumatique, six cas conduisant à une perte de poussée au cours du décollage ont été répertoriés :

Date

Immatriculation

Moteur affecté

Baisse N2

Perte de poussée

14/6/79

F-BVFC

2

1 %

9 %

21/7/79

F-BVFD

2

N/D

14 %

23/9/79

F-BVFB

3

3 %

12 %

6/10/79

G-BOAA

3

4

0,3 %

0 %

1 %

0 %

19/2/81

F-BTSD

1

2

2 %

0 %

9,5 %

0 %

14/12/81

G-BOAC

1

2

3 %

18 %

0 %

5 %

Remarque : les indications ci-dessus correspondent à l'analyse des paramètres stabilisés après une phase transitoire qui n'a pas pu être exploitée du fait de l'échantillonnage.

1.16.9.3 Exploitation des données

Ce paragraphe présente une synthèse des paramètres moteurs et de l'enregistrement CVR, cohérente avec les observations faites lors du démontage des moteurs. Il est rappelé que ces paramètres sont enregistrés toutes les quatre secondes. Les éléments qui suivent résultent d'une analyse approfondie des données disponibles, les temps ont pu être calculés avec une précision du dixième de seconde.

La mise en puissance des moteurs et leur comportement pendant la phase initiale de décollage, jusqu'à 14 h 43 min 11 s, sont normaux sur les quatre moteurs avec une accélération longitudinale (Nx) de 0,268 g.

Temps

Moteur 1

Moteur 2

Moteur 3

Moteur 4

         

14 h 43 min 11,7 s

et

14 h 43 min 12,3 s

Les paramètres sont normaux.

     

14 h 43 min 12,7 s

et

14 h 43 min 13,3 s

 

Les paramètres EGT, P7, N1, N2, Aj montrent des déviations.

   

14 h 43 min 12,0 s

et

14 h 43 min 13,0 s

Pompage.

Pompage.

   

14 h 43 min 13,0 s

Le Nx est enregistré à sa valeur minimale de 0,133g.

   

14 h 43 min 12,1s

à

14 h 43 min 14,1 s

Les voyants verts (GO LIGHT) s'éteignent.

   

14 h 43 min 15,7 s

et

14 h 43 min 16,3 s

Confirmation du pompage. La poussée est égale à environ 75 % de la poussée de décollage.

     

14 h 43 min 16,1 s

et

14 h 43 min 18,1 s

Le voyant GO LIGHT se rallume.

     

14 h 43 min 16,7 s

et

14 h 43 min 17,3 s

 

La poussée (environ 3 % de la poussée de décollage) est à peine supérieure à celle qui correspond au régime ralenti.

   

14 h 43 min 18,1 s

et

14 h 43 min 20,0 s

Le voyant

GO LIGHT s'éteint([15]).

 

Les voyants GO LIGHT s'éteignent(15).

14 h 43 min 19,7 s

et

14 h 43 min 20,3 s

La poussée est égale à environ 80 % de la poussée de décollage.

   

14 h 43 min 20,7 s

et

14 h 43 min 21,3 s

 

Le moteur est en phase de récupération. La poussée est égale à environ 15 % de la poussée de décollage.

   

14 h 43 min 20,9 s

et

14 h 43 min 21,9 s

Pompage.

Pompage.

   

14 h 43 min 22,8 s

 

L'alarme feu retentit, ainsi que le gong associé.

   

14 h 43 min 23,7 s

La poussée est proche de celle du ralenti et égale à environ 4 % de la poussée de décollage.

     

de

14 h 43 min 24,7 s

à

 14 h 43min 25,3 s

 

La poussée est égale à environ 12 % de la poussée de décollage.

   

14 h 43 min 24,8 s

 

L'OMN annonce « coupe le moteur deux ».

   

14 h 43 min 25,8 s

 

Le commandant de bord appelle « procédure feu réacteur ».

   

14 h 43 min 26,2 s

 

La manette de puissance est amenée en butée vers la position de ralenti.

   

14 h 43 min 27,7 s

et

14 h 43 min 28,4 s

Récupération du pompage.

Le N2 atteint 89,7 % et la poussée est égale à environ 45 % de la poussée de décollage.

Le N2 passe en dessous de 58 %.

   

14 h 43 min 28,7 s

et

14 h 43 min 29,3 s

 

Les N1 et N2 s'inscrivent sur une courbe caractéristique d'un moteur en auto rotation normale.

La poignée coupe-feu est actionnée.

   

14 h 43 min 28,3 s

   

Les paramètres montrent un comportement cohérent avec un passage de TAKE OFF à CONTINGENCY. Les paramètres débit de carburant, section de tuyère primaire et pression P7 sont cohérents avec la réchauffe allumée sur ces moteurs.

14 h 43 min 35,5 s

Le moteur 

fonctionne en mode CONTINGENCY, toutefois la P7 indique un déficit de poussée de l'ordre de 5 %.

     

14 h 43 min 42,3 s

 

Une deuxième alarme feu et le gong associé sont entendus.

   

14 h 43 min 58,6 s

 

L'alarme feu et le gong associé retentissent pour la troisième fois alors que l'alarme s'était arrêtée quatre secondes auparavant. L'alarme dure jusqu'à l'arrêt de l'enregistrement.

   

14 h 43 min 59,5 s

et

14 h 44 min 11,5 s

Fuel Flow et EGT donnent des signes de fluctuation.

Le moteur dévisse et subit un dernier pompage.

     

14 h 44 min 24,7 s

à

14 h 44 min 27,0 s

   

Réduction probable des manettes de poussée par l'équipage.

14 h 44 min 25,5 s

et

14 h 44 min 26,5 s

   

Pompage dû à la distorsion de l'écoulement dans les entrées d'air.

1.16.9.4 Fonctionnement des moteurs

1.16.9.4.1 Moteur 1

La première perte de poussée est causée par un pompage. Les paramètres montrent qu'il se produit peu après la détérioration du pneumatique, entre les temps 97602,8 (14 h 43 min 12,3 s) et 97603,4 (14 h 43 min 12,9 s). Le démontage du moteur a mis en évidence une ingestion de corps étrangers liée probablement à l'explosion du pneu et vraisemblablement à l'origine du pompage. Cependant, le pompage de ce moteur intervenant pratiquement au même instant que celui du moteur 2, il est également possible que la cause soit identique pour les deux moteurs, c'est-à-dire qu'il s'agisse d'ingestion de gaz chauds.

La seconde perte de poussée est causée par un nouveau pompage qui intervient alors que l'incidence de l'avion est de 13°. La perte de poussée (la poussée restante est comparable à celle délivrée par un moteur au ralenti) est beaucoup plus importante que les pertes de poussée constatées dans le passé lors d'ingestions de morceaux de pneumatique. Ce pompage ne peut être causé que par l'ingestion d'un mélange kérosène/gaz chauds favorisée par le changement d'attitude de l'avion.

Après le second pompage, le moteur retrouve un fonctionnement pratiquement normal en mode CONTINGENCY commandé par le système de régulation carburant. Un déficit de poussée d'environ 5 % est cependant constaté. Cette perte de poussée est probablement due aux dommages mécaniques qu'ont subis les compresseurs en raison de l'ingestion de débris engendrés par la destruction du pneu. L'ingestion de gaz chauds et/ou d'air carburé est alors peu probable compte tenu de la stabilité ultérieure des paramètres.

Le moteur fonctionne ensuite de façon stable pendant vingt-deux secondes. Puis on constate des perturbations du paramètre Fuel Flow dues à l'ingestion de kérosène par les entrées d'air principale ou auxiliaire et provoquant l'action de la régulation.

Quinze secondes après les fluctuations du débit de carburant, le moteur pompe de nouveau et décélère rapidement. Selon Rolls-Royce, l'analyse des paramètres montre que le moteur subit un dernier pompage sévère dû à l'ingestion probable de débris tels que morceaux d'aluminium, fibre de verre ou nid d'abeille appartenant à la structure de l'appareil. Le pompage peut également provenir de l'ingestion d'une grande quantité de carburant. Ces ingestions sont responsables des importants dommages (clashing) qui ont été observés sur le compresseur BP lors du démontage du moteur.

1.16.9.4.2 Moteur 2

La perte de poussée du moteur 2 est causée par un pompage qui se produit pratiquement au même moment que celui du moteur 1. La poussée alors délivrée est comparable à celle d'un moteur au ralenti. Il a été établi avec précision à partir des témoignages, des traces relevées sur la piste et des données enregistrées, que le feu était allumé avant le pompage du moteur. D'autre part les constatations faites lors du démontage, ainsi que l'expérience acquise en service, montrent que l'endommagement interne du moteur avant l'impact n'était pas suffisant pour provoquer un pompage. Le seul mécanisme qui soit cohérent avec un pompage conduisant à une forte perte de poussée est une ingestion de gaz chauds.

Entre les temps 97611,2 (14 h 43 min 20,7 s) et 97611,8 (14 h 43 min 21,3 s), les paramètres montrent un moteur en récupération. La valeur d'accélération est cohérente avec une poussée équivalente à celle délivrée par trois moteurs et s'explique comme la conséquence d'une augmentation de poussée des moteurs 1 et 2. Peu après, l'accélération longitudinale diminue à nouveau ainsi que les paramètres du moteur 2. Ceci est la conséquence d'un second pompage provoqué vraisemblablement par l'ingestion de gaz chauds à travers l'entrée d'air auxiliaire qui s'ouvre à nouveau puisque le moteur recommence à accélérer.

L'activation de l'alarme feu du moteur et la valeur très basse de ses paramètres ont conduit l'équipage à couper le moteur après l'appel de la procédure feu réacteur par le commandant de bord. En effet, on entend le mouvement de la manette de puissance en butée ralenti et, peu après, l'activation de la poignée coupe-feu. De plus la décélération du moteur, déterminée à partir des paramètres enregistrés, est cohérente avec un arrêt moteur commandé.

1.16.9.4.3 Moteurs 3 et 4

Les moteurs 3 et 4 fonctionnent normalement jusqu'à 14 h 44 min 17,5 s (respectivement 14 h 44 min 18,5 s, compte tenu de l'échantillonnage de l'enregistrement). Les débits de carburant sont enregistrés en réduction à 14 h 44 min 21,5 s (respectivement 22,5 s). Il en va de même des paramètres P7 à 14 h 44 min 25,5 s (respectivement 26,5 s). Les paramètres moteurs montrent une décroissance rapide à 14 h 44 min 29,5 s (respec-tivement 30,5 s). Certains bruits enregistrés dans le CVR entre 14 h 44 min 24 s et 14 h 44 min 27 s correspondent probablement à la butée de ralenti des manettes de puissance. Toutefois, la perte de poussée a été trop brutale pour n'être que la conséquence d'une réduction de puissance, et un pompage dû à la distorsion de la veine d'air probablement causée par le roulis et l'incidence importants de l'avion à ce moment du vol y a contribué.

Tous les dommages internes constatés résultent de l'impact avec le sol.

1.16.9.4.4 Conclusion

Les observations et examens conduits sur les quatre moteurs ne mettent en évidence aucun dysfonctionnement d'un de leurs éléments constitutifs ou composants, ni aucun indice de comportement non conforme à la certification. Aucun ne présente de signe de surchauffe ou de survitesse antérieur à l'impact de l'avion avec le sol. Leur comportement non sollicité par l'équipage résulte de facteurs extérieurs anormaux tels que l'ingestion de corps mous et durs, de gaz chauds, de carburant.

1.16.10 Origine de la non-rentrée du train d'atterrissage

L'enregistrement du CVR montre que l'équipage constate la non-rentrée du train à 14 h 43 min 56,7 s. Il s'écoule onze secondes entre le début présumé de la manoeuvre (annonce j'essaye) et l'annonce le train ne rentre pas.

L'examen de l'épave ne permet pas d'identifier l'origine de ce dysfonctionnement, les quelques constatations faites n'étant pas réellement exploitables :

L'observation des courses des vérins de porte retrouvés sur le site n'est pas non plus pertinente. En effet, ces vérins sont un modèle à double effet sans verrou mécanique, seule la pression hydraulique maintient leur position. Au cours de l'impact, la destruction des tuyauteries hydrauliques a entraîné la perte de la pression hydraulique : ces pistons pouvaient donc se déplacer librement dans le corps des vérins.

Il convient donc de procéder à l'analyse systématique des causes possibles de la non-rentrée, en s'appuyant sur la description du système figurant au § 1.6.2.2.

Un préalable à la rentrée du train est le déplacement de la manette de commande vers la position « up ». L'absence de commentaires de l'équipage permet de considérer que cette manette a été manoeuvrée normalement.

On ne peut exclure par contre un dysfonctionnement dans l'ouverture des portes, qu'il s'agisse d'une indication erronée ou d'un blocage mécanique provoquant effectivement la non-ouverture ou l'ouverture partielle d'une porte.

S'il n'y a pas eu de problème à l'ouverture des portes, la séquence s'est poursuivie par la vérification de la position du train avant et des boggies. Rien ne permet de suspecter une défaillance du système mécanique d'alignement du train avant lors du décollage et la perpendicularité des trains principaux est bien enregistrée à ce moment sur le FDR.

Ce stade atteint, toutes les conditions sont réunies pour alimenter en hydraulique les vérins de relevage.

Après l'ouverture des portes, les trains fonctionnent de manière indépendante. Si une défaillance hydraulique partielle, liée à la rupture d'une tuyauterie du circuit Vert, était alors intervenue, seul le train situé du côté de la rupture aurait été affecté. Or, aucune mention n'a été faite par l'équipage d'une asymétrie de la signalisation du train et aucune observation d'une rentrée partielle de train n'a été faite.

Par ailleurs, la perte totale du circuit hydraulique Vert aurait entraîné un gong par l'intermédiaire d'un défaut PFCU. Il n'y a pas d'enregistrement d'un tel gong sur le CVR. De plus, cette défaillance aurait amené en même temps le passage en mécanique de la gouverne de direction (voir § 1.16.11). Or ce passage s'est produit près de cinq secondes après l'annonce que le train ne rentrait pas.

En conclusion, compte tenu de l'examen de panne effectué, seule une ouverture partielle d'une porte peut expliquer la non-rentrée des trains. Il s'agit très probablement de la porte du train principal gauche, la seule située dans la partie de l'avion susceptible d'avoir subi des endommagements liés à la destruction du pneumatique et au feu.

1.16.11 Passage de la direction en mode mécanique

L'enregistrement du CVR montre qu'au début du vol, à cause d'une défaillance de la chaîne électrique Bleue, l'équipage a décidé de partir avec les gouvernes de direction sur la chaîne Verte. Ceci est conforme à la tolérance prévue dans la liste minimale d'équipement (MEL). En cours de vol, à 14 h 44 min 01 s, soit une demi-minute environ avant l'impact, la direction a basculé sur la chaîne mécanique. Trois hypothèses peuvent a priori expliquer ce basculement :

Conformément à la logique du système de commandes de vol (cf. § 1.6.7.1), la perte du circuit hydraulique Vert conduit au passage des gouvernes de direction en mode mécanique. La perte d'un circuit hydraulique génèrerait un gong qui n'a pas été identifié lors de l'analyse du CVR, mais un tel gong aurait pu être masqué par le gong de l'alarme feu enregistrée à 14 h 43 min 59,4 s.

Remarque : dans cette hypothèse, le passage du sélecteur hydraulique en secours « Jaune dans le Vert » puis l'utilisation du bouton reset permet de récupérer la chaîne Verte.

La détection éventuelle par les calculateurs d'un défaut d'asservissement sur le circuit électrique Vert d'un des PFCU de direction (fausse alarme ou alarme réelle) conduit au passage des gouvernes en mode mécanique. Comme rien ne permet de rattacher l'apparition d'un tel défaut aux dégradations dues au processus accidentel en cours, cette cause de panne est également peu probable.

L'alimentation de la chaîne électrique Verte des PFCU des élevons « inner », située dans le champ de la flamme, a pu être endommagée. Cette alimentation étant commune aux trois groupes de gouvernes, la chaîne électrique Verte aurait alors été perdue pour l'ensemble des PFCU.

Cependant, lors du passage de la direction en mode mécanique, les PFCU des élevons « inner » et « outer and median » fonctionnaient normalement sur la chaîne électrique Bleue. Seuls donc les PFCU de la direction pouvaient être directement affectés par la perte de la chaîne électrique Verte, ce qui expliquerait que seule la direction soit passée en mode mécanique.

1.16.12 Alarmes

1.16.12.1 Alarme fumée toilettes

Une alarme détection fumée toilettes a été enregistrée à 14 h 43 min 32,6 s. L'air conditionné dans les toilettes provenant de la cabine avant, cette alarme peut s'expliquer par le passage dans le circuit de conditionnement de mélange carburé ingéré par le moteur 2 qui venait de s'arrêter ou par le moteur 1 (voir § 1.6.7.2).

Il est également possible qu'il se soit agi d'une fausse alarme. En effet, bien que ce type d'événement ne fasse pas l'objet d'un suivi particulier, plusieurs personnes rencontrées ont indiqué aux enquêteurs que les fausses alarmes de fumée toilettes n'étaient pas exceptionnelles sur le Concorde.

1.16.12.2 Alarme feu moteur

A trois reprises, une alarme feu moteur a été constatée lors du vol. Trois causes potentielles ont été identifiées :

Remarque : le feu externe peut déclencher cette alarme à travers le capot arrière en titane et peut faire fondre le capot avant en aluminium dans un délai compris entre six et treize secondes.

La première alarme, enregistrée à 14 h 43 min 22,8 s, soit onze secondes après le début du feu extérieur, s'est arrêtée au bout de quatre secondes. Elle peut avoir été causée par le passage de la température des ensembles intermédiaire ou arrière au-dessus de la valeur seuil jusqu'à ce que la modification des écoulements due au décollage de l'avion fasse redescendre provisoirement cette trajectoire sous ce seuil. Une flamme transitoire pourrait également être à l'origine de l'alarme.

La deuxième alarme a été entendue seize secondes après l'arrêt de la première. La percussion d'un extincteur par l'OMN, amenant le refroidissement des ensembles, explique son arrêt durant quatre secondes. Puis, la cause extérieure au moteur persistant, la température des ensembles est repassée au-dessus du seuil de déclenchement et l'alarme s'est réactivée, cette fois jusqu'à la fin du vol.

1.16.13 Etude de la trajectoire

1.16.13.1 Essais au simulateur de vol

Différents scénarios de panne des moteurs gauches ont été simulés au moyen d'un simulateur d'entraînement avec l'aide d'un équipage qualifié sur Concorde. Les conditions retenues étaient celles du jour de l'accident (vent, température, piste, masse). Les pilotes étaient informés des défaillances introduites.

D'après les pilotes qui ont participé à ces essais, les bruits et accélérations subis en poste ne sont pas réalistes et sont très inférieurs à ceux réellement ressentis lors du décollage d'un Concorde.

Après des décollages au cours desquels tous les paramètres étaient nominaux, un décollage a été effectué avec une panne du moteur 2 et une rotation à 183 kt. On a pu constater une nette inflexion de la trajectoire vers la gauche

Lors des deux décollages suivants, une panne des deux moteurs gauches a été simulée par réduction des manettes de poussée, complète sur le moteur 2 et de moitié sur le moteur 1. Les vitesses de rotation retenues ont été respectivement de 183 kt et de 198 kt. A chaque fois, la trajectoire constatée a été proche de celle d'une sortie latérale de piste. Les essais suivants ont montré un meilleur maintien de l'axe, visiblement par un effet d'accoutumance/entraînement.

Remarque : au cours de ces essais, le temps d'accélération mesuré à partir du top décollage jusqu'à V1 (150 kt) a été de trente-trois secondes.

1.16.13.2 La déviation de la trajectoire

A la demande des enquêteurs, EADS a effectué différentes simulations numériques de la trajectoire au sol de l'avion, en évaluant par le calcul les accélérations latérales ressenties dans le poste de pilotage (nyp). Les entrées de la simulation sont issues du dépouillement des enregistreurs de vol, en particulier la position des gouvernes de gauchissement, profondeur et direction et la poussée des moteurs.

D'une manière générale, on constate qu'en introduisant dans le modèle les paramètres de poussée et de braquage des gouvernes enregistrés sur l'avion, on obtient des valeurs d'accélération, de cap et d'assiettes longitudinale et latérale similaires à celles qui ont été enregistrées. Ceci confirme que le modèle est représentatif de l'avion.

La simulation montre que lorsque les moteurs 1 et 2 subissent leur premier pompage, l'avion est soumis à une perte de poussée brutale proche de la panne double, l'accélération longitudinale étant alors divisée par deux (fig. 67). C'est pratiquement au même moment que le pilote commence la rotation.

Remarque : dans les figures de ce paragraphe, les valeurs en abscisse correspondent aux temps générés FDR. Par exemple, pour « 600 », il faut lire « 97600 ».

Figure 67 : Accélération longitudinale de l'avion (nx)

Sous l'effet de la perte de poussée, l'avion subit un fort mouvement de lacet à gauche. Son cap se trouve alors à gauche de sa route, ce qui correspond à un dérapage à droite (fig. 68 et 69). Ce dérapage, d'une valeur de 3°, se traduit par une accélération latérale de plus de 0,2 g.

Figure 68 : Cap et route de l'avion

Figure 69 : Dérapage de l'avion

La dissymétrie de poussée a été contrée à la direction : environ 20° de gouverne à droite. Cette valeur est suffisante pour contrer le couple de lacet des moteurs et le cap revient vers la droite à partir du cycle 97605. Toutefois, il ressort des paramètres enregistrés que le palonnier est relâché à partir de 97606,2 : la gouverne de direction repart vers 13° et cette valeur reste approximativement constante durant tout le décollage (fig. 70). Or, une seconde avant ce relâchement, le calcul montre que l'accélération latérale ressentie en poste a perdu plus de la moitié de la valeur qu'elle avait atteinte pendant l'embardée initiale, alors que l'accélération latérale au centre de gravité - qui signe l'embarquement effectif de trajectoire - est maximale. Ce décalage entre les accélérations latérales ressenties en poste et celles agissant sur la trajectoire de l'avion au centre de gravité peut permettre d'expliquer l'action du pilote sur la gouverne de direction.

Figure 70 : Position de la gouverne de direction

Figure 71 : Accélérations latérales

Dans les secondes qui suivent, l'assiette longitudinale continuant à augmenter, le champ visuel utile du pilote se réduit et l'appréciation de la trajectoire devient difficile. Le cap est revenu sensiblement vers la valeur de l'axe de piste, l'écart à cet axe n'augmente plus que légèrement.

La simulation fait apparaître au moment du décollage, c'est-à-dire vers le cycle 97612,4, un écart de vingt-deux mètres entre l'avion et l'axe de la piste. Les traces sur la piste montrent qu'à ce moment l'écart réel était de 22,5 mètres.

1.16.13.3 Effet de la rotation anticipée

Pour étudier l'effet de la rotation anticipée sur la montée initiale de l'avion, une modélisation de la trajectoire dans le plan vertical a été faite en se basant sur les hypothèses suivantes :

Remarque : l'assiette de 13° est celle prévue pour faire face à la panne d'un moteur au décollage.

Dans ces conditions, au cycle 97660, soit avant la perte finale de poussée du moteur 1, le gain d'altitude aurait été de 470 pieds et la vitesse de 200 kt.

Ces valeurs n'auraient pas permis de faire face à la perte d'un deuxième moteur.

1.16.13.4 Conséquences d'une interruption du décollage

Deux modélisations d'un éventuel arrêt-décollage ont été effectuées, l'une à partir de la vitesse qu'avait l'avion quand la rotation a été débutée (c'est-à-dire de fait le premier instant où l'équipage a pu être alerté par des sensations inhabituelles), soit 183 kt, l'autre à partir de 196 kt, lorsque l'OMN a annoncé ce qui peut être compris comme « stop ».

Les simulations ont été conduites avec les hypothèses suivantes :

Avec ce jeu d'hypothèses, il apparaît que la vitesse résiduelle de l'avion en bout de piste aurait été de 74 kt pour une interruption du décollage à 183 kt et de 115 kt pour une interruption du décollage à 196 kt.

Ces chiffres montrent qu'une interruption du décollage aurait conduit à une sortie de piste à une vitesse telle que, compte tenu du feu, les conséquences en auraient été catastrophiques pour l'avion et ses occupants.

 

1.17 Renseignements sur les organismes et la gestion

1.17.1 Exploitation du Concorde à Air France

1.17.1.1 PNT

A l'époque de l'accident, la division Concorde compte environ trente personnes et dispose de six avions. En comparaison, la division A320 compte plus de mille PNT dont environ cent vingt-cinq instructeurs pour plus de cent avions.

L'encadrement se présente de la façon suivante :

Bien que ne figurant pas sur l'organigramme, un OPL participe également aux tâches d'instruction. Les autres membres de la division sont des commandants de bord, des OPL et des OMN.

A la différence des autres divisions, le chef de division effectue tous les lâchers en ligne des commandants de bord. Les PNT bénéficient d'un statut particulier pour leur régime d'activité.

La division se caractérise par un âge moyen plus élevé que pour les autres divisions. La qualification Concorde se fait en effet au volontariat et à l'ancienneté et les navigants qui y accèdent sont généralement particulièrement expérimentés.

Selon les personnes rencontrées au cours de l'enquête, la petite taille de la division a un effet plutôt favorable sur les relations au sein des équipages et avec la hiérarchie. Tous les navigants ont l'habitude de voler ensemble et se connaissent particulièrement bien.

1.17.1.2 PNC

Contrairement aux PNT, les PNC affectés à l'exploitation des Concorde volent également sur d'autres avions longs-courriers. Cependant, la durée normale et maximale du travail, la limitation dans le cadre du courrier, les temps d'arrêt et les repos post-courriers font l'objet de dispositions spécifiques hors convention collective.

1.17.1.3 Maintenance

L'entretien du Concorde relève d'un département commun A310/Concorde rattaché à la Direction des Opérations Longs-Courriers de la Direction de la Maintenance Air France.

Le département A310/Concorde est organisé en unités de pilotage spécifiques Concorde (Grande Visite, Technique) et Airbus (Technique) et en unités de pilotage communes (Production, Logistique). Le contrôle de gestion, la gestion des ressources humaines, les facteurs humains et un secrétariat sont placés sous l'autorité directe du chef de département.

Les visites et les opérations d'entretien jusqu'à la visite C sont réalisées par l'unité de pilotage Production A310/Concorde.

1.17.1.4 Manuel d'exploitation et manuel de vol

Le manuel d'exploitation d'Air France comporte quatre parties :

1.17.1.4.1 Procédures extraites du GEN.OPS

Le paragraphe 2, Interruption du décollage, EXP 08.03.00 page 1, précise que : « [...] Air France a établi des consignes d'utilisation à appliquer en cas d'arrêt-décollage, en particulier en adoptant pour chaque avion une notion de haute et basse vitesses précisée dans chaque manuel TU.

Dans la plage haute vitesse, la décision d'interrompre le décollage avant V1 ne doit être prise qu'en cas de perte significative de poussée ou de feu sur un moteur, ou de certitude que l'avion ne pourra pas voler (perte d'un élément essentiel de structure par exemple...). dans tous les autre cas, la poursuite du décollage est préférable. [...] ».

Le paragraphe 3, Panne au décollage, EXP 08.03.00 page 1, indique que : « En cas de panne au décollage, aucune action ne sera entreprise avant 400 pieds AAL, en dehors de la conduite de la trajectoire et de la rentrée du train ».

Le paragraphe 2.3, Répartition des tâches au décollage, EXP 08.03.00 page 9, précise qu'en cas de décision d'interrompre le décollage : « le CdB a la main sur les manettes et annonce STOP ».

Le paragraphe 2.4, Répartition des tâches en vol, EXP 08.03.00 page 10, précise que l'annonce d'une panne peut être annoncée par « TOUS (les membres d'équipage) », que la trajectoire est suivie par « le PF » et que le traitement de la panne est déclenché par le « CdB ».

Briefing décollage

Le paragraphe 3, Briefing avant décollage, EXP 08.03.00 page 11, précise que : « il est fait un rappel par le PF des paramètres de décollage, de la trajectoire de décollage et des moyens de la contrôler, de la trajectoire à suivre en cas de panne, des altitudes de sécurité, des particularités du décollage » et par le CdB « des conditions d'exécution de l'interruption du décollage ».

1.17.1.4.2 Procédures extraites du manuel TU Concorde

Le paragraphe 10, Limitation Vent, page II-01.10.4, précise que la limitation de vent arrière pour un décollage est de 20 kt.

Alarme Wheel (en vol)

La page II-02.10.42 précise que les premières actions à effectuer sont :

« Position train...............................................................OBSERVEE TRAIN SORTI

Laisser le train sorti à moins que la sécurité ne l'exige.

[...] »

La page II-04.20.1 précise que les premières actions à effectuer sont :

« TRAIN, au décollage.......................................................................RENTRE C/P

AUDIO CANCEL..................................................................................PRESSE Ts

Manette de poussée.............................................................................RALENTI C

Poignée coupe-feu...................................................................................TIREE M

Quand voyant vert FIRE, FLAPS allumé ou après 7 secondes,

Bouton 1 SHOT................................................................................PERCUTE M

 [...]»

La page II-04.20.3 précise que les premières actions à effectuer sont :

« TRAIN, au décollage.......................................................................RENTRE C/P

Manette de poussée............................................................................RALENTI C

Poignée coupe-feu.................................................................................TIREE M

[...] »

L'item Briefing avant décollage de la check list « Roulage » indique à la page II-06.31.5 :

« Pendant le briefing décollage, le CdB rappelle les conditions particulières du décollage. Nombre de réchauffes nécessaire, N2 mini et N2 de panne.

1) Avant 100 kt, interruption du décollage pour :

2) Entre 100 kt et V1, on ignore le Gong, interruption du décollage pour :

L'interruption du décollage est exécutée par le PF avant le changement de main et par le CdB après le changement de main.

      Note 2

L'OMN annonce « PANNE MOTEUR X » en cas de :

[...] »

1.17.1.4.3 Procédures du manuel de vol Concorde

Les procédures du manuel de vol Concorde relatives à l'arrêt d'un réacteur sont les mêmes que celles qui figurent dans le manuel d'exploitation (TU) d'Air France. En revanche, contrairement au GEN.OPS d'Air France qui au décollage demande d'attendre quatre cents pieds, le manuel de vol demande une réaction immédiate en cas d'alarme rouge. En effet, il est précisé dans la partie procédures d'urgence :

« Une urgence est une situation prévisible mais inusuelle dans laquelle une action rapide et précise de l'équipage réduira considérablement la probabilité ou la gravité d'un accident. »

« Un voyant rouge et un coup de gong attirent l'attention de l'équipage pour les situations d'urgence et occasionnelles nécessitant une action immédiate. »

Remarque : on a vu au § 1.6.4.4 que le feu correspond bien à une alarme rouge.

1.17.1.4.4 Procédures de transfert carburant

Les procédures à suivre pour le transfert de carburant sont extraites du manuel d'utilisation Concorde.

Lors de la préparation du vol et du poste de pilotage, les pompes des réservoirs principaux 5, 6, 7 et 8 sont placées sur OFF. Il n'y a donc pas d'alimentation possible des nourrices à partir des réservoirs principaux.

Les sélecteurs STAND BY INLET VALVES des nourrices 1 à 4 sont vérifiés sur OFF lors de la vérification du poste OMN. Ces sélecteurs permettent de commander le passage du carburant depuis les tuyauteries principales de transfert d'équilibrage vers les nourrices correspondantes.

Après démarrage des quatre réacteurs, les douze pompes des quatre nourrices sont positionnées sur ON, ce qui permet d'alimenter chaque moteur à partir de sa nourrice.

Avant décollage, la procédure de transfert avant permet en cas de plein complet de ramener le centrage vers 54 %. Pour cela, les STAND BY INLET VALVES des nourrices 1 à 4 sont positionnées sur OPEN et les sélecteurs des pompes électriques du réservoir 11 sont sur « ON ». Cela permet de compléter le volume de carburant consommé dans les nourrices pendant le démarrage et le roulage avec le carburant contenu dans le réservoir 11. Un centrage au décollage de 54 % n'est autorisé que si tous les réservoirs avant sont pleins (R1 à 10 et 5A, 7A). Cela limite le ballast carburant au seul réservoir 11. Le seul transfert possible pour ajuster le centrage à 54% est donc un transfert de ce réservoir vers les nourrices.

Après la fin du transfert et avant décollage, les STAND BY INLET VALVES des nourrices 1 à 4 sont fermées et les sélecteurs des pompes 5 et 7 sont sur ON. Les sélecteurs des pompes 6 droite et 8 droite sont sur « ON ». Dès ce moment, les nourrices 1 et 2 sont alimentées à partir du réservoir 5. De même, les nourrices 3 et 4 sont alimentées à partir du réservoir 7. Le transfert d'équilibrage n'est pas pratiqué pendant la phase de décollage.

1.17.2 Suivi de navigabilité

1.17.2.1 Généralités

Le Concorde a été le premier aéronef civil à être développé en coopération internationale et, assez exceptionnellement, un processus parallèle de certification primaire a été conduit dans les deux pays partenaires. Concorde possède ainsi deux certificats de type, ce qui fait que, d'un strict point de vue réglementaire, les avions sous pavillon français et ceux sous pavillon britannique correspondent à deux modèles différents. Cependant, dans la pratique, le suivi de navigabilité est mené conjointement par la DGAC et la CAA. Ces deux autorités ont chacune désigné un Project Certification Manager (PCM) qui s'appuie sur une équipe de spécialistes. Il faut noter qu'en France, le renouvellement des PCM a été fréquent : on constate cinq changements sur les dix dernières années.

Le suivi de navigabilité s'organise autour d'une réunion annuelle appelée Airworthiness Review Meeting (ARM) avec les représentants des deux constructeurs EADS et British Aerospace. En complément des ARM, d'autres réunions régulières sont également organisées, par exemple pour traiter des problèmes rencontrés en service et qui affectent la navigabilité.

Le retour d'expérience est assuré par les exploitants qui transmettent les incidents recensés aux constructeurs. Ces derniers présentent un rapport mensuel aux deux autorités.

Remarque : les événements significatifs, accidents ou incidents graves, font également l'objet d'une notification directe aux autorités d'enquête.

Il faut noter que, malgré vingt-cinq ans d'exploitation commerciale, le nombre total de cycles ou d'heures de vol réalisé par Concorde est nettement inférieur à celui des autres avions civils de transport pouvant effectuer des étapes comparables. Quelques chiffres correspondant à l'époque de l'accident figurent à titre indicatif dans le tableau suivant :

Type d'avion

Heures de vol

Cycles

A300

5 645 000

3 468 000

A300-600

4 673 000

2 398 000

A310

7 258 000

2 755 000

A330

1 193 000

417 000

A340

2 757 000

439 000

Concorde

235 000

84 000

La navigabilité des moteurs Olympus fait l'objet d'un suivi spécifique qui associe également la DGAC et la CAA. Des réunions semestrielles, au cours desquelles sont analysés les cas d'arrêt en vol et d'arrêt-décollage, ont lieu avec les deux constructeurs des moteurs, Rolls-Royce et SNECMA. En 1998, une revue complète de la sécurité des moteurs a été conduite dans le cadre de la poursuite à long terme de l'exploitation du supersonique. D'autres réunions sont tenues de façon régulière entre les constructeurs et les autorités.

1.17.2.2 Points relatifs aux pneumatiques et aux endommagements de structure

Les actions relatives à la résistance des pneumatiques et à la protection de l'avion en cas d'éclatement de pneumatique qui ont été entreprises dans le cadre du suivi de navigabilité ont été traitées au paragraphe 1.16.4.2.

Après l'événement de Washington en 1979, un renforcement de l'intrados avait été envisagé dans un premier temps puis, au vu des résultats des études et des essais, il avait été considéré qu'il n'était pas nécessaire de revoir la structure (cf. 1.16.4.2.1). Ce point n'a pas été rouvert par la suite, les incidents ne faisant pas apparaître de faiblesse particulière de la structure de l'avion. Seuls les équipements directement à l'origine des perforations ont fait l'objet de modifications.

Les éléments ci-après donnent une présentation statistique de l'évolution des événements liés aux pneumatiques. Lors de la certification, il avait été considéré que le double éclatement de pneumatique sur Concorde pouvait être considéré comme extrêmement rare (inférieur à une occurrence pour 107 heures de vol). Au vu de l'expérience en service, l'étude réalisée par Aérospatiale après l'événement du 14 juin 1979 caractérisait cette occurrence comme rare (probabilité entre 10-5 et 10-7 par heure de vol). Aucune occurrence de ce type n'a été rapportée depuis 1979.

A la date du 25 juillet 2000, il apparaît que le taux de dégonflage/destruction de pneumatiques sur Concorde était en moyenne d'une occurrence pour 1 500 cycles (ou 4 000 h de vol). Ce taux a diminué au cours du temps et la proportion n'était plus que d'une occurrence pour 3 000 cycles (ou 8 000 heures de vol) entre 1995 et 2000. A titre de comparaison, sur avion long-courrier, du type de l'Airbus A340, ce taux est de l'ordre d'une occurrence pour 100 000 cycles([17])

Si l'on considère seulement les événements qui sont survenus au décollage, puisque représentatifs de l'accident, on constate que l'endommagement des pneumatiques a été causé dans 50 % des cas par un objet extérieur.

On peut également calculer le taux d'événements au décollage par nombre de cycles. On distingue trois périodes :

Cycles

Événements au décollage

Taux

1976-1981

24 052

13

5,4 10-4

1982-1994

42 628

8

1,9 10-4

1995-2000

17 261

1

0,6 10-4

Total

83 941

22

2,6 10-4

Ramenée au nombre de cycles, l'évolution du nombre d'événements dans le temps est représentée ci-après :

Figure 72 : Nombre d'événements pour mille cycles

Remarque : compte tenu de la faible quantité d'événements pris en compte dans cette approche statistique, les évolutions constatées sur le graphique ne peuvent donner qu'une idée qualitative globale. Cependant la baisse significative d'événements dans ces domaines atteste d'une certaine efficacité des mesures prises.

1.17.2.3 Autres domaines intéressant le suivi de navigabilité

Plusieurs points apparaissent de manière régulière dans les comptes-rendus des ARM des dix dernières années. Il s'agit notamment de la fiabilité des installations motrices pour lesquels les données brutes font état d'un taux d'arrêts en vol très supérieur aux autres types d'avions civils, du système hydraulique et des systèmes d'évacuation.

Ainsi, la constatation, du faible niveau de fiabilité des toboggans figure dans tous les comptes-rendus des ARM de 1994 à 1999. Ce point a été repris en juin 2001 lors d'une réunion des autorités de navigabilité.

1.18 Renseignements supplémentaires

1.18.1 Certification des trains et des pneumatiques

1.18.1.1 Généralités

Le Concorde a été certifié suivant un règlement spécifique appelé TSS Standards. Dans ce règlement, les éléments relatifs aux trains figurent au chapitre 5-6 et ceux relatifs aux pneumatiques au paragraphe 5-3.2. Le § 5-6.9 précise les exigences en cas d'éclatement de pneu ou d'endommagement des trains.

1.18.1.1.1 Exigences sur les pneumatiques

Les pneumatiques doivent être conformes à certaines caractéristiques physiques et chimiques. En outre, l'ensemble pneu-roue-frein doit être soumis à des essais en statique ainsi qu'à des essais d'endurance et d'éclatement. Dans le cas de l'éclatement, le pneu, gonflé avec de l'eau, ne doit pas éclater avant une pression égale à quatre fois la pression nominale.

Il n'y a pas d'indication sur le mode d'éclatement du pneumatique. En particulier, on n'étudie pas la manière dont il se désintègre, la taille ou la masse des débris.

Il n'y a pas d'essai dynamique de destruction du pneumatique.

Remarque : ces exigences ne sont pas propres au Concorde. Pour répondre aux exigences de la certification, les constructeurs de pneumatiques s'appuient d'ordinaire sur les dispositions du TSO C.62d. Dans le cas du Concorde, ces dispositions avaient été adaptées dans un document appelé Qualification Test Program (QTP). Elles différaient essentiellement du TSO au niveau de la caractérisation du pneu sur machine, avec des tests plus sévères, notamment de résistance à la charge (pneu gonflé et dégonflé).

1.18.1.1.2 Exigences sur les trains

Conformément au § 5-6.9 du TSS, les pièces et équipements placés dans la région du train d'atterrissage doivent être protégés pour ne pas mettre en danger l'exploitation de l'avion dans les cas suivants : éclatement de pneumatique avec le train d'atterrissage sorti, rentré ou en position intermédiaire, battage par une bande de pneumatique dans une position où la roue est en mesure de tourner, surchauffe d'une roue due à un freinage excessif.

1.18.1.2 Justifications apportées lors de la certification

A l'époque de la certification, l'avion était équipé de pneus Kléber ou Dunlop. Ces pneus étaient conformes au QTP et avaient passé les tests en matière de charge, de montage sur avion, d'étanchéité, ainsi que tous les essais statiques et d'endurance.

La conformité au § 5-6.9 du TSS (résistance à un éclatement de pneu) a été vérifiée par les autorités de certification le 5 octobre 1973 sur l'avion 1. Elle a fait l'objet du compte rendu 410.198.73 dans lequel aucune remarque n'est formulée.

Après l'événement de Washington, les contraintes de certification ont imposé un renforcement des dispositions du QTP, afin d'augmenter la résistance des pneumatiques pour qu'ils puissent supporter deux fois la charge normale (contre 1,5 pour les autres avions).

Remarque : les pneumatiques Goodyear qui équipaient le F-BTSC étaient conformes aux nouvelles dispositions du QTP.

1.18.2 Absence de l'entretoise du train principal gauche

L'examen des trains d'atterrissage (cf. § 1.12.4.4) a fait apparaître l'absence de l'entretoise centrale du train principal gauche, cette entretoise n'ayant pas été remontée lors de la « check A01 » effectuée du 17 au 21 juillet 2000. Il convenait donc d'étudier les conditions de cet oubli et son éventuelle contribution à l'accident du 25 juillet.

Pour ce second point,

Figure 73 : Coupe de la liaison fût-boggie des trains d'atterrissage

1.18.2.1 Opérations d'entretien

Lors de la « check A01 », le remplacement du boggie du train principal gauche a été effectué les 17 et 18 juillet 2000 par le personnel de l'unité de pilotage Production A310/Concorde d'Air France.

Il faut souligner que c'était la première fois que l'on procédait à un changement de boggie sur Concorde à Air France.

1.18.2.1.1 Documentation

L'Aircraft Maintenance Manual du Concorde (chapitre 32-11-28) utilisé par le personnel d'entretien précise les conditions de dépose et de repose d'un boggie. Il est demandé dans ce document de procéder simultanément à la dépose de l'axe principal, des deux bagues de cisaillement et de l'entretoise, à l'aide d'un extracteur spécial.

Cet extracteur est référencé P/N 253300/78 dans l'AMM Concorde et dans le Concorde Illustrated Tool and Equipment Manual (chapitre 32-11-00). Il est connu en référence outillage Air France sous le code C32-048.

Pour la repose de l'axe principal, il est demandé d'y installer les deux bagues de cisaillement et l'entretoise récupérées sur le boggie déposé puis d'installer cet ensemble à travers le boggie et l'amortisseur à l'aide d'un guide.

Remarque : il semble que Concorde soit le seul avion dont les boggies soient conçus avec des bagues de cisaillement et une entretoise.

1.18.2.1.2 Travaux effectués

Le remplacement du boggie a été effectué au cours de deux vacations. Une première équipe (vacation A) a procédé au déshabillage du boggie le 17 juillet de 6 h 00 à 18 h 00. Une seconde (vacation B) a procédé à la dépose et à la repose du boggie du 17 juillet à 18 h 00 au 18 juillet à 6 h 00. Le personnel qui est intervenu possédait les qualifications et habilitations nécessaires.

Remarque : chaque équipe a travaillé sur une amplitude de douze heures. Ce choix, fait avec l'accord des intervenants, visait à éviter les passages de consignes multiples. Il est conforme au règlement du personnel au sol.

Lors de la dépose du boggie, l'outillage d'extraction n'a pas été utilisé. Seules les bagues ont été extraites après enlèvement de l'axe. L'entretoise est restée sur le boggie. Parce qu'il utilisait la référence de son document de travail, l'AMM, le personnel n'a pas trouvé l'extracteur en magasin. La vérification effectuée après la découverte de l'absence de l'entretoise le 23 octobre 2000 a confirmé l'existence de deux extracteurs.

Lors du remontage, les bagues de cisaillement ont été positionnées directement dans leur réceptacle sur le fût, avant la repose de l'axe. Ceci n'a pas permis de détecter l'absence d'entretoise sur le nouveau boggie.

Figure 74 : Atterrisseur, éléments de l'articulation du balancier

Les contrôles et essais effectués avant la remise en service n'ont fait apparaître aucune anomalie. Ils consistent entre autres à effectuer des manoeuvres de rentrée et de sortie du train sur vérin. Il convient cependant de noter que, le train n'étant pas alors en contact avec le sol, un éventuel défaut d'alignement n'est pas perceptible.

1.18.2.2 Examen du boggie

Lors du démontage en atelier du boggie accidenté, il n'a pas été trouvé de débris d'entretoise ou de traces de matière fondue. Comme cette pièce en forme de tube ne pouvait pas s'échapper totalement de l'axe, ces constatations confirment qu'elle n'était pas présente sur l'avion avant l'accident. Il a également été constaté que la bague de cisaillement côté intérieur était sortie de son logement.

L'état des différentes pièces (bagues de cisaillement, paliers en bronze, joints) montre que la bague de cisaillement côté intérieur a progressivement quitté sa place au cours des derniers vols. Les traces indiquent en effet que le mécanisme a fonctionné alors que la bague de cisaillement n'était plus en place sur les paliers en bronze de l'amortisseur et du boggie.

La chronologie précise de ce déplacement est cependant difficile à établir car la bague n'étant pas neuve, elle présentait vraisemblablement des traces liées à son utilisation antérieure. Les seules traces observées sur les éléments mécaniques correspondent à des débattements dans le plan vertical ou à des oscillations normales du boggie.

Figure 75 : Atterrisseur gauche, bague de cisaillement interne

1.18.2.3 Conséquences possibles sur l'atterrisseur de l'absence de l'entretoise

1.18.2.3.1 Aspect mécanique

En cas de glissement complet de la bague de cisaillement, l'extrémité de l'axe de l'articulation peut se déplacer dans le palier intérieur de la tige coulissante dans la limite du jeu créé par l'absence de la bague, soit 7,25 mm au rayon.

Le balancier peut se déplacer de la même valeur par rapport à l'axe de l'articulation, en faisant abstraction du guidage résiduel apporté par la bague de cisaillement extérieure.

Le déplacement maximum de l'axe géométrique du balancier résulte du cumul de ces deux mouvements, ce qui correspond à 14,5 mm au rayon soit un cône d'angle au sommet de 5°, la pointe du cône étant située au centre du palier extérieur.

Figure 76 : Effet de l'absence de la bague sur la géométrie de l'articulation

1.18.2.3.2 Câblages et tuyauteries

Les éventuelles conséquences d'un déplacement de l'axe côté épaulement dans le palier de la tige coulissante ont été étudiées. Ce déplacement se répercute sous forme d'un mouvement relatif entre les points de fixation des câbles et tuyauteries sur la tige coulissante d'une part, sur le boggie d'autre part.

Le câblage électrique présente suffisamment de longueur pour absorber un déplacement de 20 mm, ce qui le protège dans la configuration étudiée.

Les tuyauteries raccordées au joint tournant ne sont pas prévues pour absorber un tel déplacement, mais il est concevable, compte tenu de leur forme, que leur déformation ne génère pas obligatoirement une rupture. Quoi qu'il en soit, une telle rupture ne pourrait provoquer qu'une perte de freinage.

1.18.2.3.3 Déplacement du boggie

Un déplacement vertical serait vu par les équipements comme un déplacement normal (oscillation du boggie) et n'aurait donc aucun effet.

Un déplacement dans le plan horizontal serait par contre anormal mais il nécessiterait une prédominance des efforts horizontaux sur les efforts verticaux, ce qui n'est pas le cas dans la phase de décollage.

Lorsque les quatre pneumatiques sont correctement gonflés, la charge verticale transmise par le balancier peut amener l'axe en butée haute sur le palier en bronze de la fourche de la tige coulissante (amortisseur) à cause du déplacement de la bague de cisaillement. Ceci créerait un angle de carrossage maximum de 2,5°. La charge appliquée sur les deux pneumatiques extérieurs (N° 1 et 5) serait alors augmentée d'environ 20 %, la charge appliquée sur les deux pneumatiques intérieurs (N° 2 et 6) étant diminuée d'autant.

Après éclatement du pneumatique n° 2, la charge qu'il supportait s'est reportée sur le pneumatique extérieur correspondant (n° 1). En conséquence, il y a eu un nouvel équilibre de l'ensemble balancier autour de son axe sur la bague de cisaillement extérieure, l'angle de carrossage redevenant alors pratiquement nul.

Il faut également considérer l'effet d'un éventuel ripé. Le déplacement total de la bague de cisaillement peut produire en effet des efforts latéraux en raison de l'apparition d'un angle de ripé. Les études montrent que pour des angles de ripé inférieurs à 5°, le moment d'auto alignement qui apparaît tend à ramener la roue dans l'axe de roulage.

Figure 77 : Comportement type d'un pneumatique en ripé

Figure 78 : Efforts en situation de ripé

En résumé, le bilan des forces au centre du boggie se solderait par un moment d'auto alignement et deux efforts dont la résultante serait une traînée accrue, c'est-à-dire une tendance à faire partir l'avion à gauche. L'ordre de grandeur de cette traînée parasite serait au plus de l'ordre de 1 000 daN, très faible par rapport à la poussée des moteurs. L'influence d'un éventuel ripé sur la trajectoire serait donc faible, voire négligeable.

Le fabricant du train d'atterrissage du Concorde a indiqué qu'aucun cas de shimmy de train avec boggie ne lui avait été rapporté. L'examen des pièces n'a pas mis en évidence un tel phénomène. De plus, les traces du pneumatique n° 2 ne font pas apparaître de phénomène de vibration ou d'instabilité.

1.18.2.4 Examen des autres roues du boggie gauche

L'examen en atelier des pneumatiques 5 et 6 n'a pas mis en évidence de dégradation avant l'écrasement de l'avion. De plus l'examen des roues, roulements et freins des roues 1, 2, 5 et 6 a montré un état normal de ces éléments.

1.18.2.5 Etude du début du vol

En théorie, l'absence de l'entretoise aurait pu être à l'origine d'une trajectoire dissymétrique, d'un échauffement des roues et d'une accélération inférieure à la normale. L'étude des traces sur la piste ainsi que les calculs de trajectoire et d'accélération effectués à partir des données des enregistreurs de vol montrent que cela n'a pas été le cas :

Par ailleurs, on aurait pu craindre une modification de la perpendicularité du boggie empêchant la rentrée des trains. On a vu au § 1.16.10 qu'il n'en a rien été.

En conclusion, rien dans l'ensemble des recherches qui ont été conduites n'a fait apparaître la moindre contribution de l'absence de l'entretoise à l'accident du 25 juillet 2000.

1.18.3 Prévention des risques liés aux débris sur l'aire de mouvement

1.18.3.1 Etat de la réglementation en France

Après l'accident du Concorde, un état des consignes relatives aux inspections de piste sur les aérodromes français a été effectué par la DGAC. Il en ressort qu'en l'absence de réglementation nationale, les normes et recommandations de l'OACI sont globalement suivies. Selon l'aérodrome, les inspections de l'aire de manoeuvre sont réalisées par divers organismes : bureau de piste, SSIS, BRIA, concessionnaire. Cela dépend en grande partie de la convention de concession en vigueur.

La DGAC prépare actuellement un projet d'arrêté et un manuel d'application relatifs aux inspections de piste, reprenant et complétant les dispositions de l'OACI. Un manuel sur la prévention de la présence de débris sur l'aire de mouvement est également en cours d'élaboration.

1.18.3.2 Prévention des risques liés aux débris à Paris Charles de Gaulle

1.18.3.2.1 L'aire de manoeuvre

La sécurité sur l'aire de manoeuvre (pistes et voies de circulation) est du ressort de la direction des opérations aériennes d'ADP. Outre les vérifications en cas de découverte de débris, les consignes internes prévoient trois inspections quotidiennes. Avant l'accident du 25 juillet 2000, la moyenne effective était de deux inspections, elle est de trois depuis. Le balayage est assuré par des agents de la direction de l'équipement d'ADP, dans le cadre d'un protocole avec la direction des opérations aériennes.

Les découvertes de débris sur l'aire de manoeuvre sont reportées sur le cahier de marche du chef de quart du bureau de piste. La détermination de la provenance des débris ne fait pas l'objet d'une enquête interne systématique. En fonction de la nature et de l'importance de l'objet, le BEA est prévenu et le pilote ou l'exploitant du vol susceptible d'avoir perdu un élément est alerté.

Les tableaux d'indicateurs qui servent de base au suivi de la sécurité sur la plate-forme ne contiennent pas de données relatives aux débris. Depuis mai 2001, la présence de débris sur l'aire de mouvement fait l'objet d'une analyse statistique.

Un groupe de travail « prévention et sécurité / retour d'expérience » a été mis en place en 1999. Il s'intéresse surtout aux aspects navigation aérienne mais devrait permettre d'identifier et d'analyser des précurseurs d'accidents.

Remarque : un groupe de travail similaire a été créé à Nice en 2001.

1.18.3.2.2 L'aire de trafic

La lutte contre les débris sur l'aire de trafic (voies de desserte et aires de stationnement) s'inscrit dans la politique de sécurité sur l'aire de trafic, qui est du ressort de la direction de l'exploitation d'ADP. Cette politique a deux volets : un volet réglementaire et un volet partenarial.

Le règlement d'exploitation de l'aire de mouvement (c'est-à-dire l'ensemble des aires de trafic et de manoeuvre) exige le « maintien en bon état de l'aire de mouvement ». Il s'applique à tous les usagers de la plate-forme et toute infraction à ce règlement est passible d'une contravention. L'application du règlement est contrôlée par les agents de l'Etat (DGAC et Gendarmerie des Transports Aériens) avec le concours d'agents d'ADP assermentés, les « contrôleurs de sécurité sur les aires ».

Parallèlement, le volet partenarial de la politique de sécurité sur l'aire de trafic s'articule autour de deux organes :

et comporte des actions de sensibilisation et de formation, essentiellement :

Le nettoyage de l'aire de trafic est également assuré par la direction de l'équipement. Le ramassage des débris est sous-traité à une entreprise. Les deux opérations sont effectuées de manière préventive et curative. De plus, un marché de « nettoyage des déchets légers » prévoit l'intervention du prestataire sur les accotements et espaces verts mitoyens de l'aire de trafic.

Il n'y a pas de suivi quantitatif ou qualitatif systématique de la présence des débris sur l'aire de trafic.

2 - Analyse

2.1 Scénario de l'accident

N.B. : la trajectoire détaillée de l'avion depuis la mise en puissance des moteurs jusqu'au temps 97623 figure en annexe 12. Toutes les distances au sol sont données à partir du seuil de piste. Le fonctionnement des moteurs est détaillé au paragraphe 1.16.9.

 

2.1.1 La préparation du vol

Pour le préparateur, un certain nombre de problèmes se posaient pour la réalisation du vol. Selon ses calculs, compte tenu de l'indisponibilité d'un inverseur de poussée et en fonction des éléments dont il disposait, pas tous exacts d'ailleurs puisque les données du logiciel AOGE n'avaient pas été actualisées, les passagers et leurs bagages ne pouvaient pas tous être embarqués. Lorsqu'il a été informé de la situation, l'équipage a pris les choses en main avec la volonté de réaliser le vol. En effet, après avoir demandé la réparation de l'inverseur de poussée défaillant et avant d'avoir eu le temps d'effectuer la préparation qu'il avait décidé de reprendre à son compte, il a demandé au préparateur de déposer un plan de vol direct. Il faut toutefois noter que l'étape Paris - New York est effectuée plusieurs fois par mois par les navigants de la division de vol Concorde et qu'en conséquence ceux-ci ont une très grande expérience de ses caractéristiques.

L'enquête a établi que le vol était effectivement réalisable sans escale avec la totalité des passagers, après réparation de l'inverseur de poussée, et que la masse au roulage était dans la limite structurale.

Cependant, les enquêteurs n'ont pu le vérifier qu'en reprenant les calculs avec le préparateur car la préparation effectuée par l'équipage n'avait pas été archivée, ce qui n'est pas conforme, il faut le rappeler, aux exigences réglementaires. Il en est de même pour la feuille de chargement comprenant le devis carburant et le visa du commandant de bord. Il faut toutefois observer que l'éloignement entre le service de préparation centralisée des vols et les box de préparation des vols où travaillent les équipages n'est pas favorable à une bonne synergie.

2.1.2 Le vol jusqu'à la mise en poussée des moteurs

Lorsque débute l'enregistrement CVR à 14 h 12 min 23 s, la check list « vérification poste équipage » est en cours. Elle est interrompue afin de passer les centrales inertielles en mode NAV. A la fin de la check list, les paramètres suivants sont annoncés : 95 tonnes de carburant embarqué et une V2 de 220 kt. On constate que les annonces faites en cabine ne sont plus entendues à partir de là. Comme c'est, semble-t-il, l'usage, l'OMN a vraisemblablement coupé l'écoute du Public Address dont les annonces perturbent le traitement des check lists.

A 14 h 14 min 04 s, la check list « avant mise en route » débute. L'équipage énonce les données issues de la préparation du vol. Alors que se termine la check list, il est informé que le remplacement du moteur pneumatique de l'inverseur de poussée est terminé. Il est alors 14 h 16 min 11 s.

A 14 h 20 min 06 s, le chef avion rentre dans le poste de pilotage et remet l'état de charge définitif, qui est accepté par le commandant de bord. Le chef avion informe ce dernier du problème résolu de l'identification de certains bagages (§ 1.16.2). En outre, il indique qu'il a prévu un forfait carburant de deux tonnes pour le roulage. Ces deux tonnes figurent dans l'état de charge qui, de plus, indique qu'il y a 2,2 tonnes de bagages. Après le départ du chef avion, l'équipage actualise la masse au décollage à 185,1 tonnes et annonce un centrage de décollage de 54 %, ce qui est conforme au centrage recommandé dans le manuel de vol pour un décollage dans les conditions du jour. Il fait une remarque sur la quantité « juste » de carburant et corrige le centrage sans carburant (ZFCG) à 52,3 %. Il s'avère, avec les éléments dont disposent les enquêteurs, que la quantité de carburant annoncée de 95 tonnes était réglementaire et suffisante pour effectuer le vol.

A 14 h 25 min 54 s débute la procédure « mise en route réacteurs ». Les réacteurs 3 puis 2 sont démarrés. La procédure de tractage de l'avion commence et l'équipage procède à la mise en route des réacteurs 4 et 1.

A 14 h 34 min 38 s, le contrôle donne l'autorisation de roulage pour la piste 26 droite via la voie de circulation Roméo. La check list « après mise en route » terminée, l'équipage débute le roulage et aborde la check list « roulage ». Il est 14 h 37 min 10 s, le commandant de bord est pilote en fonction.

Peu de temps après, la check list est interrompue par l'alarme PFC. L'OPL précise que la commande de direction est déjà passée deux fois du mode électrique Bleu au Vert et il propose de la laisser dans ce dernier mode. Le mode électrique Bleu est néanmoins de nouveau sélectionné - l'alarme PFC apparaîtra une nouvelle fois à 14 h 38 min 53 s - et l'OMN signale qu'il faut s'attendre au passage de la direction en mode électrique Vert pendant le décollage. Il propose dans ce cas de poursuivre le décollage, sachant qu'il est possible de réarmer le système en mode électrique Bleu. La check list « roulage » est reprise et l'OMN annonce à 14 h 38 min 14 s que le transfert carburant est en cours, ce qui signifie que le centrage est déplacé de 54,2 % vers 54 %. Ce transfert se fait directement du réservoir 11 vers les nourrices 1, 2, 3 et 4. Lorsque la check list est de nouveau interrompue par l'alarme PFC, l'équipage décide de partir avec la direction en mode électrique Vert, ce qui est conforme à la liste minimale d'équipement.

A 14 h 40 min 01 s, le Concorde est autorisé à l'alignement alors que l'équipage termine la check list « roulage ». A la demande du commandant de bord, l'OMN indique que huit cents kilogrammes de kérosène ont été consommés, ce qui correspond effectivement à la consommation attendue des moteurs depuis la mise en route. Sur la base de l'état de charge définitif remis par le chef avion et sachant que l'avion a décollé deux minutes plus tard, ce qui correspond à une consommation supplémentaire estimée de deux cents kilogrammes, on peut en déduire que, pour l'équipage, la masse de l'avion à la mise en puissance était d'environ 185 880 kg, pour une MTOW de 185 070 kg. L'enquête a confirmé cet ordre de grandeur et montré que cet excédent de masse n'avait pas d'effet significatif sur les distances de décollage et les accélérations.

La check list « avant décollage » débute à 14 h 40 min 37 s et se termine environ quarante secondes plus tard.

A 14 h 41 min 55 s, l'OMN annonce que le centrage est à 54 %. Le transfert carburant est terminé.

A 14 h 42 min 17 s, le Concorde est autorisé à s'aligner et à décoller. Le contrôleur annonce un vent du 090°/8 kt. L'annonce n'entraîne aucun commentaire de la part de l'équipage, alors que, dans ces conditions de vent, la masse au décollage devrait être réduite à 180 300 kg en raison de la limitation de vitesse « pneus ». En réalité, le vent est pratiquement nul, comme le montrent les relevés de Météo France et l'analyse de la trajectoire. Toutefois, même si l'équipage avait préalablement constaté cette absence de vent, au vu par exemple de l'indication de la manche à air située près du seuil 26 G à mille mètres environ, il est difficile de comprendre l'absence de commentaire de sa part.

2.1.3 Le vol jusqu'à la perte de puissance finale du moteur 1

Figure 79 : Trajectoire de l'avion au décollage

A 14 h 42 min 30,4 s, soit au temps de référence FDR 97560,9, le claquement caractéristique des manettes en butée pleine puissance est entendu. Le commandant de bord donne le top décollage une seconde plus tard. Le centre de gravité de l'avion se trouve à environ quatre-vingt-dix mètres du seuil de piste.

A 14 h 42 min 54,6 s, conformément à la procédure, l'OPL annonce 100 kt. La vitesse enregistrée (CAS) a effectivement cette valeur et, comme le montre la variation du Nz enregistré, l'avion vient de franchir la discontinuité de piste asphalte/béton située à six cents mètres du seuil de piste. Sa trajectoire est centrée.

L'OMN annonce les quatre vertes à 14 h 42 min 57 s. Cette annonce fait référence aux GO LIGHTS et confirme le bon fonctionnement des moteurs, y compris de la post combustion. La CAS est enregistrée à 108 kt.

L'annonce V1 est faite à 14 h 43 min 03,7 s. L'accélération et la distance parcourue sont parfaitement conformes à la simulation calculée à la MTOW et la valeur de l'accélération longitudinale montre une pleine poussée des quatre moteurs, ce que confirment les paramètres des moteurs 1 et 2 enregistrés aux temps 14 h 43 min 08 s et 14 h 43 min 09 s.

A 14 h 43 min 09,5 s (temps FDR 97600), on note une faible variation du Ny non commandée par le palonnier. L'avion se trouve alors à environ 1 700 m du seuil, dans la zone où les premiers éléments du déflecteur d'eau ont été retrouvés. C'est probablement le moment où la roue n° 2 passe sur la lamelle métallique.

Dans la demi-seconde qui suit, un bruit net et bref est enregistré. La CAS vaut 175 kt, la distance est d'environ 1 720 m. Il est probable que ce bruit est la conséquence de la détérioration du pneumatique. C'est en effet dans cette zone que l'on trouvera sur la piste la lamelle métallique et le gros morceau de pneumatique.

A 14 h 43 min 11 s, un changement très net du bruit de fond est perçu, la CAS est de 178 kt et la distance de 1 810 mètres. Les premières traces du pneu n° 2 sont relevées sur la piste. On y retrouve aussi le morceau d'intrados du réservoir 5 puis la tache de kérosène à 1 820 mètres. A 1 850 mètres, les premières traces de suie très denses sont relevées. Ces observations permettent d'établir que du carburant a fui en grande quantité avant que le feu ne se déclenche et se stabilise. A l'examen très fin de la séquence, le changement de bruit de fond semble être la conséquence de l'allumage et de la stabilisation de la flamme. Ceci est cohérent avec l'annonce du contrôleur qui signalera, à 14 h 43 min 13,4 s, de grandes flammes à l'arrière de l'appareil.

Quelques dixièmes de secondes après le changement de bruit de fond, le cap commence à diminuer au taux de 1°/s sans que l'on observe de variation significative de l'accélération longitudinale, ce qui confirme que l'avion n'a pas encore subi de perte de poussée significative. Ce changement de cap est vraisemblablement la conséquence d'une combinaison de l'éclatement du pneu et de la perturbation aérodynamique causée par la fuite et le feu.

A 14 h 43 min 11,9 s (temps FDR 97602,4), on entend un son inintelligible et dont il n'a pas été possible d'identifier l'origine. La CAS vaut alors 182 kt et la distance au seuil de piste est de 1 885 mètres. C'est à ce moment que le commandant de bord commence à

braquer à droite la gouverne de direction, braquage léger (d'abord 8° puis stabilisation à une valeur moyenne de 5°) en réaction au léger départ à gauche de l'appareil. La dernière valeur nominale du Nx, soit 0,268 g, est enregistrée au temps 97602,5.

Entre 14 h 43 min 12 s (97602,5) et 14 h 43 min 13 s (97603,5), les moteurs 1 et 2 subissent leur première perte de poussée. Cette perte de poussée est confirmée par l'enregistrement du Nx à sa valeur minimale 0,133 au temps 97603,5, alors que l'OPL s'écrie « Attention ! ». Les GO LIGHTS des moteurs 1 et 2 s'éteignent. On a vu que l'absence d'endommagement significatif conduit à expliquer la forte perte de poussée du moteur 2 par l'ingestion de gaz chauds alors que celle du moteur 1 peut s'expliquer aussi bien par l'ingestion de débris dus à la détérioration du pneumatique que par l'ingestion de gaz chauds.

Dans la même seconde (le paramètre CCLN montre que le manche est tiré au plus tard à 14 h 43 min 12,2 s), le commandant de bord commence à tirer de façon modérée sur le manche. La CAS est de 183 kt et la distance au seuil de 1 915 mètres. C'est dans cette zone que de nombreuses personnes aperçoivent un phénomène lumineux intense accompagné d'un fort bruit de pompage.

L'embardée à gauche constatée à 14 h 43 min 13,4 s, cette fois au taux de 2°/s, est la conséquence directe du mouvement de lacet provoqué par la forte perte de poussée des moteurs 1 et 2. La poussée constatée n'est plus que de 50 %, elle est essentiellement délivrée par les moteurs 3 et 4. Il n'y a pas encore d'alarme feu dans le poste de pilotage. La levée du train avant, qui intervient quelques dixièmes de secondes plus tard, alors que la CAS est de 187 kt et la distance de 2 045 mètres, est parfaitement cohérente avec l'action sur la profondeur. Elle pourrait être la conséquence de la prise en compte par l'équipage d'une situation anormale non identifiée. On peut noter que la cadence (1°/s) est plus faible que la normale, ce qui suggère que l'équipage est conscient du déficit de vitesse.

Au moment où se produit l'embardée à gauche, un nouveau braquage de la gouverne de direction est enregistré. Il atteint 20° à droite à 14 h 43 min 15,7 s, alors que l'embardée atteint la valeur maximale de 5° (cap = 264°), puis il décroît vers 10° et se stabilise. Les simulations décrites au paragraphe 1.16.13 ont permis d'expliquer le phénomène et pourquoi l'avion a continué de dévier de sa trajectoire. Dans le même temps, le moteur 1, en phase de ré-accélération, délivre environ 80 % de sa poussée nominale et on entend une interjection de l'OMN. La CAS est de 196 kt.

Ainsi, pendant les trois secondes au cours desquelles vont se succéder les événements qui conduisent à la catastrophe, l'équipage a perçu par de multiples canaux un ensemble d'anomalies : des bruits inhabituels, des sensations inertielles provenant du violent à-coup d'accélération latérale directement associé à la perte de poussée et de la chute brutale de l'accélération longitudinale, peut-être des odeurs et l'éclat lumineux généré par l'inflammation du kérosène qui fuyait.

Entre 14 h 43 min 16,1 s et 14 h 43 min 18,1 s, le voyant GO LIGHT du moteur 1 se rallume. Cela signifie que le débit de carburant et la P7 de ce moteur sont respectivement supérieurs à 20,5 t/h et 39,1 psi et qu'il approche de sa poussée nominale. Par contre, les paramètres du moteur 2 enregistrés après sa perte de poussée montrent qu'il délivre une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime ralenti, soit environ 3 % de

sa poussée nominale. A 14 h 43 min 20,4 s, l'OMN annonce la panne du moteur 2 conformément aux procédures en vigueur, la vitesse est de 203 kt, la distance de 2 745 m et l'assiette de + 9°. Dans la seconde suivante, la lecture des paramètres fait apparaître que le moteur 2 est en légère réaccélération et délivre une poussée d'environ 15 % de la poussée nominale. Les voyants GO LIGHTS des moteurs 1 puis 3 et 4 s'éteignent, en réaction normale au délestage de l'amortisseur du train principal gauche.

Entre 14 h 43 min 20,9 s et 14 h 43 min 21,9 s, le moteur 1 subit un deuxième pompage, causé par une ingestion de gaz chauds et/ou de kérosène favorisée par le changement d'incidence de l'avion. Il ne délivre plus qu'une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime ralenti. Quant au moteur 2, en cours de réaccélération, son entrée d'air auxiliaire commence à se rouvrir, ce qui provoque une nouvelle aspiration de gaz chauds et un nouveau pompage. L'avion se retrouve à nouveau avec une poussée délivrée essentiellement par les moteurs 3 et 4.

Dans le même temps, une balise du bord gauche de la piste est cassée par le passage de la roue n° 6. La déviation de trajectoire s'est poursuivie, l'avion se trouve à environ 22,5 m de l'axe de piste. Aucun composant de cette balise n'a été identifié parmi les débris retrouvés lors du démontage des moteurs 1 et 2.

A 14 h 43 min 21,3 s, on entend une manipulation de sélecteur, identifiée comme le passage d'un TCU, probablement celui du moteur n° 2, de MAIN à ALTERNATE. Cette procédure effectuée par l'OMN a pour but de récupérer, en permutant les calculateurs, un fonctionnement normal du moteur.

A 14 h 43 min 21,9 s (temps FDR 97612,4) le décollage de l'avion est effectif. La vitesse est de 205 kt, la distance du seuil de piste de 2 900 m et l'assiette de + 10°. Dans la seconde suivante, on entend la sonnerie alarme feu, suivie d'un gong, et le paramètre Engine Warning est enregistré. On entend sur la fréquence radio, vraisemblablement en provenance d'un équipage en attente, « (?) ça brûle bien hein ? » et quelques secondes plus tard « (?) ça brûle et je suis pas sûr que ça vienne du moteur ».

Le premier échantillonnage de paramètres du moteur 1 après le deuxième pompage montre qu'il délivre une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime de ralenti. Quant aux paramètres du moteur 2 enregistrés à partir de 14 h 43 min 24,7 s, ils confirment son pompage et montrent qu'il est également au régime de ralenti.

A 14 h 43 min 24,8 s, l'OMN annonce « coupe le moteur 2 ». Dans la même seconde, le commandant de bord appelle la procédure feu réacteur. Moins de deux secondes plus tard, on entend un bruit que l'analyse spectrale et l'examen des sélecteurs HP ont montré être dû à la manette de puissance amenée en butée ralenti. L'activation de la poignée coupe-feu du moteur 2, retrouvée tirée sur l'épave, intervient dans les secondes suivantes.

Un peu après 14 h 43 min 27 s, l'OPL appelle l'attention sur le badin. La vitesse est alors de 200 kt pour une V2 de 220 kt (la Vzrc trois moteurs et train sorti est de 205 kt). Dans la seconde suivante, on entend un bruit identifié comme étant la chute des palettes des compensateurs électriques de tangage. Ceci s'explique par le fait que l'avion ayant une incidence importante, le compensateur de tangage s'est retrouvé hors plage d'utilisation

normale pour contrer cette incidence. Un gong, identifié comme l'alarme consécutive à la chute des palettes, est également entendu. Par la suite, il n'y aura plus de mouvement du compensateur de tangage.

Le régime N2 du moteur 2 passe sous les 58 %, entraînant le passage automatique en mode CONTINGENCY des moteurs 1, 3 et 4. Le moteur 1, en phase de récupération du second pompage, ne fonctionnera dans ce mode que sept secondes plus tard. La poussée qu'il délivre alors est inférieure de 5 % à la valeur nominale avec réchauffe en mode CONTINGENCY. Ce déficit de poussée peut s'expliquer par les détériorations dues à l'ingestion initiale de fragments solides, car une ingestion de gaz chauds ou de kérosène à ce moment n'aurait pas conduit à la stabilité ultérieure des paramètres du moteur.

A 14 h 43 min 30 s, le commandant de bord demande la rentrée du train. La vitesse est toujours de 200 kt, la radiosonde indique 100 ft et le taux de montée instantané calculé est de 750 ft/min. Dans les secondes suivantes, le contrôleur confirme qu'il y a de fortes flammes derrière l'avion. Le moteur 1 délivre maintenant environ 75 % de sa poussée nominale et la réchauffe vient de se rallumer. L'OMN reprend « le train » à l'attention de l'OPL qui accusait réception de l'information donnée par le contrôleur. L'alarme sonore indiquant la détection de fumée dans les toilettes est enregistrée par le micro d'ambiance ; on a pu expliquer cette alarme par le fait que du mélange carburé ingéré par un des moteurs gauches a été prélevé pour le conditionnement d'air et diffusé dans la cabine et les toilettes avant, sans toutefois exclure qu'il s'agisse d'une fausse alarme. Le fait qu'elle ait été enregistrée par le micro d'ambiance montre aussi que la porte du poste de pilotage était ouverte lors du décollage, ce qui est une pratique habituelle sur Concorde.

A 14 h 43 min 35,5 s, l'OMN répète « le train ».

Dans la seconde suivante, on entend un gong correspondant très probablement à l'alarme consécutive à la baisse de la pression d'huile due à la coupure du moteur 2. Le paramètre Engine Warning apparaît de nouveau sur le FDR.

A 14 h 43 min 37,7 s, l'OMN répète « le train » et l'OPL répond « non ». Le voyant rouge WHEEL situé au-dessus de la commande de rentrée du train d'atterrissage s'est en effet vraisemblablement allumé à la suite de la détection de sous-gonflage provoquée par la détérioration du pneu n° 2 et la procédure demande dans ce cas de ne pas rentrer le train d'atterrissage, sauf si la sécurité l'exige.

A 14 h 43 min 39 s, le commandant de bord ordonne « train rentre » pendant que l'OPL accuse réception d'un message du contrôle. Trois secondes plus tard, l'alarme feu du moteur 2 se réactive avec son gong associé. Elle s'interrompra durant quelques secondes après que l'OMN percute les bouteilles d'extinction (les deux extincteurs situés dans l'aile gauche ont été retrouvés percutés sur l'épave).

A 14 h 43 min 45,6 s, l'OPL répond probablement « j'essaye » à l'ordre donné par le commandant de bord, ce qui s'interprète comme une tentative de rentrée du train d'atterrissage. C'est dans le même temps que l'OMN indique « je percute ». Le paramètre

System surveillant l'intégrité du système de détection de sous-gonflage s'active, ce qui indique que ce système était opérationnel jusqu'à cet instant. Dans la seconde suivante, le commandant de bord demande « (est-ce que) tu coupes le réacteur deux là » et l'OMN répond « j'ai coupé ».

A 14 h 43 min 49,9 s l'OPL annonce de nouveau « le badin ». Cette mise en garde, répétée environ une dizaine de secondes plus tard, s'explique par le fait que la vitesse reste aux environs de 200 kt, inférieure à la vitesse de montée initiale avec moteur en panne de 220 kt.

Entre 14 h 43 min 49,5 s et 14 h 43 min 54,5 s (temps FDR 97640 et 97645), on commence à noter les premières différences entre l'attitude de l'avion et celle qui devrait résulter des actions effectuées sur les commandes de vol (petites interactions gauchissement/tangage et profondeur/inclinaison). Ces différences paraissent s'expliquer par les conséquences du feu sur la voilure gauche, notamment au niveau de l'élevon interne. L'incidence est alors de 13°.

A 14 h 43 min 56,7 s (temps FDR 97647,2), alors que la CAS est de 211 kt, l'OPL constate et annonce que « le train ne rentre pas ». Cette annonce confirme l'interprétation du « j'essaye ». L'analyse de panne a montré que cette non-rentrée du train d'atterrissage est due à la non-ouverture ou à la non-détection de pleine ouverture de la trappe du train atterrissage principal gauche (§ 1.16.10).

Cela fait trente-cinq secondes que la flamme est établie. On observe une perturbation du Nx qui pourrait résulter d'un pompage important et bref du moteur 1, non visible car ses paramètres ne sont pas enregistrés à cet instant.

A 14 h 43 min 58,6 s, l'alarme feu du moteur 2 reprend. Elle retentira jusqu'à la fin du vol.

Dans la seconde suivante, l'alarme GPWS « Whoop Whoop Pull Up » est entendue à trois reprises, avec les paramètres suivants :

Entre 14 h 43 min 59,5 s et 14 h 44 min 11,5 s (temps FDR 97650 et 97662), on note une première perturbation sur les paramètres FF et EGT du moteur 1. Une deuxième perturbation sera enregistrée huit secondes plus tard, la CAS étant de 207 kt. A 14 h 44 min 01 s, la gouverne de direction passe en mode mécanique, ce qui entraîne la perte de la fonction d'auto stabilisation de lacet.

A 14 h 44 min 11,5 s, les paramètres du moteur 1 montrent une décélération franche, conséquence d'un pompage sévère. Il ne reste plus que les moteurs 3 et 4 en fonctionnement.

 

2.1.4 La perte de contrôle de l'avion

L'incidence va évoluer en douze secondes de 12° vers une valeur supérieure à 25°, l'inclinaison à gauche va passer de 2° à 113° (valeur enregistrée quatre secondes avant la fin de l'enregistrement) et le cap magnétique va diminuer de 270° à 115°. L'analyse spectrale a montré que les bruits de sélecteur qui sont alors entendus peuvent être attribués à la mise en butée ralenti de manettes de puissance. Cette réduction de la poussée des moteurs 3 et 4 visait probablement à diminuer la forte inclinaison à gauche provoquée par l'importante dissymétrie de poussée et par la destruction d'éléments essentiels de gouvernes par le feu. La diminution de poussée de ces deux moteurs a été accentuée par un pompage dû à la distorsion de la veine d'air causée par l'incidence et le dérapage atteints à cet instant.

Dans ces conditions extrêmes, la combinaison de la dissymétrie latérale et du déséquilibre important poussée/traînée, non compensables par une mise en descente, conduit à la perte de contrôle. Cette perte de contrôle a été probablement accélérée par les dégâts structuraux causés par l'incendie.

En tout état de cause, même avec le fonctionnement des quatre moteurs, les dégâts importants causés par l'intensité du feu à la structure de l'aile et à certaines commandes de vol auraient rapidement conduit à la perte de l'avion.

2.2 Actions de l'équipage

Lors des trente-huit premières secondes du décollage, l'équipage est dans une situation parfaitement normale. Le passage des vitesses 100 kt et V1 est annoncé sans aucun indice de problème. Dans la trente-neuvième seconde, un bruit inhabituel apparaît, puis, trois secondes plus tard, l'équipage perçoit des accélérations longitudinales et latérales extrêmement brutales dues à la brusque perte de poussée des moteurs 1 et 2. Dans la même seconde, la trajectoire s'infléchit vers le bord gauche de la piste. Quarante et une secondes après le top décollage et à la vitesse de 183 kt, soit environ 15 kt avant la vitesse de rotation prévue, le commandant de bord débute une rotation lente et agit sur le palonnier droit. Il incline en même temps le volant légèrement vers la droite. Une seconde plus tard, l'OPL dit « Attention ! », sans action apparente sur les commandes de vol.

Lors du briefing décollage, l'équipage avait pré-activé ses schémas mentaux pour un décollage normal et pour faire face éventuellement à une panne moteur. Ceci fait appel à toutes les connaissances acquises lors des entraînements ou des vols simulés. Il était donc particulièrement conscient de l'importance vitale de la vitesse sur Concorde, notamment de la Vzrc. En revanche, il n'était pas préparé à une double panne moteur durant le roulement au décollage, hautement improbable et qui n'est pas prise en compte dans la certification de l'avion ni n'est, par conséquent, abordée lors de la qualification et de l'entraînement des équipages. De ce fait, il n'avait pas de référence pour l'identifier et pas de solution préétablie pour y faire face, en dehors du traitement de

la panne sur un moteur. L'OMN, qui dans cette phase de vol se consacre essentiellement à la surveillance des paramètres moteurs en vision centrale, a sûrement constaté la perte de poussée des moteurs 1 et 2. C'est probablement ce constat qui l'a amené à dire «stop ». Puis, constatant que le moteur 1 était en phase de nette reprise, il a annoncé la panne par une communication verbale hésitante « panne mot..., panne moteur 2 », ce qui est révélateur de son trouble.

Remarque : la simulation décrite au paragraphe 1.16.13.4 a montré qu'une interruption du décollage aurait conduit à une sortie de piste à grande vitesse. Dans ces conditions, les trains d'atterrissage se seraient effacés et avec l'incendie qui faisait rage sous l'aile gauche, l'avion se serait immédiatement embrasé.

La double panne se produit après V1, à quelques secondes de la vitesse de rotation. La tenue d'axe devient difficile et les débattements de commandes nécessaires pour la conserver sont plus importants que ceux habituellement utilisés lors des entraînements à la panne moteur. Le bruit de fond est aussi totalement modifié. Les accélérations longitudinales et latérales subies en cockpit sont tout à fait inusuelles et l'ensemble des perceptions sensorielles en poste à ce moment sont similaires à celles d'une sortie latérale de piste. Par ailleurs, l'étude a montré que les accélérations latérales en poste étaient ressenties plus tôt par l'équipage que les accélérations enregistrées au centre de gravité de l'avion et qui modifient sa trajectoire. Il en résulte une anticipation des actions correctrices sur les commandes. Les essais effectués sur un simulateur de vol, bien que ne reproduisant pas les accélérations décrites plus haut, ont montré qu'en cas de double panne moteur au décollage, la sensation visuelle en poste était proche de celle d'une sortie latérale de piste imminente.

L'accumulation instantanée de toutes ces entrées sensorielles a placé l'équipage dans une situation totalement inconnue, avec une dynamique très forte, sans solution préétablie pour y faire face dans une phase où, ayant passé V1, il était mentalement prêt pour la rotation. Dans cet environnement exceptionnel et inconnu, la décision de décoller au plus tôt paraît alors s'être imposée. La cadence de la rotation semble également confirmer que le pilote était conscient de débuter la rotation à une vitesse inférieure à VR.

La coupure du moteur 2 avant quatre cents pieds découle d'une logique d'analyse du commandant de bord et de l'officier mécanicien navigant. En effet, moins de trois secondes après que la panne du moteur 2 a été annoncée par l'OMN et que le contrôleur a informé l'équipage de la présence de flammes à l'arrière de l'appareil, l'alarme feu moteur (alarme rouge) et le gong associé retentissent. L'environnement exceptionnel décrit plus haut amène tout naturellement l'OMN à demander la coupure du moteur. Ceci est immédiatement confirmé par l'appel de la procédure feu réacteur par le commandant de bord. En effet, ce moteur est pratiquement au régime ralenti depuis plusieurs secondes et l'alarme feu est active. Le moteur sera ainsi coupé selon la procédure « feu réacteur » après avoir fonctionné douze secondes à faible régime. Il est important de rappeler que le manuel de vol du Concorde demande une réaction immédiate de l'équipage en cas d'alarme rouge.

L'équipage n'avait aucun moyen à sa disposition pour prendre pleinement conscience de la réalité de la situation. Il a réagi instinctivement à la perception d'une situation inconnue d'une exceptionnelle gravité qu'il évaluait au travers de ses sensations. Chaque fois que la situation le lui a permis, il a appliqué, de manière professionnelle, les procédures établies.

 

2.3 Séquence conduisant à l'inflammation de la fuite de kérosène

2.3.1 La destruction du pneumatique n° 2

Des recherches théoriques et différents essais ont été conduits pour comprendre le processus de destruction du pneumatique du F-BTSC. Ces travaux ont tous mis en évidence la grande similitude des endommagements, avec des coupures franches, lorsque le pneumatique passe à différentes vitesses sur un objet similaire à la lamelle. Les pneus ont été systématiquement coupés sur toute leur épaisseur et ont été détruits en libérant des morceaux de tailles et de masses importantes. En particulier, l'essai réalisé au CEAT à une vitesse similaire à celle qu'avait le Concorde lorsqu'il a roulé sur la lamelle (environ 75 m/s) a montré que les morceaux libérés étaient comparables à ceux retrouvés sur la piste.

Bien que les travaux entrepris n'aient pas traité du cas d'objets moins tranchants qu'une lamelle métallique, l'expérience en service sur les pneumatiques équipant les avions de transport a montré l'importance des détériorations que peuvent provoquer ces objets et les conséquences des éventuels éclatements. Sur Concorde, dix-neuf des cinquante-sept cas connus d'éclatement/dégonflage de pneus ont été provoqués par des objets étrangers. Tout ceci montre bien qu'en plus d'une surveillance accrue des pistes et voies de circulation, il devient nécessaire d'améliorer la résistance des pneumatiques aux endommagements. Il convient de remarquer que la certification n'impose aucun essai dynamique de destruction des pneumatiques, ce qui conduit à n'avoir aucune indication sur les modes d'éclatement, la masse ou la taille des débris. Pourtant, à partir de ces éléments, on pourrait évaluer les énergies mises en jeu et en déduire les conséquences éventuelles sur la structure de l'avion.

2.3.2 La destruction du panneau d'intrados du réservoir 5

La rupture du réservoir 5 a été causée par un mécanisme qui n'avait jamais été rencontré sur les avions civils avant l'accident et dont il est difficile de déterminer avec certitude le processus détaillé. De plus, les rares indications livrées par l'épave, la plus grande partie du réservoir ayant fondu, laissent place à des incertitudes, notamment sur l'emplacement et le nombre des impacts et des perforations.

Cependant les travaux ont permis de déterminer le scénario général de la rupture qui combine la déformation de l'intrados du réservoir sous le choc du gros morceau de pneumatique et l'effet de convection lié au déplacement de carburant engendré par cette déformation. Des études théoriques, fondées sur la modélisation de l'ensemble de la structure et du carburant du réservoir 5 ont été conduites, accompagnées d'essais de tir sur caissons. Bien que les essais n'aient pas permis de reproduire la séquence de rupture du réservoir 5, ils ont largement contribué à valider les calculs. Il faut noter qu'il n'a pas été possible pour ces essais de fabriquer un caisson totalement représentatif du réservoir 5 par manque du matériau de base AU2GN, qui n'est plus fabriqué, et que les moyens d'essais ne permettent pas de réaliser un tir avec l'énergie nécessaire à la rupture.

Les travaux sur les conséquences d'une perforation des réservoirs par un petit projectile ayant une vitesse compatible avec les conditions de l'accident, c'est-à-dire relativement faible (120 m/s), ont montré la possibilité d'un coup de bélier hydrodynamique susceptible de provoquer un endommagement dans les zones de raccordement des nervures au revêtement de l'intrados.

Compte tenu des limitations des travaux réalisés pendant l'enquête, que ce soit pour la convection du carburant ou pour le coup de bélier hydrodynamique, il conviendrait d'approfondir les études existantes pour avoir une meilleure connaissance de ces phénomènes et en utiliser les résultats pour les aéronefs en service ou futurs. Ainsi, l'enquête n'a pas permis d'exclure que la rupture du panneau de réservoir soit due à des phénomènes cumulés tels que la combinaison de plusieurs impacts de morceaux de pneu ou encore les effets conjugués de ces impacts et de la pénétration de petits objets lourds et rapides.

D'autre part, les quantités importantes de carburant manquant dans les réservoirs 6 et 2 n'ont pu être expliquées. Ces pertes de carburant sont probablement la conséquence du feu qui a suivi l'éclatement du réservoir 5. En effet, il n'a pas été trouvé sur la piste de morceaux en provenance de ces réservoirs et l'importance des pertes de carburant, en particulier pour le réservoir 6, ne peut être attribuée à de simples perforations éventuelles. Elles pourraient trouver leur origine soit dans l'explosion de la baie sèche qui a pu fissurer les parois du réservoir 6, soit dans l'intensité du feu qui a pu aussi bien détériorer en vol l'intrados du réservoir 2 que celui du 6.

2.3.3 Le feu

Trois processus possibles ont été identifiés et étudiés. Cependant, au regard de la chronologie des événements, seules les hypothèses d'inflammation par un arc électrique ou par les parties chaudes du moteur et/ou la réchauffe ont été retenues pour l'accident du F-BTSC, avec des arguments en faveur mais aussi à l'encontre de chacune de ces deux hypothèses.

L'allumage par un arc électrique produit dans la zone du train principal par l'endommagement d'un faisceau électrique où circule du 115 volts est facile à comprendre. Les essais ont confirmé que l'allumage du kérosène vaporisé dans le voisinage du puits de train était possible avec une étincelle électrique de trois joules et que la flamme s'accrochait et se stabilisait alors directement dans les zones de recirculation, au contact de la paroi du réservoir 5. Cependant, cette hypothèse implique l'endommagement de câbles électriques en partie protégés par le train dans le cas d'un éclatement d'un pneumatique avant du boggie et qui, de plus, avaient été renforcés après l'événement de Washington.

L'allumage par les parties chaudes du moteur et/ou la réchauffe a été expliqué. Néanmoins les tests réalisés n'ont pas permis de reproduire la remontée de flamme et donc l'accrochage dans le sillage du train. La non-représentativité complète du banc disponible peut expliquer l'absence de ce phénomène extrêmement complexe du fait qu'il se produit dans des zones de recirculation d'air. Il est difficilement reproductible sur un banc d'essai car il demanderait une réplique de l'aile, du fuselage, des moteurs et du train d'atterrissage dans leurs moindres détails. Ce phénomène existe pourtant et a déjà été rencontré pour un débit de fuite équivalent et avec une vitesse d'écoulement d'air supérieure.

Sur ce point également, il conviendrait de poursuivre les travaux conduits dans le cadre de l'accident du Concorde sur le feu afin de mieux appréhender les conditions extrêmement complexes de l'inflammation du kérosène avec remontée de flamme qui ont suscité bien des controverses entre spécialistes.

 

2.4 Surveillance des pistes

L'étude des dispositions mises en oeuvre sur quelques grands aérodromes montre que, comme à Paris Charles de Gaulle, la lutte contre les débris se décline généralement en deux volets :

Il existe souvent un manuel où sont décrites différentes mesures pour la prévention des risques liés aux débris.

L'accident a mis en lumière l'importance que peut avoir l'état des pistes. Or, de fait, les normes et recommandations de l'OACI tiennent lieu de réglementation en France et la surveillance des pistes est laissée à l'initiative de chaque aérodrome. On constate de plus, en ce qui concerne Paris Charles de Gaulle, que la moyenne quotidienne se limitait à deux inspections alors qu'une note de service en prévoyait trois, ce qui montre bien que ces inspections ne sont pas une priorité devant les contraintes d'exploitation.

La façon dont sont traitées les découvertes de débris n'est pas non plus satisfaisante. Ainsi, à ADP, les découvertes sur l'aire de manoeuvre font simplement l'objet d'un report sur un cahier de marche et parfois d'une information de l'exploitant et du BEA. Il n'y a pas de recherche systématique pour en déterminer la provenance et les tableaux d'indicateurs qui servent de base au suivi de la sécurité ne contiennent pas de données sur ce point. Quant à l'aire de trafic, il n'y a pas de suivi, quantitatif ou qualitatif, de la présence des débris mais il existe une instance de concertation avec les usagers de la plate-forme, accompagnée d'actions de sensibilisation et de formation.

Il est clair que l'amélioration de la prévention des risques liés à la présence de corps étrangers sur l'aire de mouvement, et en particulier sur les pistes, passe d'abord par la mise en place de dispositions réglementaires appropriées au plan national et par un suivi systématique. Cette démarche est maintenant lancée en France.

L'élaboration d'un manuel pratique, d'une politique de sensibilisation de tous les acteurs aéroportuaires, ainsi que le développement des échanges d'information et de la coopération aux niveaux national et international seraient également de nature à faire progresser la sécurité dans ce domaine.

L'enquête a cependant montré les limites des moyens actuels dans ce domaine. La lamelle métallique qui a provoqué la destruction du pneumatique avait été perdue par un avion qui avait décollé cinq minutes avant le Concorde. Il semble inconcevable, au regard du trafic actuel sur les grands aérodromes, de fonder une politique de lutte contre les débris sur les seules inspections. Augmenter significativement leur fréquence pourrait bien sûr améliorer la détection de corps étrangers, mais cela resterait limité à des aérodromes à faible trafic et paraît irréalisable sur des aérodromes comme Paris Charles de Gaulle. Pour ces derniers, où les cadences de décollage et d'atterrissage sont telles qu'il y a pratiquement un avion en permanence sur la piste, donc un risque accru de présence de pièces perdues, seule une détection automatisée permanente permettrait d'assurer une surveillance satisfaisante. La mise en place de moyens à cet effet permettrait en outre de disposer de précieuses informations dans le cas d'accidents survenus pendant les phases d'atterrissage et de décollage.

2.5 Exploitation du Concorde à Air France

L'organisation des entités chargées respectivement de la maintenance et des opérations en vol est différente à Air France.

2.5.1 Fonctionnement de la division de vol Concorde

La petite taille de la division de vol Concorde et la spécificité de son activité conduisent à un fonctionnement différent des autres divisions. Les critères de sélection pour accéder à la qualification de type Concorde, en particulier l'expérience des pilotes, ainsi que la réputation de l'avion, confèrent aux équipages un prestige particulier au sein et à l'extérieur de la compagnie. Ceci peut expliquer par exemple pourquoi personne ne semble s'étonner qu'ils reprennent, ce qui est bien sûr leur droit, et terminent la préparation d'un vol délicat alors que les agents normalement chargés de cette fonction n'y arrivent pas.

L'emport au titre du forfait roulage d'une quantité de carburant nettement supérieure à la quantité estimée nécessaire pour le temps de roulage effectif et l'attente au sol prévue ne paraît pas être une pratique satisfaisante. Or, il semble que ce soit assez courant sur les vols critiques du point de vue carburant. Cet excédent de carburant n'a pas suscité de commentaire du commandant de bord, à part sa remarque qu'ils allaient décoller aux limites structurales de l'avion. De même, l'annonce par le contrôleur d'un vent de secteur arrière n'a pas amené le moindre commentaire de l'équipage, ce qui est, on l'a vu, surprenant.

Enfin, même en observant qu'il ne s'agit que d'une question d'état transitoire de la réglementation, la programmation d'un membre de l'équipage de conduite dont la licence ne satisfaisait plus depuis neuf jours à l'exigence réglementaire de contrôle médical est également surprenante.

L'ensemble des faits relevés met en évidence la ferme volonté de réaliser le vol. Il semble que ces écarts, bien qu'ils n'aient en rien contribué à l'accident, soient le reflet du fonctionnement particulier de la division de vol Concorde et relèvent davantage d'une culture de groupe, volontariste et tournée vers l'exécution de la mission, que du comportement individuel et ponctuel d'un équipage.

2.5.2 Fonctionnement de la maintenance

L'entretien de Concorde relève d'un département commun A310/Concorde dont le fonctionnement est comparable à celui des autres départements de la structure Air France Maintenance. Les techniciens y possèdent une double qualification qui leur permet de travailler sur les deux types d'aéronefs. Or cette structure a commis une erreur grave en oubliant l'entretoise du boggie. Le fait que cet oubli n'a pas contribué à l'accident n'enlève rien à la gravité de la chose.

L'opération était exceptionnelle. Il n'y avait pas de carte de travail, ce qui imposait l'utilisation directe de l'AMM. Ceci ne facilitait pas le travail des mécaniciens. De plus, ceux-ci n'ont pas trouvé les extracteurs disponibles en magasin parce que la référence Air France était différente de celle de l'AMM et ils ont conclu, en l'absence d'expérience antérieure, que le changement du boggie pouvait se réaliser sans outillage spécifique. Pourtant ce changement d'un boggie sur Concorde était une première au sein de la

compagnie et aurait dû les amener à un suivi encore plus rigoureux des procédures et à une référence scrupuleuse à la documentation. Le respect de la procédure de remontage, en particulier, aurait permis d'identifier l'erreur commise au démontage. La maintenance en aviation est un élément critique pour la sécurité et il est indispensable en cas de doute de procéder à toutes les vérifications nécessaires, quelle que soit l'urgence de l'intervention.

La constatation à l'occasion d'un événement exceptionnel d'un dysfonctionnement grave mais sans lien de causalité avec l'événement auquel il est associé peut faire craindre que ce type de dysfonctionnement ne soit pas, lui, exceptionnel. Il paraît donc nécessaire de s'assurer que l'improvisation et le manque de méthode qui ont caractérisé cette intervention ne reflètent pas une faiblesse générale de l'organisation de l'entretien de la flotte Concorde.

2.6 La maintenance chez Continental Airlines

La perte de la bande d'usure de capot d'inverseur du DC10 de Continental Airlines a comme origine une maintenance non rigoureuse, associée à des indications de montage du constructeur peu précises. En effet, sur une période d'à peine plus d'un mois, la pièce avait été remplacée lors de la check C, s'était détachée et tordue et avait été à nouveau remplacée, cette fois par une pièce non conforme aux spécifications du constructeur, celle perdue le 25 juillet. Bien sûr, il ne s'agit pas d'une pièce critique du point de vue de la navigabilité mais la vraie sécurité implique le strict respect des procédures, sans interprétation personnelle.

Les constatations faites sur la lamelle et sur l'avion mettent en évidence un suivi insuffisant des procédures de maintenance par les différents ateliers qui sont intervenus sur le capot. Ainsi, le support du capot moteur était percé de trente-sept trous alors que l'installation d'une lamelle n'en requiert que douze ; ainsi également, une pièce en titane, et non en acier inoxydable, avait été utilisée à Houston, de même qu'un mastic qui n'est pas normalement utilisé dans cette opération ; enfin, la bande d'usure inférieure droite était trop longue par rapport à la spécification, ce qui peut aider à comprendre les arrachements successifs de la bande située en vis-à-vis.

Il est d'ailleurs surprenant que personne n'ait constaté l'état de cette bande d'usure inférieure droite ni celui du capot fan gauche, ne serait-ce qu'à l'occasion du remplacement à Houston de la bande d'usure inférieure gauche. Il est également surprenant que ce remplacement ne se soit accompagné d'aucune tentative pour comprendre pourquoi une pièce remplacée quelques jours avant était autant abîmée, ni d'aucune vérification ultérieure de l'état de la nouvelle pièce.

2.7 Le suivi de navigabilité

L'enquête a montré la complexité de l'accident du 25 juillet 2000. Cet accident n'était pas prévisible, même au travers de l'analyse approfondie de tous les événements en service. Il n'en demeure pas moins que les défaillances de plusieurs systèmes et équipements du Concorde, tels les pneumatiques, les installations motrices, les toboggans ou l'hydraulique, sont relativement plus fréquentes que sur les autres avions actuellement en service. La complexité du Concorde ainsi que sa date de conception peuvent expliquer cette différence importante.

Il est évident que le petit nombre des Concorde en service ne facilitait pas le traitement des problèmes rencontrés en cours d'exploitation, comme le montrent les nombreux points qui restaient ouverts dans les ARM. L'absence d'événements graves - hormis celui de 1979, au décollage de Washington, qui avait conduit à des mesures rapides et efficaces - explique également la lenteur des évolutions de l'avion. Tout ceci avait conduit à un suivi de navigabilité qui pourrait être considéré comme moins réactif que sur des avions d'autres types.

Il apparaît souhaitable que la poursuite de l'exploitation du Concorde s'accompagne d'un renforcement des moyens d'analyse des événements en exploitation et de la mise en oeuvre des éventuelles actions correctrices.

2.8 Enregistreurs de bord

L'insuffisance de certaines informations sur le vol a compliqué et ralenti les travaux d'enquête et parfois limité la compréhension fine de ce qui s'était passé.

Des difficultés ont été ainsi rencontrées pour reconstituer le fonctionnement des moteurs, difficultés essentiellement dues à l'échantillonnage des paramètres. En effet, un enregistrement des paramètres toutes les quatre secondes seulement pour chaque moteur est très insuffisant pour identifier des phénomènes, tel que le pompage, qui ne peuvent être décelés qu'à partir de fluctuations de très courte durée, parfois inférieures à la seconde, de certains paramètres. Ceci a conduit à des extrapolations longues et complexes des paramètres disponibles. Il ne serait pas réaliste d'espérer qu'autant de temps et d'efforts soient consacrés à l'examen de tous les incidents qui pourraient encore survenir. Contrairement aux Concorde d'Air France, les avions de British Airways sont équipés de systèmes d'enregistrements permettant au moins chaque seconde l'enregistrement des paramètres des quatre moteurs.

L'étude des réactions de l'équipage face à une situation d'une extrême gravité a été limitée aux données fournies par le CVR et le DFDR. L'activité dans le poste de pilotage a pu être déduite en partie de l'expérience d'autres équipages et de l'analyse des bruits enregistrés. Cependant, il n'a pas été possible de tout reconstituer, alors qu'un enregistrement vidéo du tableau de bord et des gestes de l'équipage aurait peut-être permis de mieux comprendre certaines réactions, comme la rotation anticipée. De tels enregistrements sont techniquement possibles et font l'objet d'un examen dans le cadre de l'OACI, mais les délais prévisibles pour une mise en oeuvre effective sont tels qu'il importe de ne plus attendre pour lancer le processus de décision.

Des indices révélateurs d'une situation anormale (bruits, pompages des moteurs, accélération latérale voire chaleur inhabituelle à l'arrière) ont vraisemblablement été perçus par le PNC. Mais les communications en cabine ne sont actuellement enregistrées sur aucun aéronef, alors qu'elles permettraient parfois d'avoir connaissance de certaines situations. De plus, l'équipage de conduite avait coupé la réception en poste du Public Address, en supprimant de ce fait l'enregistrement au travers de la boîte d'écoute.

 

2.9 Risques liés à la présence de l'amiante

Toutes les personnes impliquées dans l'enquête ont d'abord oeuvré dans les débris de l'avion, équipées de protections standards. Ce n'est qu'au bout de quelques jours que le BEA a été informé de la présence d'amiante dans certaines parties de l'avion. Cette information a conduit à l'arrêt des travaux sur le site jusqu'à la mise en place de moyens appropriés pour la protection des personnels. Cependant, le fait d'avoir travaillé plusieurs jours dans une atmosphère polluée va imposer pendant longtemps le suivi médical régulier de nombreuses personnes.

Ce problème n'est pas nouveau. En septembre 1999, lors de la réunion à l'échelon division « Enquêtes et Prévention des Accidents » (AIG 99), il avait été demandé que l'OACI rassemble et diffuse des renseignements sur les dangers des sites d'accident et détermine la formation à donner sur ce point aux enquêteurs. En attendant, il paraît indispensable de répertorier au plus tôt les matières qui entrent dans la composition des avions et qui sont potentiellement dangereuses en cas d'accident et de mettre cette information à la disposition des personnes appelées à intervenir sur les épaves.

3 - CONCLUSION

3.1 Faits établis

3.2 Causes probables

L'accident est dû aux causes suivantes :

4 - RECOMMANDATIONS DE SECURITE

4.1 Recommandation initiale

Sur la base des premières constatations de l'enquête, le BEA et l'AAIB ont émis le 16 août 2000 la recommandation de sécurité suivante relative à l'aéronef.

« L'enquête technique sur l'accident du Concorde F-BTSC exploité par Air France survenu à Gonesse le 25 juillet 2000, conduite par le BEA avec la participation de représentants de l'AAIB, a permis à ce stade d'établir les points suivants :

L'équipage ne disposait pas de moyens de prendre conscience de la nature du feu ni de lutter contre celui-ci.

Par ailleurs, l'expérience en service montre que la destruction d'un pneu pendant les phases de roulage, d'atterrissage ou de décollage n'est pas un événement improbable sur Concorde et qu'il est effectivement de nature à entraîner des dégâts à la structure et aux systèmes. Cependant, une telle destruction n'a jamais été à l'origine d'un feu de carburant.

L'accident du 25 juillet 2000 a ainsi montré que la destruction d'un pneu - événement simple dont on ne peut affirmer qu'il ne puisse se reproduire - a eu des conséquences catastrophiques dans un délai très bref sans que l'équipage soit en mesure de rétablir la situation.

En conséquence, et sans préjudice d'éléments complémentaires qui pourraient apparaître en cours d'enquête, le BEA et l'AAIB recommandent à la Direction Générale de l'Aviation Civile française et à la Civil Aviation Authority du Royaume-Uni que :

les certificats de navigabilité des Concorde soient suspendus en attendant qu'aient été mises en place des mesures appropriées garantissant un niveau de sécurité satisfaisant en ce qui concerne le risque lié aux destructions de pneumatiques. »

Cette recommandation a été immédiatement acceptée par les autorités de navigabilité de France (DGAC) et du Royaume-Uni (CAA) et les certificats de navigabilité des Concorde ont été suspendus.

L'enquête a confirmé le bien-fondé de cette recommandation générale et de ses attendus. Les éléments identifiés par les enquêteurs au cours de leurs travaux ont été systématiquement mis à la disposition des autorités de navigabilité, des constructeurs et des exploitants, de façon à leur permettre de définir les mesures préalables au retour en service de l'avion. C'est dans ce cadre que les autorités de navigabilité ont défini les mesures suivantes :

4.2 Recommandations spécifiques au Concorde

L'enquête n'a pas fait apparaître la nécessité d'autres recommandations urgentes. Cependant, sur plusieurs points, des améliorations liées spécifiquement au Concorde paraissent souhaitables au vu des enseignements de l'enquête. Ces améliorations, objet des recommandations suivantes, ont été portées à la connaissance des autorités de navigabilité françaises et ont été prises en considération dans le cadre de la remise en service de l'avion.

4.2.1

Pour tout aéronef de transport, il est essentiel que le retour d'expérience, par l'analyse des incidents en service, soit le plus efficace possible. Compte tenu du petit nombre d'appareils en service et de leur utilisation réduite, l'expérience en service du Concorde est particulièrement faible. Or, il s'agit d'un appareil à la fois vieillissant et particulièrement complexe. Il a été constaté que le taux de dysfonctionnement de certains systèmes ou équipements était supérieur aux taux actuels sur d'autres avions. En conséquence, le BEA recommande que :

4.2.2

Le manuel de vol du Concorde stipule qu'une alarme rouge doit conduire à une réaction immédiate de l'équipage. Dans le même manuel, le traitement du feu moteur est cohérent avec cette consigne générale. Par contre, le manuel d'exploitation Air France demande de ne pas effectuer d'action avant d'avoir atteint quatre cents pieds. En conséquence, le BEA recommande que :

4.2.3

L'enregistrement toutes les quatre secondes seulement des paramètres moteurs permettant de déterminer le régime moteur a ralenti et compliqué certains travaux essentiels à l'enquête technique. Cette caractéristique est aussi de nature à masquer certains faits lors de l'examen d'incidents auxquels il ne serait pas possible de consacrer autant de temps et d'efforts qu'à l'accident du 25 juillet 2000. Contrairement aux Concorde d'Air France le jour de l'accident, les appareils de British Airways sont équipés de systèmes d'enregistrements permettant au moins chaque seconde l'enregistrement des paramètres des quatre moteurs. En conséquence, le BEA recommande que :

4.2.4

L'enquête technique a fait apparaître divers dysfonctionnements relatifs à l'exploitation de l'avion, par exemple l'utilisation de certaines données non mises à jour dans la phase initiale de la préparation du vols, l'absence d'archivage de certains documents ou la gestion incomplète des bagages. De même, l'oubli de l'entretoise du boggie gauche est la conséquence du non-respect des procédures établies et de la non-utilisation de l'outillage approprié. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3 Recommandations générales

Au delà des améliorations spécifiques au Concorde, l'enquête a fait apparaître le besoin de progrès de sécurité dans divers domaines. Ces progrès d'application générale font l'objet des recommandations suivantes.

4.3.1

Les essais et recherches conduits dans le cadre de l'enquête ont confirmé la fragilité des pneumatiques contre l'agression de corps étrangers et l'insuffisance des essais faits dans le cadre de la certification. Des exemples récents sur d'autres avions que le Concorde ont montré que les éclatements de pneumatiques pouvaient être la cause de dégâts importants. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.2

L'enquête a montré qu'un choc ou une perforation pouvait provoquer des dégâts à un réservoir selon un processus de transmission de l'énergie du projectile. De tels processus indirects, bien que connus, correspondent à des phénomènes complexes qui n'avaient jamais été identifiés jusqu'à présent sur des avions civils. De même, l'inflammation de la fuite de kérosène, la possible remontée de la flamme, son accrochage et sa stabilisation se sont faits au travers de phénomènes complexes, qui sont loin d'être totalement appréhendés. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.3

En France, les manuels d'exploitation des aéroports contiennent des consignes fondées sur les recommandations de l'OACI relatives à l'inspection des aires de mouvement. Néanmoins, il n'existe pas encore de réglementation nationale traitant de leur surveillance. La DGAC étudie actuellement la mise en place d'une telle réglementation. Or, l'accident a montré que la présence d'objets sur cette aire présentait un risque pour la sécurité. Il a également montré que la présence de certains objets sur les pistes pouvait échapper à toutes les mesures de prévention. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.4

La perte d'une lamelle métallique par le DC10 de Continental Airlines a été identifiée comme résultant d'opérations de maintenance non conformes aux règles de l'art. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.5

L'enquête technique a, une nouvelle fois, mis en évidence la difficulté actuelle à identifier et analyser certaines actions de l'équipage, certains bruits de sélecteurs et les alarmes visuelles. A plusieurs reprises déjà, le BEA ou ses homologues étrangers ont recommandé l'installation de vidéo enregistreurs à l'intérieur des postes de pilotage. Ce point avait été examiné en septembre 1999 à l'OACI lors de la réunion à l'échelon division « Enquêtes et Prévention des Accidents » (AIG 99) et la Réunion avait formulé la recommandation 1.2/4 « Enregistrements vidéo dans le poste de pilotage », demandant le renvoi des propositions au Groupe d'experts des enregistreurs de bord (FLIRECP). En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.6

L'enquête a montré que l'équipage de cabine avait certainement perçu des changements significatifs de son environnement. Il est donc possible que des communications entre PNC ou des tentatives de communication avec le poste de pilotage aient eu lieu. Or, les échanges des PNC entre eux ne sont pas enregistrés et la réception en poste des annonces faites en cabine a été arrêtée au temps 14 h 14 min. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.7

Il ressort de l'enquête que l'équipage n'a probablement jamais eu conscience de l'origine de l'incendie ou de son ampleur. Une situation comparable se rencontre fréquemment dans les cas d'accidents dus à des dégâts à la structure de l'avion. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.8

L'enquête a montré que l'accélération latérale subie par l'équipage du Concorde du fait des pompages des moteurs 1 et 2 était différente des valeurs enregistrées au centre de gravité de l'avion, valeurs que reproduisent les simulateurs de vol. Or, la fidélité de la simulation est un élément important de la qualité des entraînements. En conséquence, le BEA recommande que :

4.3.9

Les enquêteurs et leurs conseillers ont travaillé plusieurs jours sur l'épave sans savoir que le site de l'accident était pollué par de l'amiante utilisée sur l'avion. Ils n'étaient donc pas équipés de protections spécifiques, ce qui peut avoir à terme des conséquences sur leur santé. Ce type de problèmes avait été examiné en septembre 1999 à l'OACI lors de la réunion à l'échelon division « Enquêtes et Prévention des Accidents » (AIG 99) et la Réunion avait formulé la recommandation 8/1 « Renseignements et formation sur les dangers des lieux d'accident ». En conséquence, le BEA recommande que :


[1]Sauf précision contraire, les heures figurant dans ce rapport sont exprimées en temps universel coordonné (UTC). Il convient d'y ajouter deux heures pour obtenir l'heure en vigueur en France le jour de l'événement.

[2] Au moment de la construction de l'aéronef, ces entreprises s'appelaient respectivement SNIAS et BAC

[3] Si l'un des capteurs « porte ouverte » est détruit, l'information transmise est « la porte n'est pas ouverte » et la séquence de rentrée du train ne peut démarrer.

[4] La perpendicularité est assurée par deux vérins pneumatiques autonomes gonflés à l'azote.

[5] Ce centrage, purement mécanique, est réalisé par un ensemble doigt-came.

[6] La rentrée du train se poursuit même si le vérin d'aide à la rétraction est défaillant.

[7] Le constructeur a indiqué que le temps de détection mesuré lors d'essais était de cinq à sept secondes pour une exigence réglementaire de trente secondes.

[8] On ne peut en pratique jamais connaître avec exactitude la masse réelle d'un avion, du fait notamment de l'utilisation de masses forfaitaires.

[9] Il existe deux gouvernes de direction indépendantes.

[10] Aire de mouvement : partie d'un aérodrome qui est utilisée pour les décollages, les atterrissages, la circulation en surface et le stationnement des aéronefs. Elle comprend l'aire de manoeuvre et les aires de trafic.

[11] Les heures de ce paragraphe sont des heures locales.

[12] Le constructeur a indiqué que, conformément au TSS, ces protections thermiques résistaient au moins trois minutes.

[13] La pression nominale des pneumatiques de Concorde est de 16 bars.

[14] Interaction des aubes du rotor et du stator.

[15] C'est une conséquence normale de la détente de l'amortisseur du train principal gauche. Le décalage qui apparaît dans l'enregistrement des paramètres résulte de l'échantillonnage sur quatre secondes.

[16] Températures estimées de convection de l'ordre de 1 000 °C et de radiation de l'ordre de 1 500 °C.

[17] Ce taux est calculé à partir des rapports d'incidents des compagnies. Il faut considérer que ce recueil n'est pas exhaustif, le pourcentage d'incidents non rapporté étant inconnu. Ce chiffre peut être considéré comme optimiste.