DOCUMENT TECHNIUE - BEA...L’examen visuel réalisé à l’intérieur du fuselage de l’aéronef permet de confirmer le sens des déformations observées précédemment : de l’extérieur

DOCUMENT TECHNIQUEExamen de l’aéronefExamen des hélices gauche et droite

Accident du Fokker - F27-500exploité par Miniliner SRLimmatriculé I-MLVT survenu le 25 octobre 2013à AD Paris Charles de Gaulle (95)

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Parution : Novembre 2018

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Les conclusions du présent document sont établies d’après les travaux effectués par le Bureau d’Enquêtes et d’Analyses (BEA) pour la sécurité de l’aviation civile. Elles ne peuvent en aucune façon préjuger des conclusions finales de l’enquête de sécurité.

Avertissement


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Table des matières

AVERTISSEMENT 2

GLOSSAIRE 4

1 - TRAVAUX EFFECTUÉS 5

1.1 Examen du site, dommages à l’aéronef 5

1.1.1 Examen du site 51.1.2 Examen de l’aéronef 51.1.3 Examen des moteurs 91.1.4 Scénario de l’évènement 10

1.2 Renseignements sur l’aéronef 11

1.2.1 Généralités 111.2.2 I-MLVT 111.2.3 L’hélice Dowty Propellers R193/4-30-4/61 11

1.3 Examen de l’hélice gauche 13

1.3.1 Objectifs de l’examen 131.3.2 Equipements examinés 141.3.3 Résultats 14

1.4 Examen de l’hélice droite 42

1.4.1 Objectif de l’examen 421.4.2 Equipements examinés 421.4.3 Résultats 42

1.5 Examen d’autres hélices du type R193 46

1.5.1 Objectif de l’examen 461.5.2 Equipements examinés 461.5.3 Résultats 47

1.6 Renseignements complémentaires 48

1.6.1 Evènements antérieurs 481.6.2 Maintenance 49

2 - CONCLUSION 52

ANNEXES 54


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GlossaireAAIB Air Accidents Investigation Branch (UK)

EDS Spectrométrie à dispersion d’énergie (Energy Dispersive Spectrometry)

MEB Microscope Electronique à Balayage

MSN Numéro de série du fabriquant (Manufacturer’s Serial Number)

OHM Manuel de révision générale (Overhaul Manual)

P/N Numéro de pièce (Part Number)

RG Révision Générale

S/N Numéro de série (Serial Number)

TSN Durée de vie depuis neuf (Time Since New)

TSO Durée de vie depuis révision générale (Time Since Overhaul)


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1 - TRAVAUX EFFECTUÉS

1.1 Examen du site, dommages à l’aéronef

1.1.1 Examen du site

1.1.1.1 Localisation de l’évènement

L’accident s’est produit le 25 octobre 2013 vers 01h20 locale dans l’axe de la piste 09R de l’AD Paris Charles-de-Gaulle (95), à une altitude d’environ 1 700 ft.

1.1.1.2 Répartition des débris

L’hélice gauche (à l’exception de la pale n° 2) et la partie avant du moteur gauche ont été retrouvées à l’extrémité d’un champ de la commune du Mesnil-Amelot (77), à environ 2 400 mètres de la fin de la piste 09R, quasiment dans l’axe de piste (figure 1).

La pale n° 2 de l’hélice gauche a été retrouvée en amont à environ 1 800 mètres de la fin de la piste 09R, dans l’alignement de la piste et de l’hélice gauche.

Figure 1 : répartition des débris et emplacement de l’aéronef après l’évènement

1.1.2 Examen de l’aéronef

Après l’accident, l’avion a pu se reposer en 09R et stationner au parking P71 de l’aéroport. Lors de l’examen de l’aéronef, celui-ci était entreposé sur ce même parking (figure 1 et figure 2). L’examen visuel de l’extérieur de l’aéronef fait état d’endommagements au niveau :

� de l’hélice et du moteur gauche ; l’hélice est absente, ainsi que la partie avant du moteur. Une partie du capotage du moteur côté gauche est repliée vers l’arrière (figure 3) ;

Piste 09R

Hélice + partie avant du moteur

Pale n°2

I-MLVT


6

� du fuselage côté gauche, dans le plan de l’hélice, où une ouverture d’environ 1,20 m de hauteur est observée, de l’extérieur vers l’intérieur (figure 3). D’autres traces d’impact, plus petites, sont également relevées (flèches rouges) ;

� du fuselage côté droit, où une ouverture d’environ 1 mètre de hauteur est présente, de l’intérieur vers l’extérieur (figure 4) ;

� de l’hélice droite, dont l’une des pales présente un impact en bord d’attaque, en extrémité de pale (figure 5).

Figure 2 : état général de l’aéronef

Figure 3 : Hélice absente côté gauche – moteur gauche endommagéouverture dans le fuselage et traces d’impacts

L’examen visuel réalisé à l’intérieur du fuselage de l’aéronef permet de confirmer le sens des déformations observées précédemment : de l’extérieur vers l’intérieur pour l’ouverture dans le fuselage côté gauche, de l’intérieur vers l’extérieur côté droit.

Des faisceaux électriques localisés entre le fuselage métallique et l’habillage intérieur composite sont retrouvés sectionnés au niveau des ouvertures, côté gauche et droit (figures 6 et 7, flèches rouges).


7

Un morceau de pale de 100 mm x 70 mm a été retrouvé enfiché dans le fuselage, côté gauche.

Figure 4 : Ouverture dans le fuselage côté hélice droite

Figure 5 : Impact en bord d’attaque d’une pale de l’hélice droite

Figure 6 : Ouverture côté gauche vue de l’intérieur, faisceaux électriques coupés

Figure 7 : Ouverture côté droit vue de l’intérieur, faisceaux électriques coupés

Le container se trouvant dans l’alignement des deux ouvertures au moment de l’événement présente lui aussi des perforations, dont les contours sont déformés de l’extérieur vers l’intérieur du côté gauche, et de l’intérieur vers l’extérieur du côté droit (figure 8).


8

Figure 8 : container de courrier endommagé lors de l’événement

Dans l’après-midi du 25 octobre 2013, soit quelques heures après l’accident, les principales pièces séparées de l’aéronef sont localisées dans un champ du Mesnil-Amelot, commune à proximité de l’AD Paris Charles-de-Gaulle (figures 1 et 9). Elles sont immédiatement prélevées.

Figure 9 : l’hélice gauche, avec les pales 1, 3 et 4 et la partie avant du moteur

La pale n° 2 est trouvée seule. Elle est rompue au niveau de sa vis de pied de pale (preload bolt). Le faciès de rupture présente des signes de fatigue, visibles à l’œil nu (cf. § 1.3.3.5).

Le reste de l’hélice gauche avec ses pales 1, 3 et 4, solidaire de la partie avant du moteur et manquante sur l’avion, est également retrouvé dans un champ, cône vers le sol. La pale 1 se trouve attachée à l’hélice uniquement par le câble du système de dégivrage. Son extrémité est rompue, une partie de cette pale est manquante (figure 10).

Figure 10 : hélice gauche lors du relevage.La pale n°1 n’est solidaire à l’hélice que par le câble de dégivrage

côté gauche

avant

Côté droit


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Figure 10 : hélice gauche lors du relevage. La pale n°1 n’est solidaire à l’hélice que par le câble de dégivrage

1.1.3 Examen des moteurs

Le Fokker 27 immatriculé I-MLVT est équipé de deux moteurs Rolls-Royce Dart 532-7. Des représentants de Rolls-Royce se sont rendus sur l’aéroport le 28 octobre 2013 afin de réaliser un examen du moteur gauche (#1).

Cet examen a révélé que :

� le moteur S/N 15101 est encore fixé à l’aile, mais la partie du moteur en amont du carter du 1er étage de compresseur est manquante (figure 11) ;

� l’arbre cannelé d’entraînement du réducteur s’est rompu en cisaillement lors de la perte du réducteur et de l’entrée d’air ;

� les aubes du compresseur 1er étage centrifuge présentent des endommagements significatifs. Des traces de frottement sont notées sur les aubes, consécutives à un contact avec le carter du compresseur, et avec l’entrée d’air ;

� le circuit de refroidissement du moteur présente, à différents endroits, des dépôts noirs, des cloques de peintures et des brûlures, caractéristiques de la présence de feu ;

� sollicités manuellement, les éléments mobiles du générateur de gaz ne sont pas bloqués en rotation. Aucun grippage du moteur n’est relevé.


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SECTION DETACHEE

Figure 11 : coupe d’un moteur RR Dart 532-7.En rouge, partie séparée du moteur n° 1

Lors de l’examen de la partie avant du moteur retrouvée dans le champ, il a été observé que :

� des traces de frottements sont visibles sur le carter du compresseur 1er étage, en cohérence avec les observations faites sur la partie du moteur sous l’aile (traces de frottement sur les aubes du compresseur 1er étage) ;

� le démarreur est retrouvé sans dommage à proximité de la partie avant du moteur, désolidarisé, probablement à l’impact avec le sol ;

� le flasque à l’arrière de l’entrée d’air, qui se fixe sur le carter de compresseur est rompu sur toute sa circonférence ;

� des projections d’huile sur l’arrière du carter de compresseur sont visibles et témoignent d’une rotation du compresseur au moment de la rupture de la partie avant ;

� le radiateur d’huile, le couple-mètre et deux conduites de carburants sont manquants et n’ont pas été retrouvés.

Aucun dommage préalable à la séparation de la partie avant du moteur n’a été mis en évidence.

Le moteur droit n’a pas été endommagé lors de l’évènement et n’a donc pas fait l’objet d’examen.

Enfin, l’analyse spectrale des données audio CVR montre que le régime des moteurs était nominal du décollage jusqu’à l’évènement.

1.1.4 Scénario de l’évènement

Les examens du site, de l’épave et des moteurs permettent de dégager les premiers éléments d’un scénario, qui sont les suivants :

� peu après le décollage, la pale n° 2 de l’hélice gauche se sépare de l’hélice du fait de la rupture de sa vis de pied de pale. La pale traverse alors le fuselage de part en part ainsi que le container de courrier se trouvant sur sa trajectoire, et tombe dans un champ ;


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� quasiment instantanément, le moteur 1, du fait du balourd engendré par la perte de la pale n° 2, se rompt dans le plan en aval du 1er étage de compresseur, tel que présenté (figure 11). La partie avant détachée du moteur, alors encore solidaire de l’hélice, tombe dans un champ ;

� la perte de la partie avant du moteur entraine une fuite de carburant ou/et d’huile, qui s’enflamme au contact des parties chaudes du moteur. Du fait de l’importance des dommages, les extincteurs étaient devenus inopérants, et l’incendie s’est finalement éteint de lui-même probablement par faute de combustible ;

� l’équipage se déclare en situation d’urgence et atterrit sans autre difficulté.

1.2 Renseignements sur l’aéronef

1.2.1 Généralités

Le Fokker F27 est un avion court-courrier turbopropulsé, conçu dans les années 1950 par le constructeur néerlandais Fokker. Son premier vol a eu lieu en 1955.

La version F27-500 a un fuselage plus long d’1,5 m, est équipé de deux moteurs Rolls-Royce Dart et peut embarquer jusqu’à 52 passagers. Le premier vol d’un F27-500 a eu lieu en 1967.

La production du F27 a été stoppée en 1987. A cette date, 586 appareils (toutes versions confondues) avaient été fabriqués.

Fokker estime qu’un peu plus de 70 appareils étaient encore en service à la date de l’événement. Aujourd’hui, ces avions sont utilisés principalement en activité de fret.

1.2.2 I-MLVT

�Modèle : Fokker F27-500 �MSN : 10373 � Année de construction : 1968 � Opérateur : Miniliner � Activité : fret � Nombre d’heures de vol (FH) : 27791 � Nombre de cycles (FC) : 32194 �Moteurs : Rolls-Royce Dart 532-7 � S/N moteur 1 : 15101 � S/N moteur 2 : 330 � Hélices : Dowty Propellers R193/4-30-4/61 � S/N hélice gauche : DRG142/64 � Heures de vol de l’hélice gauche : 15057 � S/N hélice droite : DRG106/69 � Heures de vol de l’hélice droite : 10813

1.2.3 L’hélice Dowty Propellers R193/4-30-4/61

L’hélice R193/4-30-4/61 (figure 12) est une hélice 4 pales métalliques, à pas variable, développée dans les années 1950 par Dowty Rotol LTD. Dowty Rotol LTD est devenu en 1990 Dowty Aerospace Gloucester, puis Dowty Propellers, une marque de GE Aviation. Dowty Propellers estime qu’environ 150 hélices de ce type étaient encore en service à la date de l’évènement.


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D’après l’OHM de l’hélice, celle-ci est constituée de quatre grands ensembles :

� le moyeu (hub, figure 13), partie centrale de l’hélice ; � l’ensemble de fixation du moyeu (hub attachment group), permettant

l’assemblage de l’hélice à l’arbre du moteur ; � le système de lubrification (oil tubes) permettant la lubrification et le

fonctionnement du mécanisme de changement de pas ; � les pales (blade group, figure 14) et leur système de dégivrage (de-icing overshoe).

Chaque pale est constituée d’un profil et d’un pied, lui-même constitué d’un roulement et d’une vis de pied de pale. Le roulement permet la rotation de la pale dans le moyeu, et assure donc le changement de pas. La vis permet l’assemblage et le pré-chargement du roulement. L’opération de serrage de la vis est spécifiée par le constructeur. Elle nécessite l’usage d’un banc hydraulique au montage et au démontage du roulement de pied de pale.

Les pales sont assemblées ou désassemblées au moyeu par vissage ou dévissage entre la bague centrale du roulement de pied de pale, filetée, et le bras du moyeu, taraudé. Le montage ou démontage de la pale dans le moyeu nécessite également l’usage d’un banc hydraulique, compte tenu des valeurs des couples de serrage spécifiés par le constructeur lors du montage.

Figure 12 : vue éclatée de l’hélice R193/4-60-4/61 (extrait de l’OHM de l’hélice)

Figure 13 : Dessin du moyeu de l’hélice (extrait de l’OHM de l’hélice)


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Figure 14 : vue éclatée d’un pied de pale d’hélice, extrait de l’OHM de l’hélice

1.3 Examen de l’hélice gauche

1.3.1 Objectifs de l’examen

Un premier objectif de l’examen de l’hélice gauche était de caractériser l’état général de l’hélice avant l’événement et de déterminer le niveau d’endommagement des vis de pied des pales 1, 3 et 4.

De plus, la pale n° 2 s’est séparée de l’hélice gauche du fait de la rupture de sa vis de pied de pale et a traversé le fuselage de l’aéronef. La rupture présente des caractéristiques de fissuration en fatigue. Un examen détaillé de la pale n° 2 et de sa vis de pied de pale a été mené avec pour objectif de tenter de déterminer l’origine de cette rupture. Le vis-à-vis, toujours présent dans le moyeu, a été également prélevé puis examiné à DGA-EP. Les informations obtenues par les examens des deux fragments de la vis sont présentées dans ce chapitre.

Enfin, la pale n° 1 a été retrouvée détachée de l’hélice gauche. Seul le câble de dégivrage liait encore la pale au moyeu de l’hélice. Un examen détaillé de cette pale avait pour objectif de déterminer l’origine de sa désolidarisation du moyeu.


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1.3.2 Equipements examinés

Hélice gauche (Scellé EPAVE-2)Dowty-Propellers

P/N : R193/4-30-4/61S/N : DRG142/64

Pale n°1 (Scellé EPAVE 2-1)Dowty-PropellersP/N : RA25907-1

S/N : A139636

Pale n°2 (Scellé EPAVE 1)Dowty-Propellers P/N : RA25907-1

S/N : A140831

Vis du pied de pale n°2 (prélevé sur scellé EPAVE 1)

Dowty-PropellersP/N : RA58592-1

S/N : EPK 164

Vis du pied de pale n°2 (prélevé sur scellé EPAVE 2)

Dowty-PropellersP/N : RA58592-1

S/N : EPK 164

1.3.3 Résultats

1.3.3.1 Démontage de l’hélice gauche et des pales 1, 3 et 4

Note : Tous les dommages extérieurs observés sur l’hélice avant son démontage sont consécutifs à la perte de la pale n° 2 et aux évènements qui en découlent, en particulier à la perte de l’hélice et de l’avant du moteur et à leur impact avec le sol.

Seuls quelques ateliers de maintenance dans le monde réalisent encore la révision des hélices de type R193 de Dowty Propellers. Aucun de ces ateliers ne se situe en France. Le démontage nécessitant des outillages hydrauliques spécifiques, il a donc été décidé de réaliser celui de l’hélice gauche chez Proptech, en Angleterre, avec la participation de représentants de l’AAIB et de Dowty Propellers.


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Ce démontage a eu lieu les 17 et 18 décembre 2013.

En plus du désassemblage, les travaux suivants ont été réalisés :

� mesure du couple de changement de pas des pales 3 et 4 encore en place dans le moyeu ;

� mesure du couple de dévissage des pales 3 et 4 (pour rappel, la pale 1 a été retrouvée déjà séparée) ;

� mesure du couple des roulements de pied de pale des pales 1, 3 et 4 et dimension des roulements après démontage ;

� contrôle par magnétoscopie des 3 vis de pied de pale désassemblées.

Le couple de changement de pas des pales 3 et 4 encore en place dans le moyeu a été mesuré sur un banc hydraulique conformément aux exigences de l’OHM Les résultats sont présentés dans le tableau 1.

Les pales 3 et 4 ont ensuite été dévissées du moyeu, puis revissées de façon à ce que les repères de serrage soient réalignés.

Les couples nécessaires au dévissage et les couples de réalignement à leur position initiale ont alors été relevés (tableau 2).

Pale n° Couple de changement de pas

Commentaire

3 120-140 lb.ft Rotation saccadée


Spécifications de l’OHM au montage*

90-190 lb.ft Rotation continue

*Pour information seulement, étant donné le niveau d’endommagement de l’hélice.Tableau 1 : mesures du couple de changement de pas

Pale n° Couple de dévissage Couple au réalignement

3 720 lb/psi 660 lb/psi

4 720 lb/psi 620 lb/psi

Spécifications de l’OHM au montage*

765-786 lb/psi

*Pour information seulement, étant donné le niveau d’endommagement de l’hélice.

Tableau 2 : mesures de couples lors du dévissage des pales du moyeu


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Une fois chaque pale séparée du moyeu, le diamètre de leur roulement a été relevé (deux mesures par roulement, selon deux diamètres orthogonaux). Le couple nécessaire à la rotation de la pale dans le roulement a été alors mesuré. Les roulements ont ensuite été déposés. Le jour suivant, le diamètre des roulements seuls a été à nouveau mesuré pour estimer l’amplitude de leur rétraction après démontage. Les résultats sont présentés dans le tableau 3. En rouge sont présentées les valeurs en dehors des spécifications de l’OHM.

Pale n° Diamètre du roulement

avant dépose

Diamètre du roulement

après dépose

Différence (rétraction lorsque

négatif)

Couple du roulement

1 6.4850”(1)

6.4800”6.4830”6.4810”

-0.0020”+0.0010”

120 lb.ft

3 6.4820”6.4830”

6.4800”6.4810”

-0.0020”-0.0010”

140 lb.ft

4 6.4830”6.4830”

6.4800”6.4800”

-0.0030”-0.0030”

60 lb.ft

Spécifications de l’OHM

au montage*

<6.5050” 0.0040” – 0.0045” 90-190 lb.ft

*Pour information seulement, étant donné le niveau d’endommagement de l’hélice.

Tableau 3 : mesures du couple des roulements, et de la rétraction des roulements après dépose

L’OHM impose, au montage de l’hélice, une valeur d’extension du roulement de pied de pale comprise dans une certaine plage. L’extension du roulement est le témoin du pré-chargement de la vis de pied pale et du roulement lui-même. Ainsi, une extension de roulement dans la plage préconisée correspond à un pré-chargement optimal de la vis et du roulement.

Au vu des mesures effectuées et des valeurs spécifiées dans l’OHM, il semble que le pré-chargement des vis de pied de pale soit en deçà de la valeur nominale. Cependant, il n’est pas possible de dire si le pré-chargement était en deçà des spécifications lors du montage de l’hélice, s’il l’est devenu entre le montage de l’hélice et l’accident, ou s’il est consécutif à l’événement. Il n’est pas possible non plus de dire si, au cours de la vie de l’hélice, le pré-chargement de la vis à évolué.

Le pré-chargement du roulement de la pale n° 2 dont la vis s’est rompue n’est quant à lui pas connu.

(1)Le signe ‘’ signifie « pouces » (unité du système impérial). 1’’ est égal à 25,4 mm.


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1.3.3.2 Examen magnétoscopique des vis de pied de pale

Equipements examinés

Vis du pied de pale n°1Prélevé sur Scellé EPAVE-2

Dowty-PropellersP/N: RA58592-1

S/N: EPK 154

Vis de pied de pale n°3Prélevé sur Scellé EPAVE-2


S/N: EPK 155

Vis du pied de pale n°4Prélevé sur Scellé EPAVE-2


S/N: EPK 165

Après dépose, les vis des pales n° 1, 3 et 4 ont été dégraissées puis examinées visuellement. Cet examen a révélé des zones décolorées sur les vis des pales n° 3 et 4, majoritairement situées à proximité de la tête de vis, dans le rayon de raccordement ou en zone du premier filet (figure 15). Ces décolorations ont été montrées à différents opérateurs de maintenance réalisant la maintenance du type d’hélice R193. Elles ont été qualifiées tantôt de normales, tantôt d’inusuelles par ces mêmes opérateurs. Les vis 1 et 2 ne présentaient pas de telles décolorations. Après examens micrographiques réalisés dans ces zones, il s’avère que le cadmiage est encore présent. Pour rappel, le cadmiage joue le rôle de protection anti-corrosion. C’est donc la couche de passivation(2) qui a été altérée.

Un examen des vis par magnétoscopie a alors été effectué, selon la procédure décrite dans le document Dowty-Propellers NDT26/M-SPM. Les résultats sont rapportés en ANNEXE 1.

Sur les vis n° 1, 3 et 4, des indications en magnétoscopie ont été observées. Majoritairement, ces indications désignaient des cavités débouchantes. Plus rarement, les indications révélaient des stries d’usinage (figure 16).

Aucune fissure n’a été mise en évidence par ce moyen sur ces vis.

Röder Präzision (atelier de maintenance situé à Egelsbach en Allemagne et ayant réalisé la dernière révision générale de l’hélice) indique que leurs procédures de magnétoscopie de pièces cadmiées requièrent un dé-cadmiage systématique des pièces avant l’examen. Ainsi, cela permet de s’affranchir d’indications pouvant être liées à la présence du cadmium, et non à la présence de défauts. Il n’est pas possible de dire si les indications observées sur les vis n° 1, 3 et 4 sans dé-cadmiage auraient également été relevées après dé-cadmiage.

(2)Film passif appliqué en surface du matériau en fin du process de cadmiage, qui ralenti notablement la vitesse d’oxydation et dont l’épaisseur est généralement de quelques centaines de nanomètres.


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Interrogé sur le sujet, Dowty Propellers répond qu’il n’y a pas besoin de décadmier la pièce avant inspection par magnétoscopie. Le décadmiage n’est pas spécifié dans l’OHM, ni dans le document Dowty-Propellers NDT26/M-SPM.

Röder Präzision a par ailleurs indiqué n’avoir jamais détecté d’indication (révélation de la présence potentielle d’un défaut par emploi d’un liquide indicateur) en magnétoscopie sur des vis de pied de pale de ce type. Ils précisent que si la moindre indication avait été détectée, étant donné la criticité de la pièce, celle-ci aurait été rebutée et remplacée par une pièce neuve.

Figure 15 : décoloration visibles sur la vis n° 3

Figure 16 : cavités débouchantes et stries d’usinage sur le flanc d’une vis (vis n° 1)

cavités

Strie d’usinage


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1.3.3.3 Examen des roulements de pied de pale de l’hélice gauche

Equipements examinés

Roulement de pale n° 1

TIMKENP/N : RA57099Z-1

S/N : 31474 N/R/R/R


TIMKENP/N : RA57099Z-1S/N : 62811 N/R


TIMKENP/N : RA57099Z-1S/N : 30978 N/R


TIMKENP/N : RA57099Z-1

S/N : 61861 R/R

Les roulements de pied de pale permettent la rotation de chaque pale dans le moyeu de l’hélice et permettent donc de changer le pas de l’hélice. Un roulement du même type est présenté figure 17 et figure 18. Le roulement est constitué de plusieurs composants, tel que présentés sur la coupe de la figure 19.

Figure 17 : roulement de pied de pale Figure 18 : vue de l’assemblage complet du pied de pale

L’objectif de l’examen était de déterminer si l’état des roulements de pied de pale a pu contribuer de quelque manière que ce soit à la perte de la pale n° 2, ou s’ils pouvaient apporter des éléments d’information relatifs au montage de l’hélice lors de la dernière révision générale.

Lors de la dernière RG effectuée par Röder Präzision, les 4 roulements de pied de pale ont fait l’objet d’un remplacement. Les 4 roulements montés n’étaient pas neufs, mais issus de réparations (présence de la lettre ‘R’ dans le numéro de série).

Le roulement de la pale 2 a été retrouvé en partie seulement, la douille, la bague supérieure, la cage et les rouleaux supérieurs étant manquants.

Les 3 autres roulements ont été prélevés intégralement lors du démontage de l’hélice chez Proptech.

De manière générale, les 3 roulements prélevés (n° 1, 3 et 4) ont été trouvés avec une quantité de graisse jugée conforme aux spécifications de l’OHM. Après prélèvement d’échantillons de graisse puis nettoyage, ils ont fait l’objet d’un examen visuel en coopération avec un représentant du fabriquant des roulements, TIMKEN.

Outre les endommagements décrits ci-dessous, les roulements présentaient des traces de bleuissement sur certaines de leurs pistes. Le représentant de TIMKEN précise que ce bleuissement peut être une réaction liée au contact prolongé avec la graisse, en particulier si la graisse est une graisse de marque Mobil, ce qui était le cas ici (Mobil Beacon 325). Ce phénomène est connu par TIMKEN, et sans conséquence sur la tenue des roulements.


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Figure 19 : vue en coupe du pied de pale

1.3.3.3.1 Roulement de la pale n° 1

Le roulement de la pale n° 1 est très endommagé. Le filetage extérieur de la bague centrale est arraché par endroit (figure 20), conséquence de la désolidarisation de la pale n° 1 du moyeu lors de son choc avec la pale n° 2 (cf. § 1.3.3.4) puis avec le sol.

L’ensemble rouleaux et cage supérieurs est détruit. Des rouleaux se sont rompus sous des efforts de compression. La piste de la bague supérieure présente des indentations sévères. La piste inférieure de la bague centrale est fissurée sur toute sa circonférence et présente elle aussi de sévères indentations (figure 21).

Les endommagements sont cohérents avec le choc de la pale n° 1 contre la pale n° 2 et la séparation de la pale n° 1 du moyeu.

Figure 20 : filetage extérieur arraché, bague centrale

Figure 21 : fissuration et indentation de la piste inférieure de la bague centrale

vis de pied de pale

bague inférieure

rouleaux et cage inférieurs

bague centrale

rouleaux et cage inférieursbague supérieure

douille

pale

joint d’étanchéité à lèvres


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Le roulement de la pale n° 2 a été extrait du moyeu par DGA-EP. La présence importante de terre dans le roulement inférieur, ainsi que des traces de corrosion superficielle ont été constatées. Après nettoyage, les éléments suivants sont observés :

� sur la bague centrale, côté roulement supérieur, plusieurs zones de corrosion superficielle, ainsi que de légères marques d’indentation contigües, décentrées par rapport à la position normale des rouleaux sur la piste ;

� sur la piste inférieure de la bague centrale, la présence de corrosion superficielle sur environ 180° et des marques d’indentation contigües espacées du pas des rouleaux sur environ 130°. Cette zone se situe à l’opposé de la zone d’amorce de la rupture de la vis ;

� sur les rouleaux inférieurs, des traces de corrosion superficielle, ainsi que de légères marques d’indentations et écaillages très ponctuelles ;

� sur la piste de la bague inférieure, des traces de corrosion superficielle, ainsi que quelques marques d’indentation contigües ;

� la rupture d’un secteur du joint à lèvre, dont la propagation s’est faite de l’intérieure du roulement vers l’extérieur.

Aucun endommagement préalable à l’événement n’a pu être mis en évidence. Les endommagements constatés sont cohérents avec la séparation de la pale n°2 et les chargements induits.

La corrosion superficielle observée est postérieure à l’événement.

Localisation de la zone d’amorce de la rupture

Figure 22 : endommagements constatés sur le côté extérieur de la bague centrale (Photo DGA-EP)


22


Le roulement de la pale n° 3 est retrouvé dans un état général correct. Cependant, des indentations sont observées localement sur la piste inférieure de la bague centrale, à l’extérieure du chemin de roulement (figure 23).

Ces marques peuvent être liées à l’impact de l’hélice avec le sol.

Figure 23 : indentation de la piste inférieure de la bague centrale


Le roulement de la pale n° 4 présente des d’indentations (brinelling) relativement importantes, en particulier sur les pistes du roulement supérieur (figure 24). Selon le représentant du fabriquant, un avion ne peut voler si le roulement de l’une de ses pales d’hélice présente du brinelling de cette importance, qui induirait des problèmes de contrôle du pas d’hélice. Ainsi, les marques sont plus probablement consécutives à l’événement, en particulier au choc de l’hélice avec le sol.

Figure 24 : brinelling sévère et traces de bleuissement sur la piste de la bague supérieure


23

1.3.3.3.5 Analyse de graisse

Un prélèvement de graisse a été effectué sur les roulements n° 1, 3 et 4 lors de leur dépose. Un prélèvement de la terre trouvée sur le roulement de la pale n° 2 a également été effectué.

Ces prélèvements ont été transmis à la DGA-EP pour examen. L’objectif était de s’assurer que la graisse utilisée était conforme aux préconisations du constructeur.

L’OHM précise, pour chaque composant, le type de graisse pouvant être utilisé. Concernant les roulements, les graisses suivantes sont autorisées :

� AeroShell 7 � Petrofina B2590 � Texaco Lowtep EP � Mobil Beacon 325

Le constructeur préconise également l’usage d’une pâte anti-fretting à appliquer sur les pistes du roulement, appelée ‘FRIN’.

Les résultats des examens sont détaillés dans le rapport DGA-EP n° 54-DAI-13.

Ils mettent en évidence la présence de graisse Mobil Beacon 325, identifiée dans les 4 prélèvements.

Des examens complémentaires par spectrométrie de fluorescence X et observation à grandissement x50 après lavage ont permis de révéler la présence de FRIN dans les échantillons de graisse prélevée sur les roulements 1, 3 et 4. La quantité de terre prélevée sur le roulement 2 s’est avérée insuffisante pour statuer sur la présence de FRIN dans le roulement 2.

1.3.3.3.6 Conclusion

Les roulements présentent un taux d’usure conforme avec leur utilisation et le nombre d’heures de vol après RG. En plus de cette usure normale, des endommagements consécutifs à l’événement ont été observés.

Le graissage des roulements a été réalisé avec une graisse conforme aux recommandations du fabriquant. La pâte anti-fretting (FRIN) a été détectée dans les prélèvements provenant des roulements des pales n° 1, 3 et 4. Il n’a pas été possible de déterminer si du FRIN était présent dans le roulement de la pale n° 2.


24

1.3.3.4 Examen de la pale n°1

La pale n° 1 a été retrouvée détachée de l’hélice gauche. Seul le câble de dégivrage liait encore la pale au moyeu de l’hélice.

Les premières observations montrent que le filetage permettant de fixer la pale dans le moyeu a été endommagé (cf. §1.3.3.3.1 - Roulement de la pale n° 1 - Figure 25 et Figure 26).

Figure 25 : pale n°1 seule, après découpe du câble de dégivrage

Figure 26 : pied de la pale n°1 - filetage endommagé

Figure 27 : déformation de flexion et de torsion de la pale n° 1

Figure 28 : zone de rupture du sommet de la pale 1 et marques singulières

Marques singulières


25

La pale présente une déformation en flexion et en torsion, et son extrémité (150 à 200 mm de longueur environ) est manquante (figure 27). La rupture du sommet de pale est de nature brutale, ductile (faciès granuleux). On note l’aspect propre de la rupture (il n’y a pas de terre). Des marques singulières sont présentes à proximité de la zone de rupture, côté intrados (figure 28). Ces marques indiquent que la pale n° 1 est venue impacter la pale n° 2 après la rupture de cette dernière. En effet, les marques correspondent à un impact avec les créneaux d’un pied de pale (figure 29). Les créneaux de la pale n° 2 sont par ailleurs endommagés et la correspondance géométrique des créneaux avec les marquages de la pale n° 1 confirme cette hypothèse (figure 30). Les déformations de la pale 1 et la rupture de son extrémité sont donc consécutives à cet impact. Un schéma illustratif de la séquence est proposé figure 31.

Figure 29 : marquage de l’intrados de la pale 1 à proximité de la rupture

Figure 30 : créneaux endommagés en pied de pale n°2

Figure 31 : schéma descriptif de la séquence de perte de pale

Les dommages observés sur la pale n° 1 sont cohérents avec un arrachement de la pale du moyeu lors de l’impact avec la pale n° 2, puis avec le sol.


26

1.3.3.5 Examen de la pale n° 2 et de sa vis de pied de pale

1.3.3.5.1 Examen de la pale n° 2

La pale n° 2 a été retrouvée dans un champ (figure 1). L’extrémité de la pale est légèrement fléchie vers l’intrados. Le bord d’attaque présente de multiples dommages (figure 32). L’un d’eux est particulièrement marqué, sa forme est incurvée. Il s’étend du bord d’attaque vers l’intrados et l’extrados. L’extrémité du bord d’attaque est fléchie vers l’arrière (figure 36).

L’élastomère du système de dégivrage présente des fissures radiales le long du bord d’attaque (figure 33). Sa base est décollée de la pale. L’extrados présente plusieurs rayures courbes (figure 34). Le bord de fuite montre également des signes d’impacts et des rayures (figure 35). L’intrados présente des rayures, dont deux plus profondes que les autres, l’une à l’extrémité de la pale (environ 8 cm de long, figure 36), l’autre à proximité du pied de pale (environ 3 cm de long).

Une partie du pied de pale est manquante.

Les dommages et marques sur la pale n° 2 sont cohérents avec une pénétration de la pale dans le fuselage après sa séparation de l’hélice gauche. D’après la courbure des rayures, la pale était à la fois en translation suivant son axe longitudinal et en rotation.

Figure 32: dommages sévères en bord d’attaque Figure 33: fissures radiales dans l’élastomère du système de dégivrage

Figure 34: Rayures courbes sur l’extrados Figure 35: traces d’impact en bord de fuite


27

Figure 36: profonde rayure sur l’intrados Figure 37: faciès de rupture de la vis du pied de pale présentant des signes de fatigue

1.3.3.5.2 Examen fractographique de la vis de pied de pale

Le faciès de rupture de la vis de pied de pale (figure 37) a été extrait de la pale par découpe puis nettoyé à l’éthanol. Le plan de rupture est localisé à 8,7 mm sous la tête de vis (figure 38), dans le congé de raccordement.

Figure 38 : plan de rupture de la vis (en rouge)

Les examens fractographiques de la surface de rupture mettent en évidence deux zones distinctes (figure 39 à figure 41) :

� une zone en relief, granuleuse, caractéristique d’une rupture ductile brutale (environ 60% de la section totale) ;

� une zone lisse, plane, présentant des lignes d’arrêt (ou lignes frontales) et deux lignes radiales (environ 40 % de la section totale). Ces éléments sont caractéristiques de la propagation d’une (ou plusieurs) fissure(s) sous chargement cyclique (propagation en fatigue).

En outre, des zones de coloration plus foncée sont observées. La première se situe dans la zone d’amorce principale de fissuration en fatigue. Les deux autres sont plus éloignées du bord de la pièce, et semblent s’étendre sur une à plusieurs lignes d’arrêt.


28

L’observation des lignes d’arrêt (concentriques) permet de déterminer la zone d’amorce (figure 40). Elle se situe côté bord d’attaque (figure 42). La présence de deux lignes radiales suggère que deux fissures secondaires se sont également amorcées et propagées.

Des examens approfondis au microscope électronique à balayage (MEB) confirment la présence d’une zone de propagation de fissure en fatigue, par la présence de stries de fatigue (figure 44). La zone à fort relief présente quant à elle de nombreuses cupules, caractéristiques d’une rupture brutale ductile (figure 45).

Le comptage des lignes frontales peut fournir des renseignements sur la durée et la vitesse de propagation de la fissure. En effet, si l’on considère que chaque ligne frontale correspond à un cycle « ouverture puis fermeture de fissure », celle-ci est donc à mettre en relation avec un cycle durant lequel la pièce est fortement chargée puis déchargée.

Ainsi, après comptage des lignes frontales sur la totalité de la zone de rupture en fatigue, il s’avère que (figure 43) :

� 40 lignes frontales peuvent être dénombrées entre l’amorce (zone de concentricité des lignes) et la première zone de couleur sombre, sur 70 % de la zone considérée. Sur les 30 % restant, à proximité de la zone d’amorce, l’information a été dégradée par les ouvertures et re-fermetures de la fissure ;

� 15 lignes frontales peuvent être dénombrées entre les deux zones de couleur sombre ;

� 25 lignes frontales peuvent être dénombrées entre la deuxième zone de couleur sombre et la zone de rupture finale.

Figure 39 : faciès de rupture de la vis de pied de pale n°2

Figure 40 : détail du faciès de rupture, côté amorce

Zone d’amorce principale

main initiation site


29

Zone de rupture brutale

Zone de fatigue

Colorationfoncée

Lignes radiales

Figure 41 : Description fractographique de la surface de rupture de la vis de pied de pale n° 2

Cotébord d’attaque

Cotébord de fuite

Section 0.7 de la pale

Figure 42 : vue de la position du faciès de rupture relativement à la pale (vue du dessous)(3)

(3)La section 0.7 de la pale est la section de la pale située à une distance du centre du moyeu correspondant à 70 % de la distance entre le centre du moyeu et le sommet de pale. Une ligne de peinture sur la pale permet de la repérer. L’angle du pas de l’hélice est donné à cette section.


30

Figure 43 : vue d’ensemble des macro-stries de fatigue – nombre de lignes frontales par zone

Figure 44 : stries en zone de fatigue, vues au MEB

Figure 45 : Cupules en zone de rupture finale, vues au MEB

Les observations fractographiques ont permis de mettre en évidence 3 zones caractéristiques. Ces zones sont référencées sur la figure 46. La zone A1 correspond à la zone d’amorce principale de la fissure de fatigue. Les zones A2 et A3 sont localisées à proximité des deux lignes radiales (ou lignes de crête), zones d’amorçages secondaires.

Zone A1

Les observations au MEB de la zone A1 permettent de mettre en évidence une zone d’amorce principale, dont la morphologie diffère du reste du faciès (figure 47). Cette zone d’amorce principale, qui peut être incluse dans un demi-cercle de 100 µm de diamètre, présente localement un faciès à porosités (figure 48). Des traces de cadmium sont également visibles localement.

25

15

>40


31

Zone A1

Figure 44

Figure 45

Zone A2 Zone A3

Figure 46 : zones examinées au MEB

Au droit de la zone A1, sur le flanc de la vis, on note l’absence de cadmium le long de la surface de rupture sur une hauteur d’environ 60 µm. On note également la présence d’une inclusion à environ 100 µm du faciès de rupture (figure 51). Une analyse chimique par dispersion d’énergie (EDS) permet de déterminer la nature de cette inclusion : il s’agit d’un sulfure de manganèse (MnS).On observe par ailleurs, sur le flanc de la vis, de nombreuses cavités débouchantes (Figure 49), voire des fissures, telles qu’illustrées sur la figure 50.Aucun pré-endommagement (coup d’outil, défaut d’usinage…), aucune piqûre de corrosion, aucun défaut géométrique n’a pu être détecté au droit de la zone d’amorce principale.

Zone A2

La zone A2 présente un faciès de fissuration en fatigue. La présence d’une ligne radiale (ou ligne de crête), suggère que la propagation de fissure en fatigue s’est faite dans un plan différent de celui de la fissure principale. Une zone en bordure de pièce présente des similarités par rapport à la zone d’amorce de la fissure principale : présence d’inclusions (sulfures de manganèse), faciès à porosités (figure 53). Aucun pré-endommagement (coup d’outil, défaut d’usinage…), aucune piqûre de corrosion, aucun défaut géométrique n’est visible.

Zone A3

La zone A3 présente également un faciès de rupture en fatigue, dont les stries sont aisément visibles (figure 54). La présence d’une ligne de crête suggère à nouveau une propagation de fissure dans un plan différent du plan voisin (plan de la fissure secondaire). Ceci s’illustre bien sur la figure 55, où l’on voit le faciès de rupture de la vis ainsi que la fissure qui se prolonge sous ce faciès.Le site d’amorçage de cette fissure tertiaire n’a pas pu être identifié. Aucun pré-endommagement (coup d’outil, défaut d’usinage…), aucune piqûre de corrosion, aucun défaut géométrique n’a été observé dans cette zone.


32

Figure 47 : morphologie de la zone d’amorce principale

Figure 48 : porosités en zone d’amorce principale (détail de la Figure 47)

Figure 49: through-cavities on the side of the bolt Figure 50: cavities and crack on the side of the bolt

inclusion

Absence de cadmium

Faciès de rupture

Présence de cadmium Flanc de la vis

Figure 51 : inclusion visible sur le flanc, à environ 100 µm du faciès de rupture

Absence de cadmium

Couche de cadmium

en surface


33

Figure 52 : vue d’ensemble de la zone A2 au MEB

Figure 53 : détail de la Figure 52 – faciès à porosités et présence d’inclusions

Figure 54 : zone A3 vue au MEB Figure 55 : zone A3 - vis à vis de la Figure 54

À l’issue de ces examens, plusieurs coupes métallographiques ont été réalisées dans le but de :

� caractériser de façon détaillée les différentes zones d’amorces ; � caractériser la matière composant la vis, en particulier : la nature chimique

du matériau (par spectrométrie à étincelle et par dosage carbone/soufre), sa microstructure à cœur, sa dureté, la morphologie et la composition du revêtement de surface, la forme et la répartition des inclusions.

Figure 53

Ligne de crête

Faciès de rupture de

la vis

fissure


34

1.3.3.6 Examen micrographique

Vis n° 2 (rompue)

L’emplacement des coupes réalisées sur la vis n° 2 (coupes référencées C1 et C2) est présenté figure 56.

Figure 56 : faciès de rupture de la vis n°2 après réalisation et prélèvement des coupes – sens d’observation fléché en rouge

La coupe C1 a été réalisée en zone de rupture brutale ductile (rupture finale).Un examen de la coupe au MEB et une analyse EDS ont permis de mettre en évidence la présence d’inclusions de sulfures de manganèse (figure 57). L’observation d’une autre inclusion après le déchaussement probable d’un sulfure du fait du polissage de la coupe permet de retrouver le même type de faciès à porosités que celui observé en zone d’amorce, comme l’illustre la figure 58. L’observation de la coupe C1 au microscope inversé a permis d’identifier la présence de la couche de cadmium en surface, d’une épaisseur d’environ 5 µm (figure 59), pour une spécification de 0,0003 in maximum, soit 7,62 µm maximum (plan du constructeur). Il apparaît également que certains de ces sulfures débouchent en surface de la pièce (flanc de la vis). Le déchaussement des sulfures laisse alors des cavités en surface de la pièce (figure 61, figure 62, figure 63).

C1

C2


35

Figure 57 : sulfure de manganèse filiforme et cavité en surface

Figure 58 : vu en coupe d’une cavité après déchaussement d’un sulfure

Figure 59 : coupe en fond de filet, présence de la couche de cadmium (coupe C1)

Figure 60 : inclusions de sulfure de manganèse, en gris (coupe C1)

Figure 61 : cavités en surface liées au déchaussement de sulfures de manganèse

(coupe C1)

Figure 62 : coupe au droit de la zone d’amorce principale (coupe C2)

Faciès de rupture

Cavité

débouchante

Cd

amorce


36

Figure 63 : cavités débouchantes avec présence de cadmium en fond de cavité

Figure 64 : microstructure à cœur : martensite

La coupe C2, réalisée en zone d’amorce principale de fissuration en fatigue (zone A1), met en évidence la disparition de la couche de cadmium sur une centaine de µm au droit de la surface de rupture. Une cavité débouchant en surface, d’une profondeur d’une dizaine de µm, est également visible à 109 µm en dessous de l’amorce (figure 62). Cependant, aucune singularité n’est observable au droit de l’amorce.

Du cadmium peut être observé au fond de certaines cavités débouchantes. Ceci peut être le signe d’un cadmiage réalisé alors que la cavité est déjà présente et le sulfure déchaussé (figure 63).

Les deux coupes ont subi une attaque au Nital à 2 %.

Cette attaque permet dans un premier temps de révéler le fibrage de l’acier. Le fibrage est induit par l’opération de forgeage de la pièce. Il est spécifié sur le plan (« direction of grain flow » sur la figure 65). Le meilleur compromis doit être trouvé entre chargement de la pièce et procédé d’élaboration afin que le fibrage soit orienté au maximum dans la direction des sollicitations.

cadmium


37

Figure 65 : plan de la vis de pied de pale, vue en coupe longitudinale

Figure 66 : vue du fibrage de l’acier de la vis n° 2 dans la zone de rupture.Rotation horaire de 90° de l’encadré figure 65 (photo DGA-EP).


38

Le fibrage de l’acier est en accord avec la spécification au plan. On note que le fibrage débouche en surface, dans la zone de rupture, avec un angle d’environ 30°. Ce phénomène est la conséquence des opérations de forgeage puis d’usinage de la pièce.

Ensuite, l’attaque permet de révéler la structure micrographique de l’acier, ici une structure martensitique, caractéristique d’un acier trempé revenu (figure 64).

Vis n°1

Afin d’avoir des éléments de comparaison, des coupes micrographiques ont été réalisées sur la vis de la pale n°1, selon la Figure 67.

Figure 67 : coupes de la vis n°1 – face observée fléchée en rouge

Le fibrage est similaire à la vis n° 2. On observe plus clairement sur la figure 68 le caractère « débouchant » du fibrage dans la zone du rayon, zone de rupture de la vis n° 2.

C3

C3


39

Figure 68 : vue du fibrage de la vis n°1, dans la zone du rayon (zone de rupture de la vis n°2). Rotation horaire de 90° de l’encadré Figure 65 (photo DGA-EP).

On observe que la couche de cadmium est présente sur une épaisseur de 6 µm environ. Le plan impose une épaisseur maximale de 7,62 µm (0,0003 in). Des inclusions de sulfure de manganèse sont observées, dans des proportions similaires à la vis n° 1 (ANNEXE 2). Il a cependant été noté, en observant une cavité en surface, une fissure d’environ 40 µm de long amorcée dans cette cavité, comme l’illustre la figure 69. Cette fissure a été observée dans un plan de la pièce similaire au plan de la rupture de la vis 2.

La magnétoscopie est un moyen de contrôle non destructif permettant de déceler des défauts débouchant en surface ou très proches de la surface. Lors du contrôle magnétoscopique de la vis n° 1, cette fissure n’a pas été identifiée.

Le document décrivant la criticité des indications observées en magnétoscopie est la spécification NDT2DAP-SPM (Dowty Propellers Standard Practice Manual). Selon ce document, l’acier S99 est classé en classe 2 et de ce fait, une inclusion isolée d’une longueur inférieure à 2 mm doit être ignorée.

Figure 69


40

Figure 69 : fissure amorcée dans une cavité en surface (détail de l’encadré figure 68) – photo DGA-EP

1.3.3.7 Mesures de dureté

Des mesures de dureté Vickers à cœur, sous charge de 30 kgf selon la norme NF EN ISO 6507-1 ont été réalisées sur la coupe C1 (Figure 70). Les résultats, présentés dans le Tableau 4, sont conformes aux spécifications relatives à l’acier S99.

Repère Dureté HV

Repère 1 420

Repère 2 417

Repère 3 416

Repère 4 410

Repère 5 412

Repère 6 418

moyenne 416

S99 spécification 380-435

Figure 70 : repères pour mesures de dureté Tableau 4 : résultats des essais de dureté

Des mesures de dureté selon la même méthode ont été réalisées sur un échantillon provenant de la vis de la pale n° 1. La valeur moyenne obtenue, 407 HV30, est conforme aux spécifications.

1

2

3

4

5

6


41

1.3.3.8 Analyse chimique

Des analyses de la matière ont été menées sur le faciès de rupture de la pale n° 2, par spectrométrie à dispersion d’énergie (Energy Dispersive Spectroscopy, ou EDS) couplée au MEB.

Ces analyses révèlent que :

� les zones de couleur sombre sont des zones à forte teneur en oxygène (O). Ce sont des zones à forte présence d’oxydes ;

� des traces de cadmium sont retrouvées en zone d’amorce principale, sur la surface de rupture, ainsi qu’en zone d’amorce secondaire ;

� du cadmium est retrouvé dans certaines cavités débouchant en surface.

Des analyses par spectrométrie à étincelles et spectroscopie infrarouge (confirmation par dosage carbone/soufre) ont permis de déterminer la composition chimique d’échantillons prélevés sur les vis 1, 2, 3 et 4. Les résultats sont présentés en fraction massique (%w) dans le tableau 5.

Il est observé que la composition chimique des vis 1, 3 et 4 correspond (pour ce qui est mesuré) aux spécifications de l’acier S99. Quant à la vis 2, les pourcentages massiques de C et de S sont légèrement supérieurs aux spécifications et le pourcentage massique de Mn est très légèrement supérieur ou égal à la limite de la valeur maximale spécifiée. Par ailleurs, le taux de soufre de la vis 2 est 1,6 à 1,9 fois supérieur à celui des vis 1, 3 et 4(4).

Echantillon C %w Mn %w P %w S %w Si %w Ni %w Cr %w Mo %w Al %w

S99 spécification

0.36 – 0.44 0.45 – 0.70 Max 0.025 Max 0.020 0.10 – 0.35 2.3 – 2.8 0.5 – 0.8 0.45- 0.65 0.015-0.050

Vis 1, rayon 0.38-0.44 0.68 0.023 0.011-0.015 0.31 2.58 0.66 0.56 Non détecté

Vis 2, tête de vis

0.44-0.46 0.71 0.021 0.020-0.024 0.26 2.61 0.74 0.52 Non détecté

Vis 2, rayon, proche A1

0.44-0.48 0.69 0.021 0.020-0.026 0.25 2.61 0.74 0.53 Non détecté

Vis 3, tête de vis

0.38-0.44 non mesuré non mesuré 0.009-0.015 non mesuré non mesuré

non mesuré

non mesuré

non mesuré

Vis 4, tête de vis

0.38-0.44 non mesuré non mesuré 0.009-0.015 non mesuré non mesuré

non mesuré

non mesuré

non mesuré

Tableau 5 : composition en pourcentage massique des vis 1, 2, 3 et 4 mesurée par spectrométrie à étincelle et spectroscopie infrarouge.

(4)Lorsque le résultat est donné sous forme d’intervalle, celui-ci inclut l’incertitude de mesure.


42

1.4 Examen de l’hélice droite

1.4.1 Objectif de l’examen

L’objectif de l’examen de l’hélice droite était de caractériser l’état général de l’hélice et d’apporter des éléments de comparaison par rapport aux résultats des examens réalisés sur l’hélice gauche.

Ainsi, le même protocole de démontage et de mesures appliqué à l’hélice gauche a été suivi. Tout comme l’hélice gauche, l’examen a eu lieu chez Proptech. Ces examens se sont tenus les 3 et 4 septembre 2014, en présence de représentants de Proptech, de Dowty Propellers et du BEA.


HéliceDowty-Propellers

P/N : R193/4-30-4/61S/N : DRG/106/69

1.4.3 Résultats

L’hélice a été convoyée de l’aéroport de Roissy Charles-de-Gaulle (France) chez Proptech (Royaume-Uni) en camion, par l’opérateur.

Sur place, les examens ont démarré par une vérification de l’aspect extérieur de l’hélice par contrôle visuel. Ont été observés :

� une trace d’impact en bord d’attaque de la pale n°1 (déjà évoqué dans le §1.1.2, et représenté figure 71) ;

� un endommagement au niveau du système de dégivrage de la pale n°2.


43

Figure 71 : trace d’impacts sur la pale n°1 Figure 72 : endommagement du système de dégivrage de la pale n°2

Ces dommages sont le signe de chocs mécaniques avec des éléments éjectés provenant vraisemblablement du fuselage lorsque la pale n° 2 de l’hélice gauche est venue traverser la cellule.

Les 4 pales ont ensuite été démontées du moyeu, en mesurant au préalable le couple de changement de pas pour chacune d’elles. Les résultats des mesures sont présentés dans le tableau 6.

Pale n° Couple de changement de pas

Commentaire


2 180 lb.ft Rotation saccadée


4 160 lb.ft Rotation saccadée(5)

Spécifications de l’OHM* 90-190 lb.ft Rotation continue

*pour information seulement, valeurs valables uniquement au montage

Tableau 6 : couples de changement de pas des 4 pales de l’hélice droite

Les valeurs mesurées individuellement sont dans l’intervalle spécifié par l’OHM. Toutefois, il est également spécifié que deux pales opposées ne doivent pas avoir de couples de changement de pas différents de plus de 30 lb.ft. Au vu de ce critère, la pale n° 1 semble hors-spécifications. Toutefois, il est important de rappeler que cette pale a subit un dommage en bord d’attaque et a donc probablement été percutée.

Sur le doigt de changement de pas de chaque pale était observé un produit de couleur jaune. Après discussion avec les mécaniciens de Proptech, il a été évoqué la possibilité que ce produit soit du Titanine JC5A, matériau appliqué comme joint à l’interface entre différentes pièces de l’hélice, en particulier au niveau de l’assemblage moyeu.

Les vis de pieds de pale ont ensuite été déposées, après avoir au préalable noté le diamètre extérieur du roulement et le couple de rotation de la pale. Une fois la vis extraite, le diamètre du roulement a été a nouveau mesuré. La différence entre les deux diamètres du roulement est comparée à l’intervalle de valeurs d’extension au montage, spécifié dans l’OHM. Les résultats sont présentés dans le tableau 7. En rouge sont représentées les valeurs qui sont en dehors des spécifications de l’OHM.

(5)L’hélice a été stockée sur l’avion accidenté entre le moment de l’accident et le prélèvement pour examen. Elle n’a jamais tourné entre temps. Ainsi, dans ces conditions il est possible que les roulements de pied de pale, soumis au pré-chargement lors du montage, génèrent des phénomènes d’indentation (brinelling), qui peuvent marquer les pistes des roulements et expliquer la rotation saccadée de la pale.


44

Pale n° Diamètre du

roulement avant

dépose

Diamètre du

roulement après

dépose

Différence

(rétraction lorsque

négatif)

Couple du

roulement avant

démontage

1 6.4840»

6.4840»

6.4800”

6.4795”

-0.0040”

-0.0045”

120 lb.ft

2 6.4840”

6.4850”

6.4795”

6.4800”

-0.0045”

-0.0050”

160 lb.ft

3 6.4850”

6.4865”

6.4805”

6.4810”

-0.0045”

-0.0055”

180 lb.ft

4 6.4855”

6.4850”

6.4800”

6.4800”

-0.0055”

-0.0050”

150 lb.ft

Spécifications

de l’OHM au

montage*

<6.5050” 0.0040” – 0.0045” 90-190 lb.ft

*pour information seulement

Tableau 7 : valeurs mesurées sur chaque pale de l’hélice droite

Pour chacune des pales, plusieurs cales ont été trouvées à des emplacements anormaux, comme par exemple à l’extérieur du montage de pied de pale, sur la tête de vis (figure 73). Les cales sont normalement utilisées à l’intérieur de l’assemblage vis/roulement tel que spécifié dans l’OHM, et ne peuvent pas en sortir. Elles ont probablement dû se trouver à cet endroit lors du montage de l’hélice. Des traces d’humidité sont également observées sur la tête de vis.

Les valeurs de couple du roulement et de rétraction sont très proches des spécifications.

Les 4 vis de pied de pale ont été examinées par magnétoscopie. Ces examens n’ont révélé aucune indication de défaut ou de fissure.

Après démontage, les roulements de pied de pale ont été examinés. Ils sont en bon état général et correctement graissés. Deux des roulements présentent, sur une des pistes, un dommage qui semble être lié à la présence d’un corps étranger temporairement coincé entre la piste et les rouleaux (figure 75). Aucun corps étranger n’a cependant été trouvé lors du démontage. Les autres observations (corrosion superficielle figure 74, humidité) peuvent s’expliquer par la position immobile de l’hélice droite sur l’avion, entre la date de l’accident et celle des examens (environ 9 mois).

En conclusion, les seules anomalies observées lors de l’examen de l’hélice droite sont les dommages présents sur l’une des pistes de deux des roulements, dont l’origine semble être la présence temporaire d’un corps étranger entre la piste et les rouleaux. Ce corps étranger n’a pas été retrouvé lors du démontage.

Les mesures réalisées lors du démontage de l’hélice montrent qu’il n’y a pas eu de perte du pré-chargement des roulements sur cette hélice depuis le dernier montage.

Les vis de pied de pale sont en bon état général. La valeur basse du couple de changement de pas mesurée sur la pale n°1 peut s’expliquer par le fait que celle-ci a probablement été heurtée par un débris du fuselage après que la pale n° 2 de l’hélice gauche a traversé la cellule.


45

Figure 73 : cale retrouvée à l’extérieur de l’assemblage roulement/vis – traces d’humidité

Figure 74 : corrosion visible sur l’une des pistes du roulement

Figure 75 : endommagement sur la piste du roulement 2


46

1.5 Examen d’autres hélices du type R193

1.5.1 Objectif de l’examen

Le 10 mars 2014, l’opérateur du Fokker 27 accidenté I-MLVT indique au BEA que les deux hélices d’un Fokker 27 appartenant à Falcon Express Cargo (Emirats Arabes Unis) et opéré par Astral Aviation (Kenya) doivent être envoyées à Piedmont Propulsion Systems, LLC (USA) pour y subir une inspection des roulements de pied de pale.

En accord avec l’opérateur, le BEA a demandé à Piedmont de suivre le protocole décrit au §1.3.3.1 sur ces deux hélices, afin d’obtenir des données provenant d’hélices non accidentées, pour comparaison avec les résultats présentés au §1.3.3.1. Des échantillons de graisses ont également été prélevés dans les roulements de pied de pale de ces deux hélices. Le démontage, les mesures et les prélèvements de graisse ont été réalisés le 3 avril 2014.

Le 11 mars 2014, l’opérateur nous informe qu’il envoie l’hélice droite du Fokker 27 immatriculé I-MLRT à Field Airmotive (Afrique du sud) pour réparation dans le cadre de la garantie relative à la révision générale et remise en service réalisées par Field Airmotive le 28/01/2013. Cette demande de réparation fait suite à une anomalie détectée lors de l’inspection demandée par le Service Bulletin Dowty 61-A1152(6),

publié par Dowty le 20/11/2013, soit moins d’un mois après l’accident.

De même que précédemment, en accord avec l’opérateur, le BEA a demandé à Field Airmotive de suivre le protocole décrit au §1.3.3.1 et de le décliner sur cette hélice, afin d’ajouter des éléments de comparaison aux résultats obtenus lors de l’opération de démontage de l’hélice accidentée. L’opération a été réalisée courant avril 2014.



P/N : R193/4-30-4/61

S/N : DRG/1608/82


P/N : R193/4-30-4/61

S/N : DRG/2793/83

Hélice droite I-MLRTDowty-Propellers

P/N : R193/4-30-4/61

S/N : DRG/292/66

Informations complémentaires

� DRG/1608/82 : TSN : 18342 heuresTSO : 2785 heuresDernière révision générale réalisée chez Piedmont le 30/07/2008 à TSN 15557 heures.

� DRG/2793/83 :TSN : 22994 heuresTSO : 1002 heuresDernière révision générale réalisée chez Röder Präzision le 06/01/2008 à TSN 21992 heures.

� DRG/292/66 : TSN : 25455 heuresTSO : 396 heuresDernière révision générale réalisée chez Fields Airmotive le 28/01/2013 à TSN 25059 heures.

(6)L’anomalie a été rapportée comme étant la suivante : « pale n° 2 extrêmement dure à faire tourner » (originalement : « Blade No 2 extremely rough to turn »).


47

1.5.3 Résultats

Du fait que les hélices ont été convoyées avec leurs pales séparées du moyeu, les seuls résultats à comparer sont les valeurs de rétraction des roulements après dévissage de la vis de pied de pale. Pour rappel, la valeur de rétraction du roulement est la différence entre le diamètre du roulement mesuré avant démontage et la valeur du diamètre du roulement mesuré une fois le roulement déposé.

Ces données sont rassemblées dans le tableau 8. En rouge sont présentées les valeurs qui figurent en dehors des valeurs de spécification au montage.

DRG/1608/82 DRG/2793/83 DRG/292/66 Spécification*

Pale 1 0,0040’’

0,0040’’

0,0051’’

0,0052’’

N/A

>0,0040’’

<0,0045’’

Pale 2 0,0041’’

0,0040’’

0,0026’’

0,0023’’

0,0030’’

0,0030’’

Pale 3 0,0042’’

0,0041’’

0,0038’’

0,0039’’

N/A

Pale 4 0,0043’’

0,0040’’

0,0038’’

0,0041’’

N/A

*la valeur spécifiée dans l’OHM est en fait un intervalle de valeurs d’extension mesurées au montage. La spécification n’est donc pas directement comparable aux valeurs de rétraction mesurées.

Tableau 8 : valeurs de rétraction des roulements de pied de pale mesurées au démontage

L’hélice DRG/1608/82 présente des valeurs conformes aux spécifications, alors que la dernière révision générale a eu lieu 2785 heures de vol plus tôt, réalisée par Piedmont. L’hélice DRG/2793/83, révisée 1002 heures de vol plus tôt par Röder, présente pour deux pales des valeurs nettement hors spécifications, et pour deux autres pales des valeurs très proches des spécifications. Enfin, la pale 2 de l’hélice DRG/292/66, bien que révisée seulement 396 heures de vol plus tôt par Field Airmotive, présente également des valeurs en dehors des spécifications.

Lors de l’entretien avec un opérateur de Piedmont, celui-ci a affirmé que par expérience, 50 % des roulements arrivaient en maintenance avec une valeur de pré-chargement en deçà des valeurs limites préconisées au montage par l’OHM. Selon lui, la perte du pré-chargement peut être liée à de l’usure des roulements, à de la corrosion, à du vieillissement ou à un changement de répartition de la graisse au sein du roulement par exemple. Une valeur de 0.0025’’ constituerait selon lui une valeur moyenne de la rétraction des roulements, toujours selon son expérience.

Des échantillons de graisses ont été prélevés sur les 4 roulements des hélices DRG/1608/821 et DRG/2793/83.

Des examens complémentaires par spectrométrie de fluorescence X et observation à grandissement x50 après lavage de ces prélèvements permettent de mettre en évidence la présence de FRIN dans chacun d’eux.


48

1.6 Renseignements complémentaires

1.6.1 Evènements antérieurs

1.6.1.1 Falconair Viscount 784, immatriculé SE-CNL

Le 23 juillet 1967, un Vickers Viscount 784 de Falconair immatriculé SE-CNL perd son hélice droite à la suite de la perte de la pale n° 1 de l’hélice. L’hélice était du type R130/4/20/4/12E. La technologie de pied de pale est comparable à l’hélice R193/4-60-4/61 (figure 76). Selon le rapport d’enquête de Dowty Rotol LTD, la perte de la pale n° 1 peut être attribuée à un montage incorrect du joint d’étanchéité du roulement de pied de pale (center race seal sur la figure 76). Le joint a été trouvé vrillé, ce qui a permis à l’humidité de pénétrer au sein du roulement, et à la graisse de s’en échapper. Il en a résulté l’apparition de sévères piqûres de corrosion sur les pistes du roulement, entrainant une perte significative du pré-chargement du roulement. Les efforts en service sur la vis de pied de pale étaient alors significativement augmentés, provoquant la rupture en fatigue de la vis dans le rayon de raccordement, sous la tête de vis.

Figure 76 : plan du pied de pale de l’hélice R130/4-20-4/12E. Extrait du rapport d’enquête Dowty Rotol LTD relatif à l’accident du SE-CNL.

1.6.1.2 Retour d’expérience du constructeur

Dowty Propellers dit ne pas avoir connaissance d’événement du même type sur ce type d’hélice, hormis l’événement décrit ci-dessus.Dowty était responsable d’une partie significative des opérations de maintenance sur ces hélice depuis la fin des années 1950 jusqu’au début des années 1990, soit sur la période principale de leur utilisation. Dowty estime qu’environ 5400 hélices ont été en service au total. Il estime le nombre de pales de remplacement à environ 15% du nombre total, soit 817 de plus. Ainsi, plus de 100 millions d’heures de vol auraient été accumulées par ce type d’hélice.Selon eux, le remplacement de la vis de pied de pale était quelque chose de rare.


49

1.6.2 Maintenance

1.6.2.1 Historique de l’aéronef

1.1.1.1.1 Hélice gauche

Les dernières opérations d’installation, de dépose ou de maintenance relatives à l’hélice gauche du I-MLVT (S/N DRG142/64) sont listées ci-après. En septembre 2001, l’hélice est montée côté gauche sur F-ZBFG(7), par EADS Sogerma à Marignane. En octobre 2002, une remise en état de l’hélice est réalisée par Technic-Aviation Manosque. Entre septembre 2001 et juillet 2005, aucune activité de l’hélice n’est reportée dans le logbook. A partir de juillet 2005, l’activité y redevient relativement détaillée.

� Juillet 2005 � dépose de l’hélice du F-ZBFG pour inspection des roulements de pied de pale (TSN : 11600)

� Février 2006 � inspection des roulements de pied de pale par Röder Präzision

� Juin 2006 � installation de l’hélice sur I-MLTT(8) côté gauche

� Mars 2009 � dépose de l’hélice du I-MLTT côté gauche pour révision générale par Röder Präzision (TSN : 12994)

� Juin 2009 � Installation de l’hélice sur I-MLRT(9) côté gauche

� Aout 2012 � Dépose de l’hélice du I-MLRT côté gauche pour raisons pratiques (TSN : 14609)

� Septembre 2012 � Installation de l’hélice sur I-MLVT côté gauche

� Juin 2013 � Dépose de l’hélice du I-MLVT côté gauche (TSN : 14986) � installation de l’hélice sur I-MLRT côté gauche � dépose de l’hélice pour réparation du système de dégivrage de la pale n°1 (TSN : 14997)

� Septembre 2013 � installation de l’hélice sur I-MLVT côté gauche (TSN : 14997).

(7)Fokker F27-600 opéré par la sécurité civile française.

(8)Fokker F27-500 opéré par Miniliner.

(9)Fokker F27-500 opéré par Miniliner.


50

Figure 77 : nombre d’heures de fonctionnement mensuel de l’hélice gauche

Le carnet de maintenance de l’hélice permet également de retracer, d’août 2007 à septembre 2013, le nombre d’heures mensuelles de fonctionnement de l’hélice (figure 77), et de janvier 2001 au moins à septembre 2013, le nombre d’heures de fonctionnement cumulées (figure 78).

L’agence nationale de l’aviation civile Italienne (ENAC) a donné l’autorisation à l’opérateur du Fokker 27 I-MLVT, Miniliner, de suivre le calendrier spécifié par le service bulletin Dowty SB 61-825 concernant la maintenance des hélices. Cette décision a été prise compte tenu de l’activité de cet appareil, plus proche de celle d’un avion d’affaire que d’un avion de transport commercial (environ 30h de vol par mois). Le calendrier de maintenance dédié à l’aviation d’affaire diffère du calendrier dédié à l’aviation de transport commercial, spécifié dans le SB 61-985.

Les intervalles entre RG (Time Between Overhaul, ou TBO) de l’hélice gauche du I-MLVT étaient conformes au calendrier dédié à l’aviation d’affaire, spécifié dans le SB 61-825.

1.1.1.1.2 Hélice droite

TSN : 10780 heuresTSO : 1617 heuresDernière révision générale réalisée chez Röder Präzision le 27/02/2007 à TSN 9162 heures.Inspection des roulements réalisée chez Piedmont le 20/08/2012 à TSN 10308. Le réassemblage de l’hélice a été réalisé par Proptech, en Italie, le 8/10/2012. L’hélice a été montée sur le côté droit du I-MLVT le 20/10/2012 et y est restée jusqu’à la date de l’accident.

Heu

res

de fo

nctio

nnem

ent m

ensu

elle

s

Période non détaillée dans le logbook

Révision générale


51

* Les données disponibles pour cet intervalle de temps sont le nombre d’heures de fonctionnement de l’hélice au début et à la fin de l’intervalle.

Figure 78 : temps de fonctionnement cumulé de l’hélice gauche S/N DRG142/64 (en rouge)

1.6.2.2 Documentation de maintenance

Les cartes de travail relatives à la dernière RG opérée sur cette hélice par Röder Präzision ont été demandées par le BEA.Selon la réglementation en vigueur (Part 145.A.55 §M4(c)3), la documentation de maintenance doit être conservée par l’atelier de maintenance durant 3 années après la réalisation des opérations.La révision générale de l’hélice gauche du I-MLVT date de mars 2009. Ainsi, Röder Präzision a gardé la documentation relative à cette maintenance pendant les 3 années réglementaires, jusqu’en mars 2012. Ensuite, elle l’a supprimée. Aucune copie de ces documents de maintenance n’a été transmise au préalable à l’opérateur ou au propriétaire de l’aéronef. Cette transmission n’est pas obligatoire, mais peut être décidée spontanément par certains organismes de maintenance afin que l’opérateur puisse conserver un suivi des opérations de maintenance. Röder Präzision a décidé de stopper la maintenance du type d’hélice R193 le 06/07/2012.

Aucune carte de travail, aucun document de maintenance détaillé relatif à la révision générale de l’hélice gauche (hormis les certificats de remise en service fournis à l’opérateur et le logbook de l’avion) n’a donc pu être obtenu.

Heu

res

de fo

nctio

nnem

ent c

umul

ées

Données partielles*

Données partielles*

Révision générale

Accident

(25 octobre 2013)


52

2 - CONCLUSION

Les examens menés sur les différents équipements de l’aéronef accidenté ont permis d’établir les faits suivants :

Scénario de l’événement � Peu après le décollage, la pale n° 2 s’est séparée de l’hélice gauche du Fokker 27

immatriculé I-MLVT. Le sommet de la pale suiveuse, la pale n° 1, a heurté le pied de la pale n° 2, provoquant la rupture du sommet de la pale n° 1. Un fragment de la pale n° 1 a été retrouvé dans le fuselage de l’aéronef.

� La perte de l’avant du moteur n° 1 résulte d’un balourd sévère consécutif à la perte de la pale n° 2 de l’hélice gauche. Celle-ci a traversé le fuselage de part en part, sans toucher le moteur n° 2. Le balourd était tel qu’il a provoqué la séparation de l’ensemble hélice et réducteur, en amont du carter du compresseur 1er étage du moteur.

Séparation de la pale n° 2 de l’hélice gauche � La pale n° 2 s’est séparée de l’hélice du fait de la rupture de sa vis de pied de pale,

dans le rayon de raccordement, à environ 8,7 mm sous la tête de vis. � La rupture de la vis n° 2 s’est produite sous un processus de fissuration progressive

en fatigue, sur 40 % de sa section. Les 60 % de section restants ont rompu de manière brutale ductile, par surcharge.

� Une fissure principale et deux fissures secondaires se sont amorcées sur le flanc de la vis.

� Environ 80 lignes d’arrêt ont été dénombrées entre la zone d’amorce de la fissure principale et la zone de rupture finale.

� Le matériau de la vis n° 2 � présente une dureté conforme aux spécifications de l’acier S99 � présente un taux de soufre légèrement supérieur aux spécifications de l’acier S99 (0,023w% +/- 0,003w% pour un maximum spécifié de 0,020w%)

� présente un taux de carbone légèrement supérieur aux spécifications de l’acier S99 (0,45w% +/- 0,03w% pour un maximum spécifié de 0,44w%).

Pales n° 1, 3 et 4 de l’hélice gauche � aucune fissure dans le rayon de raccordement de la vis de pied de pale n’a été

détectée � Le matériau de la vis n° 1

� présente une dureté conforme aux spécifications de l’acier S99 � présente une composition chimique conforme aux spécifications de l’acier S99

� le matériau des vis 3 et 4 � présente une teneur en carbone et en soufre conforme aux spécifications de l’acier S99.


53

Autres équipements de l’hélice gauche

� Les roulements de pied de pale des pales 1, 3 et 4 étaient correctement graissés, les graisses utilisées étaient conformes aux spécifications du constructeur, la pâte anti-fretting (FRIN) a été utilisée.

� Le roulement du pied de pale de la pale n° 2 était graissé. Il n’est pas possible de dire si le FRIN a été utilisé, du fait de la présence importante de terre dans le roulement consécutivement à l’évènement.

� Les dommages observés sur les roulements sont consécutifs à la séparation de la pale n° 2.

� Le pré-chargement des roulements, mesuré lors du démontage, était en-deçà des valeurs spécifiées dans l’OHM. Cependant, ces valeurs sont spécifiées au montage uniquement. Aucune valeur n’est spécifiée au démontage.

Autres hélices examinées � Le pré-chargement de certains roulements, mesuré lors du démontage, était

en-deçà des valeurs spécifiées par le constructeur. De la même manière, les valeurs spécifiées dans l’OHM le sont pour le montage uniquement.

� Les roulements de pieds de pale étaient correctement graissés, la pâte anti-fretting (FRIN) a été utilisée.

Maintenance � Les opérations de maintenance étaient à jour, selon le calendrier applicable. � Les cartes de travail de la dernière RG de l’hélice ne sont plus disponibles,

l’organisme de maintenance ayant cessé toute activité de maintenance sur ce type d’hélice. Ceci est conforme à la réglementation en vigueur à la date de l’évènement.


54

ANNEXES

Annexe 1Inspection par Magnétoscopie des vis 1, 3 et 4 de l’hélice gauche du I-MLVT

Annexe 2Mesures du taux surfacique d’inclusions par analyse d’image


55

BEA_i-vt131025_tec08 – Document du 09/01/2014 1 / 7 Ce document de travail est la propriété du BEA et ne peut être communiqué ou reproduit même partiellement sans son autorisation écrite

Ministère de l’Ecologie, du Développement durable et de l’Energie

Document Technique

Contrôle par magnétoscopie des vis de pied de pale

Identification du rapport : BEA_i-vt131025_tec08 Date d’occurrence : 25/10/2013 Lieu d’occurrence : AD Paris Charles de Gaulle (95)

Type d’aéronef : FOKKER F 27 500 Immatriculation : I-MLVT

Equipements examinés :

Vis de fixation de pied de pale #1

Dowty-Propellers P/N : RA58592-1

S/N : EPK154



S/N : EPK155



S/N : EPK165 Travaux réalisés : Le 18 décembre 2013, après le démontage de l’hélice gauche du Fokker 27 immatriculé I-MLVT à l’atelier de Proptech (Grande-Bretagne), un contrôle par magnétoscopie a été réalisé sur les vis de fixation des pales n°1, 3 et 4. Pour rappel, la vis de fixation de la pale n°2 a été retrouvée rompue à l’issue de l’événement. Le contrôle a été réalisé par un opérateur agréé de Proptech, selon la procédure NDT26-M-SPM (document Dowty), tel que spécifié dans le manuel de maintenance de l’hélice. Deux enquêteurs du BEA y ont assisté. Ce document présente les indications observées au cours du contrôle de magnétoscopie. Des examens complémentaires doivent permettre de caractériser ces indications.

Annexe 1Inspection par Magnétoscopie des vis 1, 3 et 4 de l’hélice gauche du I-MLVT


56

BEA_i-vt131025_tec08 – Document du 09/01/2014 2 / 7Ce document de travail est la propriété du BEA et ne peut être communiqué ou reproduit même partiellement sans son autorisation écrite

Résultats :

Vis de la pale #1 Commentaire

ligne

3 lignes discontinues parallèles


57


1 ligne discontinue

Point en fond de filet


58


Point en fond de filet


Multiple points


59


ligne

Ligne discontinue


60


Point en sommet de filet


Multiples points


61


Multiples points + quelques lignes

Points en fond de filet


62

Annexe 2Mesures du taux surfacique d’inclusions par analyse d’image

Des mesures du taux surfacique d’inclusions ont été réalisées sur une coupe de la vis 1, ainsi que sur une coupe de la vis 2. Sur chaque coupe, 3 séries de 20 images ont été prises au microscope inversé, à un grandissement de x500, selon les zones indiquées en blanc sur la figure 79.

La zone « cœur » est prise à cœur de la vis, dans l’axe longitudinal de la pièce. La zone « surface » est prise à proximité de la surface extérieure de la vis, toujours parallèlement à l’axe longitudinal. La zone « surface-cœur » est une zone allant de la surface vers le cœur, selon un axe transversal au plan diamétral, et choisie dans le plan d’un fond de filet pour la vis 2 ou du rayon pour la vis 1.

Zone « coeur »

Zone « surface »

Zone « surface-cœur »

Figure 79 : coupes de la vis 1 (à gauche) et de la vis 2 (à droite) - les zones blanches ont servi au calcul du taux surfacique d’inclusions

Le logiciel ImageJ a été utilisé afin de traiter les photos obtenues dans le but d’identifier et d’isoler les inclusions et d’en calculer le taux surfacique, selon le procédé décrit ci-dessous et illustré figure 80 à figure 83.

L’image brute obtenue en microscopie inversée est d’abord convertie en niveaux de gris. Puis, l’option « adjust/threshold » propose automatiquement une définition de la valeur de niveau de gris seuil, qui permet de révéler (en rouge sur la figure 82) les zones les plus foncées de l’image, ici les inclusions. Le seuil peut être ajusté manuellement par l’utilisateur, afin d’inclure des inclusions non prises en compte automatiquement par l’algorithme ou d’exclure des artefacts de prise de vue ou liés à la coupe. Lors de la validation du seuil, l’image est convertie en noir et blanc (image binaire), où les inclusions sont représentées en noir. Le taux surfacique d’inclusion sur l’image obtenue s’obtient alors en divisant le nombre de pixels noirs par le nombre total de pixels.


63

Les résultats sont affichés sous forme de graphiques, la valeur du taux d’inclusion obtenu sur chaque image est affichée (motifs discrets), ainsi que la moyenne obtenue par zone (trait plein), et ce pour chaque zone (« surface », « cœur » et « surface-cœur »).

Figure 80 : image brute prise au microscope inversé

Figure 81 : image convertie en niveaux de gris

Figure 82 : définition du niveau de gris seuil pour identification des inclusions (en rouge)

Figure 83 : image binaire, résultat du processus de traitement. Les inclusions apparaissent

en noir

Vis 1

Pour la vis 1, le taux en surface peut être comparé au taux à cœur (figure 84). On observe que le nuage de points correspondants à chaque image à cœur et en surface se confondent, avec une valeur moyenne du taux d’inclusion légèrement inférieure en surface (0,11% contre 0,13% à cœur). On trouve cependant localement des inclusions en surface plus importantes ou plus concentrées, le taux maximal étant obtenu sur une image prise en surface (0,34%).

Lorsque l’on observe l’évolution du taux d’inclusions de la surface vers le cœur, obtenue par analyse dans la zone « surface-cœur », on constate que quelque soit la courbe de tendance choisie, celle-ci est décroissant, avec un taux plus élevé en surface qu’à cœur. Cette information reste locale, valable seulement sur la zone étudiée (correspondant à la prise d’images) de 0,49 mm de large et environ 12 mm de long, soit environ 6 mm2.

On note enfin une valeur maximale du taux d’inclusion pour cette zone à 0,74%. L’image correspondante est présentée Figure 86, et présente une inclusion particulièrement importante expliquant ce fort taux surfacique relativement aux autres images.


64

Figure 84 : taux d’inclusion en surface et à cœur, vis 1

Figure 85 : taux d’inclusion de la surface vers le cœur (image 1 : surface, image 20 : cœur)


65

Figure 86 : image 11, zone surface-cœur de la vis 1 (dimensions de l’image : 490 µm x 614 µm soit 0,3mm2)

Vis 2

Le même exercice a été réalisé sur la vis 2, les résultats sont présentés ci-dessous.Le taux d’inclusions est à nouveau supérieur en moyenne à cœur (0,13% contre 0,10% en surface), mais la dispersion des valeurs en surface est un peu plus grande que précédemment. Ces valeurs moyennes sont similaires à celles de la vis 1. Si l’on regarde l’évolution du taux de la surface vers le cœur (zone « surface-cœur », figure 88), on note que la moyenne est inférieure à 0,10%, que toutes les valeurs se situent en dessous de 0,20% et que la valeur maximale obtenue est de 0,61%. Cette valeur est obtenue sur le cliché figure 89. On comprend aisément que le taux soit élevé sur cette image, qui n’est pas représentative de la majorité des photos prises. Sans tenir compte de cette image, on n’observe pas d’évolution du taux d’inclusions de la surface vers le cœur.

Figure 87 : taux d’inclusion en surface et à cœur, vis 2


66

Figure 88 : taux d’inclusion de la surface vers le cœur (image 1 : surface, image 20 : cœur)

Figure 89 : image 1, zone surface-cœur de la vis 2 (dimensions de l’image : 490 µm x 614 µm soit 0,3mm2)

Conclusions

Ces mesures par analyses d’images ne permettent pas de dire si la vis n°2 présente davantage d’inclusions que la vis n°1. Au contraire, les taux moyens de sulfures mesurés sur la vis 1 et la vis 2 sont plutôt similaires. Le taux d’inclusions peut être élevé localement, aussi bien sur la vis 1 que sur la vis 2. De plus, il n’est pas possible de déterminer si davantage d’inclusions sont présentes en surface de la pièce par rapport au cœur, que ce soit sur la vis 1 ou sur la vis 2. Même si la tendance observée sur la figure 85 dans la zone « surface-cœur » de la vis 1 est décroissante de la surface vers le cœur, cette information reste locale et le taux d’inclusions est en moyenne plus élevé à cœur qu’en surface sur les zones étudiées de cette vis. Cette étude ayant été limitée à quelques zones, on ne peut pas exclure l’existence d’une concentration locale d’inclusions.

Figure 89


67

Bureau d’Enquêtes et d’Analysespour la sécurité de l’aviation civile

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Aéroport du Bourget93352 Le Bourget Cedex - France

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DOCUMENT TECHNIUE - BEA...L’examen visuel réalisé à l’intérieur du fuselage de l’aéronef permet de confirmer le sens des déformations observées précédemment : de l’extérieur