Lors d'une approche VORTAC effectuée de nuit et en conditions IMC vers la piste 05 à Strasbourg-Entzheim, l'avion percute le mont "La Bloss" au cours de sa descente vers la piste, à environ 800 mètres d'altitude et 10,5 milles nautiques du seuil de piste.

ORGANISATION DES TRAVAUX

Par arrêtés des 21 et 27 janvier 1992, le ministre de l'équipement, du logement, des transports et de l'espace a institué une commission d'enquête pour étudier les circonstances, rechercher les causes et dégager les enseignements de l'accident survenu le 20 janvier 1992, sur le territoire de la commune de Barr (Bas-Rhin) à un avion de type Airbus A320 de la compagnie Air Inter.

La commission comprenait les membres suivants:

M. Alain Monnier, ingénieur général de l'aviation civile,Président

M. Paul Arslanian, chef du Bureau Enquêtes-Accidents,Vice-Président

M. Pierre Bernard, enquêteur technique au bureau enquêtes-accidents

M. Jean-Louis Chatelain, pilote de ligne, commandant de bord

M. Philippe Gourguechon, pilote inspecteur à l'Organisme du Contrôle en Vol

M. Michel Guillaume, conseiller d'Etat

M. le colonel Guy Lagrange, Chef d'état-major de la Direction de la circulation aérienne militaire

M. Dominique Marbouty, ingénieur général de la météorologie

M. le professeur Henri Marotte, médecin-chef du centre d'essais en vol

M. Jean Pariès, chef adjoint du Bureau Enquêtes-Accidents

M. Frédéric Rico, adjoint au directeur de navigation aérienne

M. Alain Tert, sous-directeur technique du cent d'essais en vol

Monsieur Jean Pariès membre de la Commission a assuré les fonctions de rapporteur général.

En application des dispositions de l'annexe 13 à la convention relative à l'aviation civile internationale, M. Robert M. MacIntosh, représentant accrédité des Etats-Unis au titre d'un Etat constructeur (moteurs), a été associé aux travaux de la commission d'enquête.

De sa première réunion tenue le 27 janvier 1992 à la remise de son rapport préliminaire le 20 février 1992, la commission d'enquête a travaillé en son sein pour procéder aux premières investigations et arrêter les termes de trois premières recommandations de sécurité présentées au Ministre avec le rapport préliminaire et reprises par la commission dans son rapport final (trois réunions tenues les 27 janvier, 10 février et 17 février 1992).

La commission d'enquête a ensuite créé dix groupes de travail composés d'experts de l'Administration, des contructeurs, de l'exploitant et des syndicats intéressés, pour préparer les éléments du chapitre I "Renseignements de base" de ce rapport et procéder aux analyses permettant notamment de décrire le scénario de l'accident.

Les groupes de travail, dont les rapporteurs étaient membres de la commission ou du bureau Enquêtes-Accidents ont conduit leurs investigations dans les domaines suivants:

Ces groupes ont travaillé dans le cadre d'un mandat écrit qui leur a été notifié par le président de la Commission d'enquête et en respectant l'engagement de stricte confidentialité qu'avait accepté de signer chacun de leurs membres.

Leurs travaux ont été particulièrement longs pour certains d'entre eux (Systèmes de navigation et de pilotage, conduite du vol) du fait, de la méthode exhaustive adoptée par la commission d'enquête vis à vis de l'étude de tous les générateurs possibles de cet accident, du nombre d'incidents qui ont été rapportés après cet événement et qu'il a été nécessaire d'étudier, de la difficulté des études et simulations auxquelles il a fallu procéder pour tenter de reconstituer le scénario de l'accident. Les travaux de ces groupes se sont terminés pour les deux derniers d'entre eux en début de l'année 1993.

Au fur et à mesure de leur avancement, la commission d'enquête a exploité les résultats de ces travaux pour préparer le chapitre I "Renseignements base" et la première partie du chapitre II "Analyse du scénario de l'accident" (six réunions tenues les 30 mars, 18 mai, 30 juillet, 8 octobre, 23 novembre 1992 et le 14 janvier 1993). La commission a ensuite développé l'analyse présentée au chapitre II du rapport et préparé les chapitre III - Conclusion - et IV - Recommandations - (cinq réunions tenues les 10 février, 17 mars, 8 avril, 13 mai et 3 juillet 1993).

Conformément aux dispositions de l'article 6 de l'arrêté du 3 novembre 1972 du Ministre des Transports, relatif aux commissions d'enquêtes sur les accidents et incidents d'aéronefs civils, le projet de rapport de la commission a été communiqué le 23 juin 1993 aux entreprises et autorités intéressées ainsi qu'aux organisations syndicales représentatives du personnel navigant concerné, pour observations à présenter avant le 31 juillet 1993. Les parties consultées ont été les suivantes :

. Direction générale de l'aviation civile

. Etat-Major de l'armée de l'air

. Direction de la sécurité civile (et Préfet du Bas-Rhin)

. M. Robert MacIntosh (NTSB)

. Air Inter

. Groupe Air France

. Airbus Industrie

. SNECMA (CFM international)

. Syndicat national des pilotes de ligne (SNPL)

. Union syndicale du personnel navigant technique (USPNT)

. Syndicat des pilotes d'Air Inter (SPIT)

. Syndicat national du personnel navigant de l'aéronautique civile (SNPNAC)

. Syndicat national du personnel navigant commercial (SNPNC)

Toutes les parties consultées ont répondu, la dernière réponse étant datée du 24 septembre 1993.

La commission d'enquête a exploité ces réponses, principalement à partir de rapports préparés par des groupes d'analyse choisis en son sein et portant sur les thèmes suivants de regroupement des observations présentées:

- niveau professionnel de l'équipage

- performances et historique réglementaire du GPWS

- certification du pilote automatique

- ergonomie du poste de pilotage de l'A320

- procédures de certification de l'ergonomie

- relations internes à l'équipage

- recherches et secours

- analyse de scénarios alternatifs

- spécificités d'Air Inter

- organisation de la tutelle

- retour d'expérience

- procédures de circulation aérienne et guidage radar

Les délibérations de la commission sur les réponses à cette consultation ont donné lieu à trois séances de travail qui se sont tenues les 9 septembre, 24 septembre et 13 octobre 1993. La mise au point du rapport final a été effectuée par la commission en une session de deux jours tenue les 9 et 10 novembre 1993. Après relecture et ultimes corrections, ce rapport a été approuvé à l'unanimité et signé par chacun des membres de la commission le 26 novembre 1993.

Le 20 janvier 1992, l'Airbus A320 immatriculé F-GGED, exploité par la compagnie Air Inter effectue de nuit la liaison régulière entre Lyon-Satolas et Strasbourg-Entzheim sous indicatif radio ITF 148 DA. Le décollage de Lyon a lieu vers 17h20mn avec 90 passagers, 2 membres d'équipage technique et 4 membres d'équipage commercial.

Le vol s'effectue sans qu'aucun problème ne soit signalé par l'équipage. La piste en service à Strasbourg-Entzheim est la 05. Après avoir écouté les informations de l'ATIS, l'équipage prévoit d'effectuer une procédure d'approche ILS pour la piste 23, suivie d'évolutions à vue pour un atterrissage en piste 05.

A 18h09mn, le contact est établi avec le contrôle d'approche de Strasbourg. L'avion a croisé le niveau de vol 150 en descente et sa distance au VOR STR est d'environ 22 milles nautiques. Le contrôle de Strasbourg l'autorise à poursuivre sa descente vers l'altitude de 5000 pieds QNH, puis, après qu'il ait annoncé son passage d'ANDLO, l'autorise à une approche VOR-DME pour la piste 05.

Cependant, compte tenu de l'altitude et de la vitesse de l'avion, la procédure d'approche directe n'est plus réalisable, et l'équipage signale au contrôle son intention d'effectuer une procédure ILS 23 suivie d'évolutions à vue pour la piste 05. Le contrôle l'avertit que ce choix lui imposera une attente, car trois avions sont en instance de décollage, de la piste 05, sous plan de vol IFR. L'équipage adapte alors sa stratégie, et avise le contrôle qu'il effectuera une procédure complète VOR-DME pour la piste 05.

Le contrôle propose alors un guidage radar pour le ramener vers ANDLO en écourtant la procédure d'approche. L'avion est à quelques secondes du VOR STR. L'équipage accepte et effectue les évolutions que lui indique le contrôleur: virage à gauche vers le cap 230 pour un éloignement parallèle à l'axe de percée, puis virage de retour vers le point ANDLO.

A 18h19mn le contrôleur informe l'équipage que l'avion se trouve au travers du point ANDLO et l'autorise à l'approche finale. L'avion débute alors sa descente, sensiblement à la distance prévue par la procédure d'approche, soit 11 milles nautiques du VOR STR. Trente secondes plus tard le contrôleur demande à l'équipage de rappeler à la verticale de STR. L'équipage accuse réception. C'est le dernier contact avec l'avion.

L'épave est retrouvée, à 22h35mn, sur un versant du mont "La Bloss" à une altitude topographique voisine de 800 mètres (2620 pieds), à environ 0,8 mille nautique (1500 m) à gauche de l'axe d'approche et à 10,5 milles nautiques (19,5 km) du seuil de piste.

L'aéronef est entièrement détruit.

La cargaison est entièrement détruite. Environ un hectare de forêt est détruit.

Note préliminaire:
L'arrêté du 5 novembre 1987 définit l'équipage comme l'ensemble des personnes embarquées pour le service de l'avion en vol, c'est à dire l'équipage de conduite et les personnels des services complémentaires de bord.Cependant, dans le but d'abréger l'écriture, la commission a, sauf mention contraire, utilisé pour le présent rapport le terme "équipage" dans une acception réduite à l'équipage de conduite.

L'équipage technique comprenait, conformément aux règles d'utilisation de l'avion, deux pilotes, l'un commandant de bord, l'autre copilote. Pour le vol de l'accident, le pilote en fonction (PF) était le commandant de bord, le copilote assurant les tâches dévolues au pilote non en fonction (PNF).

Note: les notions de PF et PNF renvoient à un principe de répartition des tâches classique dans les compagnies aériennes. Le PF prend en charge le pilotage de la trajectoire et la navigation. Le PNF effectue les changements de configuration et gère les télécommunications.

Homme, 42 ans.
Employé à la Compagnie Air Inter depuis le 7 juillet 1979.

15.111 - Brevets et licences

- Brevet et licence de Pilote Professionnel (PP) n° 5009 du 21 septembre 1973
- Brevet et licence de Pilote Professionnel de Première Classe (PP1) n° 3261 du 03 janvier 1977
- Brevet de Pilote de Ligne n° 2967 du 19 juin 1985, licence correspondante validée jusqu'au 30 juin 1992.

Dernière visite médicale passée le 10 septembre 1991 devant le centre principal d'expertise médicale du personnel navigant (CPEMPN) de Paris. L'étude du dossier médical n'a pas mis en évidence d'éléments susceptibles d'avoir eu une influence sur l'accident.

15.112 - Qualifications

- qualification de vol aux instruments (IFR) du 26 octobre 1973
- qualification de radiotéléphonie internationale (QRI) du 24 mars 1976
- qualifications de type: F27 en septembre 1979 ; SE212 en mars 1983 ; A300 en août 1987 ; A320 le 9 septembre 1991.

15.113- Expérience

Nombre d'heures de vol (temps du vol de l'accident non compris):

- nombre d'heures total: 8806h dont 162h sur A320;

- dans les 90 derniers jours: 112h toutes sur A320;

- dans les 30 derniers jours: 38h toutes sur A320;

- dans les 24 dernières heures: 3h30 toutes sur A320;

Expérience du trajet Lyon-Strasbourg et de l'aérodrome:

La pratique du réseau Air Inter sur Fokker 27 et sur Caravelle, et les vols effectués sur A320 ont fourni à ce pilote plusieurs occasions de fréquenter l'aérodrome de Strasbourg et la ligne Lyon-Strasbourg.

En ce qui concerne plus particulièrement l'expérience acquise sur A320, la commission a examiné un événement que ce pilote avait rapporté au mois de décembre 1991. Le 4 décembre 1991, lors d'une interception de niveau en descente, l'A320 F-GHQJ qu'il pilotait était en mode IDLE/ OPEN DESCENT, en phase d'interception de l'altitude sélectée. Tout d'abord nominale, la vitesse verticale a augmenté vers -5000 ft/mn. Le pilote a alors décidé d'engager une ressource en surpassant le pilote automatique, de façon à stabiliser l'avion à l'altitude autorisée. L'analyse effectuée par la compagnie et le constructeur n'a pas permis d'expliquer cet événement. Les deux hypothèses retenues reposaient sur l'influence d'un phénomène de cisaillement de vent (windshear) et sur celle d'une action du pilote sur les aérofreins.

15.114 - Carrière aéronautique

A l'issue de sa formation PP/IFR, avec environ 450h de vol, il débute dans la profession de pilote sur monomoteur et bimoteur léger en Afrique, et acquiert de l'expérience dans ce contexte particulier.

Le stage PP1 est effectué d'août 1976 à janvier 1977.

Du fait de son inexpérience du travail en équipage et de sa faible pratique du vol en régime IFR, liées à sa pratique du vol en Afrique sur monomoteurs et bimoteurs légers, le pilote a effectué, de sa propre initiative, un stage de préparation au PP1. Malgré cette précaution, lors du stage PP1, il a dû recevoir un supplément de formation. Il a néanmoins échoué lors de sa première présentation au PP1. Après un nouveau complément de 5 heures de formation, il a obtenu son PP1 à la deuxième présentation.

Après l'obtention de son brevet de PP1, ce pilote vole à nouveau en Afrique sans pouvoir mettre en pratique sa formation au travail en équipage. Il rentre d'Afrique en janvier 1978 et entre à Air Inter en juin 1979. Il est lâché en ligne sur Fokker F27 en octobre 1979. Il entre en stage Caravelle SE212 en mars 1983. Son niveau est jugé satisfaisant et son travail de bonne qualité durant ce stage.

Sa formation de pilote de ligne débute en septembre 1984. Après quelques difficultés initiales puis des progrès importants il passe l'examen avec succès à la première présentation.

Il poursuit sa carrière comme copilote sur A300 de juillet 1987 jusqu'à son accession au statut de commandant de bord.

Il effectue en 1988 un stage commandant de bord de très bon niveau et est lâché en ligne comme commandant de bord sur SE212 le 9 mai 1988.

Après un stage de qualification de type A320 au cours duquel il est jugé au-dessus du standard, il devient commandant de bord sur cet avion le 8 octobre 1991.

Le 2O décembre 1989, il a fait l'objet d'une sanction disciplinaire avec sursis pour avoir atterri par erreur sur une piste fermée de l'aérodrome de Toulouse. Le dossier fait état de plusieurs circonstances atténuantes. Cette sanction est la seule dans sa carrière d'environ 19 ans.

On remarque que ce pilote a eu au cours de sa carrière aéronautique un besoin d'instruction souvent supérieur à ce que prévoient les programmes de formation. L'expérience acquise en Afrique et le peu de formation structurée reçue dans son apprentissage initial expliquent la nécessité de certaines mises à niveau.

Cependant, à partir de l'obtention du brevet de pilote de ligne, ce pilote s'affirme, et dans le cadre d'une compagnie structurée, son application et ses qualités professionnelles prennent le dessus sur les lacunes de sa formation initiale. Il assimile, tardivement dans son cursus professionnel, mais efficacement et en confiance, les différentes méthodes de travail en équipage dans le transport public.

Les témoignages de ses collègues et de ses instructeurs, et les observations qui figurent sur son dossier professionnel font apparaître le commandant de bord comme un professionnel appliqué. Ils montrent qu'il s'agit d'un homme réservé, calme, prudent, hésitant à s'engager sans avoir bien compris la situation. Ce côté attentif, prudent, parfois même perfectionniste, lié à une certaine lenteur, le conduirait à privilégier la préparation bien réfléchie du vol sur des improvisations de dernière minute, où il pourrait se sentir plus vulnérable.

15.115 - Conditions de travail

Ses conditions de travail pendant le mois précédant l'accident ont été conformes à la réglementation en vigueur.

Homme, 37 ans.

Employé à la Compagnie Air Inter depuis le 9 mars 1990.

15.121- Brevets et licences

- Brevet et licence de Pilote Professionnel (PP) n° 8104 du 1er octobre 1979

- Brevet et licence de Pilote Professionnel de Première Classe (PP1) n° 4592 du 28 juillet 1987, licencecorrespondante validée jusqu'au 30 septembre 1992.

Dernière visite médicale passée le 25 septembre 1991devant le centre d'expertise médicale du personnelnavigant (CEMPN) de Marseille.

15.122 - Qualifications

- qualification d'instructeur pilote privé avion (ITT) du 21 mai 1981

- qualification de radiotéléphonie internationale (QRI) du 10 septembre 1980

- qualification de vol aux instruments (IFR) du 15 septembre 1980

- qualifications de type : DA01 le 7 juin 1990 ; A320 le 30 novembre 1991.

15.123 - Expérience

Nombre d'heures de vol (temps du vol de l'accident non compris):

- nombre d'heures total: 3615h dont 61h sur A320 ;

- dans les 90 derniers jours: 61h toutes sur A320;

- dans les 30 derniers jours: 40h toutes sur A320;

- dans les 24 dernières heures: 1h sur A320 ;

Expérience du trajet Lyon-Strasbourg et de l'aérodrome :

La pratique du réseau Air Inter sur Mercure et les vols effectués sur A320 ont fourni à ce pilote plusieurs occasions de fréquenter l'aérodrome de Strasbourg et la ligne Lyon-Strasbourg.

15.124 - Carrière aéronautique

Le copilote est un passionné d'aviation, qui commence à voler à l'âge de 17 ans et obtient son brevet de pilote privé en février 1974, à l'âge de 19 ans. Cette même année, il entame une carrière d'instituteur, qu'il abandonnera 12 ans plus tard, en 1986. Pendant toute cette période, il consacre la plus grande partie de son temps libre et de ses moyens à l'aviation.

Il obtient son brevet de pilote professionnel en 1979 et totalise à cette date environ 300h de vol. L'année suivante, il obtient la qualification IFR après un stage effectué pendant les vacances scolaires, et l'année suivante encore, il obtient la qualification d'Instructeur de pilote privé avion. Ceci lui permet d'exercer la fonction d'instructeur bénévole, et d'effectuer 800h de vol.

En janvier 1986, il quitte son poste d'enseignant et est engagé comme chef-pilote de son aéro-club. Il échoue deux fois à l'évaluation PP1. Ces échecs sont liés à sa très faible pratique du vol en régime IFR entre l'obtention de sa qualification IFR et ces évaluations. Après une solide préparation personnelle qui représente certainement un gros effort pour l'intéressé, compte tenu de sa faible expérience antérieure (essentiellement vol à vue sur avion monomoteur), il réussit cette évaluation. Il obtient le PP1 à la première présentation.

En novembre 1987, il est embauché comme copilote sur F27 par une société de transport à la demande, et il est promu commandant de bord en juin 1988. Il entre à Air Inter le 8 mars 1990. Après un stage de qualification de type sur Mercure, il est qualifié le 7 juin 1990 et confirmé dans sa fonction le 6 décembre 1990 après trois contrôles satisfaisants. Il entre en stage de qualification A320 en octobre 1991 et ne rencontre pas de difficulté particulière. Il est lâché en ligne le 26 décembre 1991.

On peut noter que ce pilote n'a jamais subi d'échec à partir du moment où des stages de formation structurés lui ont permis de tirer le bénéfice de sa capacité de travail. Une restitution trop "scolaire" lui a été reprochée en début de carrière, qui s'explique par une expérience professionnelle et IFR pratiquement nulle jusqu'à l'obtention du PP1. Une fois incorporé dans un contexte structuré, il se comporte comme un pilote moyen, sans habileté exceptionnelle ni défaut marquant.

Les témoignages de ses collègues et de ses instructeurs, et les observations qui figurent sur son dossier professionnel font apparaître le copilote comme un homme assez expansif, rompu à la relation humaine et à l'évaluation des autres (de par son précédent métier). C'est un bon professionnel, à l'aise dans le milieu, bien intégré, probablement fier de sa reconversion. Travailleur, il est relativement sûr de ses qualités et capable de reconnaître ses lacunes, de s'en méfier, et de les combler. Les témoignages des personnes qui l'ont connu depuis son arrivée à Air Inter montrent qu'il prend progressivement de l'aisance dans sa carrière de pilote.

C'est une personnalité affirmée, mais qui peut dans certains cas apparaître un peu condescendante vis-à-vis des personnes qu'il estime moins rapides que lui à comprendre.

15.125 - Conditions de travail

Ses conditions de travail pendant le mois précédant l'accident ont été conformes à la réglementation en vigueur, y compris pendant les dernières 48 heures, où il était en repos.

En 1990 et 1991 les entraînements et contrôles périodiques des deux pilotes ont été conformes à la réglementation quant à leur échelonnement dans le temps et ont donné lieu à des appréciations de niveau professionnel favorables : il n'y a pas de critique particulière ni de remise en cause.

Suivi par les deux pilotes, le stage de qualification de type A320 a été précédé du stage "Avions nouveaux" qui est un stage d'information sur les technologies nouvelles utilisées sur les avions modernes.

Ce stage de qualification de type a été conforme au programme approuvé par la DGAC. En particulier, deux approches classiques ont été faites sur simulateur. Il a donné lieu à une appréciation globalement satisfaisante pour les deux pilotes. Il a été toutefois reproché au copilote de trop intervenir dans le déroulement du vol. Même si souvent, ses interventions étaient techniquement justifiées, sa tendance à trop "materner" le commandant de bord a été jugée préjudiciable au bon déroulement des vols.

Le stage de qualification de type a été suivi du stage "complément technique".

L'adaptation en ligne A320 a été conforme au programme d'entraînement déposé par Air Inter. En particulier des approches classiques (VOR, VOR-DME, ILS sans GLIDE, ADF) ont été effectuées, trois pour le commandant de bord et quatre pour le copilote. Les appréciations de synthèse font état d'un bon niveau de compétence. Une restriction apparaît toutefois dans le jugement de l'instructeur d'adaptation en ligne sur la rigueur du copilote vis-à-vis de certaines procédures.

Conformément à la réglementation applicable, l'équipage commercial comportait quatre personnes.

Femme, 44 ans;

Certificat de Sécurité Sauvetage n° 7192 du 19 avril 1974

Attestation de spécialisation A320 du 14 décembre 1991

Dernière visite médicale passée le 23 mai 1991 devant le CPEMPN de Paris.

Homme, 29 ans;

Certificat de Sécurité Sauvetage n° 13021 du 17 juillet 1986

Attestation de spécialisation A320 du 9 janvier 1989

Dernière visite médicale passée le 13 janvier 1992 devant le CPEMPN de Paris.

Femme, 25 ans;

Certificat de Sécurité Sauvetage n° 19937 du 17 septembre 1990

Attestation de spécialisation A320 du 20 mars 1991

Dernière visite médicale passée le 17 décembre 1990 devant le CPEMPN de Paris.

Femme, 27 ans;

Certificat de Sécurité Sauvetage n° 14756 du 06 septembre1988

Attestation de spécialisation A320 du 16 novembre 1988

Dernière visite médicale passée le 17 mai 1991 devant le CPEMPN de Paris.

Les entraînements et contrôles périodiques des personnels des services complémentaires de bord ont été conformes à la réglementation en vigueur.

Le contrôle d'approche était assuré à partir de la vigie d'où étaient également assurés le contrôle de la circulation au sol et le contrôle de la circulation dans le circuit d'aérodrome. Trois contrôleurs étaient présents pour assurer ces fonctions :

Homme, 36 ans, militaire de carrière

Affecté à Strasbourg depuis septembre 1985

Première affectation : aérodrome de Mont-de-Marsan de janvier 1977 à septembre 1985

Qualification contrôleur opérationnel le 27 janvier 1978

Qualification premier contrôleur le 1er janvier 1981

Qualifié "maître contrôleur" en juillet 1986

Nommé chef de quart en 1989

15.311 - Formation

- à l'Ecole Nationale de l'Aviation Civile (ENAC) :

. Stage de formation de contrôleur de la circulation aérienne de septembre 1976 à décembre 1976 ;

. Stage de formation de premier contrôleur de la circulation aérienne de mai 1984 à juin 1984.
- interne :

. Formation continue spécifique.

- Constructeur : AIRBUS INDUSTRIE

- Type : A320-111

- Numéro de série: 015

- Immatriculation: F-GGED

- Certificat d'immatriculation: B20275 du 23 décembre 1988

- Utilisation:

. depuis fabrication : 6316 heures, 7194 cycles

. depuis la dernière révision générale le 12 octobre 1991: 521 heures

- Constructeur: moteurs construits en coopération par General Electric et SNECMA et commercialisés par leur société commune CFMI

- Type: CFM56-5-A1

- Numéros de série:

. gauche: 731 123

. droit: 731 132

- Heures et cycles de fonctionnement au moment de l'accident:

. gauche: 4448 heures 5129 cycles

. droit: 5412 heures 6229 cycles

- Heures et cycles de fonctionnement depuis leur montage sur le F-GGED:

. gauche (26 juillet 1991): 869 heures, 1023 cycles.

. droit (10 mai 1990) : 3433 heures, 3877 cycles.

L'examen de la documentation concernant l'équipement de l'avion n'a pas mis en évidence d'écart par rapport aux règlements français applicables aux avions exploités en transport public.

Comme les autres A320 d'Air Inter à la date de l'accident, l'avion n'était pas équipé de GPWS. La réglementation française n'imposait pas l'emport de cet équipement.

L'avion était équipé d'un Head Up Display (HUD) en place gauche.

L'avion était relié à la compagnie par le système ACARS qui permet la transmission et la réception de données par liaison VHF. Ce système permet par exemple de renseigner l'avion sur la météorologie, ou d'échanger des informations relatives à la maintenance de l'avion ou de ses sous-systèmes. Les messages ACARS enregistrés par Air Inter et concernant le F-GGED le jour de l'accident ont été examinés. Aucun de ces messages n'est significatif d'une panne.

Le certificat de Navigabilité n° 109620 a été délivré le 22 décembre 1988. Le 11 octobre 1991, il a été validé jusqu'au 22 décembre 1994.

L'entretien était assuré par la Compagnie Air Inter.

La dernière visite de maintenance périodique (de type A) a été effectuée le 12 décembre 1991.

La visite prévol a été effectuée le matin du 20 janvier avant le départ de la rotation.

Le document "Etat technique" comporte cinq rubriques: état "Land", tolérances, faits techniques ouverts ou reportés, faits techniques des cinq derniers vols et particularités.

On note que l'état "Land" est opérant, qu'il n'y a aucune tolérance, que les faits techniques signalés sont sans relation avec les circonstances de l'accident et que la mise en place d'un FCU modifié (voir § 117.22) est indiqué dans la rubrique "particularités".

Les enquêteurs ont procédé à l'examen détaillé des documents d'entretien. Le résultat de cet examen est exposé en fonction des besoins aux § 117.2 et 117.3.

Au moment de l'accident, l'appareil était à une masse approximative de 52,5 tonnes et un centrage de 28,5 % . Il avait été pendant tout le vol à l'intérieur des limites de masse et de centrage.

L'avion avait décollé avec une masse de carburant embarqué de 5700 kg environ.

Ce produit subit depuis 1981 la concurrence croissante des trains à grande vitesse (TGV), et, dans un moindre mesure, celle qui résulte de la libéralisation en cours du transport aérien communautaire. Malgré cela, la croissance de l'activité d'Air Inter a été forte (+ 54,4%) de 1985 à 1990. Elle s'est interrompue en 1990 du fait de la crise du transport aérien qui a touché l'ensemble des compagnies. Alors que les comptes d'Air Inter avaient été bénéficiaires depuis 1975, la compagnie a enregistré des pertes nettes en 1990 et 1991. Sa situation reste cependant satisfaisante au regard des critères habituellement utilisés pour apprécier la situation financière des compagnies aériennes en France.

17.112- Air Inter exploite 61 lignes régulières intérieures et 7 lignes régulières internationales, qui ne représentent cependant que 2% de son activité. Sa flotte était composée au 1 février 1992 de 22 AIRBUS A300, 28 AIRBUS A320, et 8 DASSAULT MERCURE. En 1990, Air Inter était au troisième rang européen pour le nombre total de passagers transportés (16,2 millions) et au cinquième rang pour les passagers-kilomètres transportés intra-européens (8,9 milliards). Air Inter employait 10900 personnes, dont 934 navigants techniques et 2000 navigants commerciaux.

17.121 - Les spécificités de son réseau confèrent à l'exploitation d'Air Inter des caractéristiques particulières. Les étapes sont courtes, et par conséquent les temps de vol réduits. Si l'on écarte les étapes européennes, la distance d'étape moyenne est de 270 milles nautiques, et le temps de vol moyen entre décollage et atterrissage de 40 minutes. Des temps de vol aussi courts rendent les rattrapages de retards très difficiles. Les temps d'escale sont relativement réduits par rapport aux conditions d'exploitation européennes, les durées minimums programmables pour les escales de l'A320 étant de 50 minutes (45 minutes en province). Cependant l'organisation des escales est adaptée à une prise en charge rapide et les moyens mis à la disposition des personnels au sol et à bord (troisième MCDU, ACARS, radiotéléphones, dispositif de gestion de l'avitaillement depuis le cockpit) accélèrent les opérations en cas de problème technique.

17.122 - La clientèle principale d'hommes d'affaires est extrêmement sensible à la ponctualité et la régularité des vols, et cela d'autant plus que leur brièveté exacerbe l'impact subjectif d'un retard. Le respect des horaires est perçu comme d'une importance primordiale dans la culture de la compagnie, et constitue un axe fort dans l'organisation de l'exploitation. La culture d'entreprise valorise fortement l'optimisation des temps de vol, tout en respectant une politique de profils de vol à coût d'exploitation minimum, traduite sur A320 par l'adoption d'un "cost index" plutôt faible. Les équipages sont sensibilisés aux surcoûts en carburant entraînés par l'adoption de nombres de Mach ou de niveaux de vol différents de l'optimum. La réduction des temps de vol passe donc essentiellement par la recherche de raccourcis dans les procédures de route et d'arrivée, les descentes et les arrivées rapides susceptibles de procurer quelques gains de priorité à l'atterrissage. Cette culture s'appuie sur une excellente connaissance du réseau par les équipages (répétitivité très forte), une valorisation de la dextérité manoeuvrière, et l'expérience d'un avion aux qualités de vol en descente exceptionnelles (le DA01 Mercure), qui a pu induire un certain esprit d'émulation entre les différents secteurs avions.

Cette culture a franchi les frontières de la compagnie: elle est reconnue à l'extérieur et notamment par les contrôleurs de la circulation aérienne qui, s'agissant des avions d'Air Inter, s'attendent à des procédures accélérées, et parfois les suggèrent.

En pratique, pour le secteur A320, 85% des vols sont effectués avec moins de 15 minutes de retard. En 1989 et 1990, Air Inter a reçu d'Airbus Industrie la récompense de la meilleure exploitation de l'A320, qui sanctionne la régularité technique.

17.211 - Le premier A320 a été livré à Air Inter le 17 juin 1988 et mis en ligne le 23 juin 1988. Dix autres avions seront livrés entre le 17 juin 1988 et le 30 octobre 1989, et dix-huit autres entre octobre 1990 et février 1992. Pour Air Inter, la plus récente mise en ligne d'un nouvel avion datait de 1974 (Airbus A300). De plus l'A320 était perçu par l'encadrement comme un avion à la fois très novateur et n'ayant pas encore atteint sa maturité, en particulier du fait des nombreux logiciels embarqués. La mise en oeuvre de l'A320 a donc été perçue par les responsables de la compagnie comme une opération difficile, justifiant des mesures particulières, (voir § 17.22).

17.212 - Le climat social dans lequel s'est effectué la mise en ligne de l'A320 à Air Inter était particulièrement difficile. Un conflit social long, fortement médiatisé au plan national, comprenant des grèves répétitives de certains personnels navigants techniques, avait été déclenché à l'occasion de l'arrivée de l'avion, essentiellement à la suite de la décision de sa mise en oeuvre avec un équipage à deux pilotes. Un climat de tension importante régnait dans la compagnie, et les pilotes ayant accepté de participer à l'équipe chargée de préparer la mise en exploitation de l'avion ("équipe de marque") se sont heurtés à des hostilités très fortes.

17.213 - Les pilotes de l'équipe de marque ont effectué leur stage de qualification de type à Aéroformation, filiale d'Airbus Industrie pour la formation des équipages, en janvier 1988. Les équipages suivants seront encore formés à Aéroformation jusqu'en juin 1989, date à laquelle l'instruction d'Air Inter devient autonome.

17.214 - Jusqu'en janvier 1991, tous les équipages entrant en stage de qualification de type A320 ont été volontaires pour passer sur A320, en provenance des secteurs A300, Mercure, ou Caravelle 12. A partir de cette date, l'extinction progressive du secteur Caravelle et l'arrêt des stages de qualification sur A300 et Mercure n'ont plus laissé le choix aux pilotes, et l'affectation au secteur A320 ne s'est plus faite uniquement sur la base du volontariat.

17.221 - Du point de vue de la mise en oeuvre des avions, la compagnie Air Inter était structurée le 20 janvier 1992 de la façon suivante: une Direction Générale des Affaires Techniques et Opérationnelles regroupait une Direction de l'Exploitation Aérienne (responsable des opérations aériennes, le directeur de l'exploitation est aussi chef des personnels navigants), une Direction du Matériel (responsable de la prise en charge technique et de l'entretien des avions), et une Direction du Transport (chargée de la gestion du réseau).

17.222 - La Direction de l'Exploitation Aérienne comprenait trois "pôles": le pôle PNT, le pôle PNC, et le pôle Ingénierie. Le pôle PNT incluait le Centre d'Instruction du Personnel Navigant (CIPN), le Centre de Vol PNT, et le Centre Technique. Le CIPN et le Centre de Vol PNT étaient structurés en secteurs par type d'avion, et comportaient donc en particulier un secteur spécifique pour l'A320. Le Centre Technique avait la responsabilité du traitement des incidents et accidents concernant un avion de la compagnie. Il disposait notamment du service d'analyse systématique des vols exigé par la réglementation française pour l'exploitation en équipage à deux pilotes.

17.223 - La Direction du Matériel comprenait elle aussi une structure spécifique pour l'A320, dont tout l'effectif était spécialisé sur A320 et ne traitait aucun autre type d'avion. Cette structure dialoguait avec les secteurs de vol à travers des réunions hebdomadaires et mensuelles.

17.231 - Il n'y a pas de processus de sélection interne particulier pour désigner les pilotes qui passeront sur A320. Cette désignation s'est d'abord faite sur la base du volontariat, puis sur la base des nécessités induites par les reconversions de flotte.

La conversion sur A320 des pilotes déjà en fonction dans la compagnie comportait à la date de l'accident les étapes principales décrites ci-après:

Ce stage préparatoire est destiné à enrichir et harmoniser les connaissances techniques des équipages et des personnels au sol concernant les technologies récentes (avionique moderne, calculateurs embarqués et automatismes numériques, commandes de vol électriques), et leur utilisation (gestion de la trajectoire et du vol, conduite et contrôle des automatismes). Ce stage vise à faciliter l'acquisition des compétences professionnelles sur l'avion par une meilleure compréhension de son fonctionnement mais également par l'installation d'une confiance suffisante pour engager un apprentissage: certaines innovations sont à la fois justifiées et démythifiées. Ce stage dure sept jours.

Ce stage se déroule en quatre phases principales: l'étude des systèmes avion; l'étude des procédures normales et d'urgence; l'étude des limitations, des procédures particulières et des performances, et des aspects sécurité et sauvetage; les séances de "vol" sur simulateur (Full Flight Simulator (FFS)).

La première phase (étude des systèmes avion) s'effectue en équipages constitués et dure 11 jours. Elle comporte 38 heures d'enseignement assisté par ordinateur (EAO) et utilise un environnement de maquette photographique du cockpit à l'échelle 1. L'étude de chaque système est suivie par un débriefing (au total 17 heures) effectué par un instructeur sol spécialiste du système. Ce débriefing permet de préciser des points importants et de contrôler le niveau des connaissances acquises, qui ne font pas l'objet par ailleurs d'un test formalisé. Des séances de simulateur (au total 23 heures de Fixed Based Simulator (FBS)) permettent d'utiliser les commandes et les contrôles correspondant à chaque système.

La seconde phase (étude des procédures normales, de secours et d'urgence) dure six jours. Elle débute par un briefing général sur la répartition des tâches entre pilotes, l'utilisation des check-lists appel/réponse, l'étude de la phraséologie spécifique à l'avion. Puis les procédures sont exécutées sur simulateur (FBS) avec l'aide des instructeurs sol. Neuf heures sont consacrées aux procédures normales, et autant aux procédures de secours et d'urgence.

A l'issue de ces deux phases, une évaluation des connaissances et des compétences acquises est effectuée par le pilote instructeur qui prendra en charge le stagiaire pour la dernière phase, c'est à dire le "vol" sur FFS. Cette évaluation dure trois heures.

La troisième phase comporte deux journées de cours en salle concernant les limitations, les procédures particulières, et les performances bimoteur et monomoteur de l'avion. Ces cours sont dispensés par un pilote instructeur. Cette phase se termine par une journée consacrée aux aspects sécurité et sauvetage.

La quatrième phase est ouverte aux stagiaires ayant satisfait à l'évaluation sur FBS. Elle comprend 7 séances de 4 heures de "vol" sur FFS, effectuées en équipage constitué sous la direction d'un instructeur pilote de ligne, précédées d'un briefing en salle de 2 heures, et suivies d'un débriefing de 1 heure. Ces séances concernent le pilotage de base, le pilotage automatique sélecté, puis managé. Elles étudient les protections du domaine de vol, les réversions de mode, les lois de pilotage. Des séances de type LOFT (Line Oriented Flight Training) permettent ensuite d'étudier les différentes pannes et situations d'urgence. Chaque arrivée fait l'objet d'un type de percée différent (VOR, ADF, LOC, CAT1, approches automatiques).

A l'issue de ces sept séances de FFS, une séance de contrôle d'une durée de 4 heures est effectuée. Elle comprend un vol commercial à préparer complètement, et au cours duquel l'équipage doit traiter différents types de problèmes et de pannes. Une approche VOR est demandée lors de ce contrôle.

La quatrième phase s'achève par une séance de 2 heures consacrée à un complément d'entraînement aux décollages non classiques (décollages avec minimums de visibilité réduits et utilisation de moyens de guidage instrumentaux pour la tenue de l'axe) et aux approches automatiques.

Dans le cadre de ce stage de qualification de type, les percées VOR sont abordées à partir de la troisième séance. Un cours spécifique est effectué par l'instructeur à l'aide du schéma synoptique d'approche classique contenu dans le manuel d'exploitation, et à l'aide d'un tableau spécifique comportant le profil vertical et des photographies du Navigation Display de chaque pilote. Il est prévu que ce cours spécifique impose l'utilisation de la référence TRK/FPA et souligne l'importance des aspects suivants: une stabilisation sur l'axe en vitesse, configuration et régime 1NM avant le point de descente (cependant, la mise en configuration volets FULL est prévue le cas échéant à 0,5 NM du point de descente, et la stabilisation n'est alors guère possible avant la descente); le calcul du vario estimé en fonction du vent et le recalage de la descente au moyen des distances DME; l'annonce des écarts de vitesse, de vario, et de hauteur; l'annonce de MDH +200 et MDH +100. Trois approches VOR et une approche NDB sont effectuées par équipage pendant cette quatrième phase, ce qui signifie que chacun des deux pilotes est aux commandes pour deux approches classiques.

Si la séance de contrôle sur FFS est satisfaisante, le stagiaire effectue un vol de maniabilité d'environ 45 minutes sur l'avion. Ce vol fait partie du programme approuvé par la DGAC (SFACT après avis de l'OCV), qui a imposé certains exercices au programme de ce vol pour ce type d'avion. La qualification de type A320 est délivrée au stagiaire à l'issue de ce vol.

Ce module qui dure 4 jours est dispensé immédiatement après le vol de maniabilité. Il a pour objectif d'approfondir la connaissance des systèmes, structures et procédures liées à la maintenance ( CFDS, ACARS, utilisation pratique de la MEL, visite prévol extérieure, connaissance des différents intervenants de la Direction du Matériel A320), et de réviser la réglementation applicable aux approches de précision.

A l'issue du premier module de complément technique, les stagiaires sont mis en adaptation en ligne, c'est à dire qu'ils effectuent des vols commerciaux dans leur fonction (commandant de bord ou copilote), mais avec un instructeur pilote de ligne appartenant au secteur Instruction. Le nombre de vols (étapes) que comporte cette adaptation dépend de l'origine du stagiaire. Les premières adaptations sur A320 comportaient 5 vols de 4 étapes, le sixième vol étant le vol de contrôle de lâcher en ligne, effectué par un instructeur pilote de ligne rattaché au secteur de vol.

A partir de la mi-91, compte tenu de l'expérience des problèmes rencontrés, et avec l'arrivée d'une population de pilotes moins motivée et plus réticente vis-à-vis du changement (principalement en provenance du secteur Caravelle 12 en extinction), la durée de l'adaptation en ligne a été portée à 7 vols de 4 étapes, le huitième vol étant le contrôle en ligne. S'il juge le stagiaire insuffisamment préparé, l'instructeur a la possibilité de demander un ou plusieurs vols supplémentaires.

Le manuel d'adaptation en ligne de la compagnie recommande d'effectuer une approche classique lorsque les conditions (météorologie, circulation aérienne) le permettent.

L'objectif de ce module, qui prend place 30 jours après le contrôle de lâcher en ligne, est de permettre aux pilotes, une fois acquise une certaine expérience personnelle sur l'avion, de reprendre l'étude des principaux systèmes, de certaines interventions simples effectuées en escale, et de l'utilisation de la MEL. Ce module dure 4 jours, et comprend une séance de FFS de 2 heures en équipage constitué, au cours de laquelle est effectué le contrôle d'aptitude aux décollages non classiques et aux approches de précision CatII et CatIII (y compris l'utilisation du HUD pour les commandants de bord).

Les exigences réglementaires concernant le maintien et le contrôle des compétences sont : un stage annuel de maintien des compétences, un contrôle annuel effectué au cours d'un vol commercial et portant sur la connaissance et le respect du manuel d'exploitation, un contrôle annuel effectué hors ligne et portant sur les exercices de la qualification de type.

Air Inter a regroupé dans un module unique le stage de maintien des compétences et le contrôle hors ligne. Ce stage est intitulé "performances". Il est suivi une fois par an. Le programme de ce stage a été approuvé par la DGAC. Ce stage a pour objectif d'actualiser les connaissances des pilotes concernant l'A320, ainsi que leur savoir faire dans le cadre des tâches qui leur sont assignées au sein de l'équipage. Il fournit surtout l'occasion de prendre en compte les incidents survenus en exploitation, de réviser des procédures particulières et les procédures de secours ou d'urgence.

Le stage dure trois jours. Le premier est consacré à des cours en salle, et les deux suivants au simulateur: 2 séances de 4 heures précédées d'un briefing de 2 heures. La première séance consiste en un "vol" de type LOFT. La seconde est consacrée au contrôle hors ligne annuel, effectué sur simulateur agréé (FFS), en présence d'un instructeur pilote de ligne de la compagnie, et qui porte sur les exercices réglementaires de la qualification de type.

17.251 - L'appariement des membres d'équipage

A la date de l'accident, la gestion de la constitution des équipages à Air Inter, comme dans la plupart des compagnies, ne prenait pas systématiquement en compte l'expérience des pilotes sur le type d'avion.

Pour faire face à l'augmentation des effectifs et à la multiplication des modifications de programmation de vols, la compagnie a développé un outil informatique d'aide à la gestion des équipages (le système AIGLE). Les premières applications de cet outil, qui ne prenaient pas en compte l'expérience des pilotes sur le type, ont été mises en oeuvre pour le PNT en juin 1991.

17.252 - Le traitement des incidents

La réglementation française fait obligation au commandant de bord, à un membre de l'équipage, à un représentant du propriétaire ou de l'exploitant de tout aéronef civil de notifier immédiatement les incidents ayant mis en cause la sécurité aérienne. Pour les incidents graves concernant les aéronefs de transport public, le commandant de bord est tenu d'établir un rapport circonstancié dans les 48 heures.

L'organisation interne de la compagnie Air Inter confie au Centre Technique la responsabilité du traitement des incidents concernant les avions de la flotte. Le Centre Technique établit le dossier d'incident, assure les relations avec les autorités concernées de l'administration (Bureau Enquêtes Accidents). Une double permanence opérationnelle est organisée, l'une au sein de la Direction de l'Exploitation et l'autre au sein de la Direction du Matériel, pour la prise en charge en temps réel des événements.

A la date de l'accident, Air Inter ne disposait toutefois pas d'une structure spécifique exclusivement dédiée à la sécurité des vols (ex: Officier de Sécurité des Vols). Cependant un bulletin de sécurité des vols, comportant des analyses d'incidents ou d'accidents était édité par le Centre Technique.

On trouve chez pratiquement tous les exploitants une certaine réticence vis à vis de la diffusion à l'extérieur d'informations relatives aux incidents qu'ils rencontrent. Le climat social tendu dans lequel s'est effectuée la mise en service de l'A320 à Air Inter a parfois conduit à une utilisation polémique des incidents survenus, qui a renforcé la réticence évoquée ci-dessus. La diffusion de l'information auprès des équipages, du constructeur, ou des autorités de l'aviation civile est en conséquence restée réduite. Ainsi on constate que le compte-rendu d'exploitation fourni par Air Inter à l'administration au terme de la première année d'exploitation, conformément à une obligation réglementaire associée à l'équipage à deux, ne fait mention d'aucune difficulté d'exploitation particulière, alors que celui soumis par la compagnie Air France signale un taux d'incident techniques "très élevé" et en donne la liste.

17.253 - Le système d'analyse systématique des vols

La réglementation française subordonne la délivrance d'une autorisation d'exploiter un avion de plus de quarante tonnes avec un équipage à deux à la mise en place d'une analyse systématique des vols, exploitant les enregistrements des paramètres de vol et les documents du vol. A la date de l'accident cette tâche était confiée à Air Inter à un Secteur Analyse des Vols, rattaché au Centre Technique et donc à la Direction de l'Exploitation Aérienne. Cette structure procède au dépouillement informatisé de l'enregistreur QAR de tous les vols d'A320. Un traitement automatique met en évidence tout paramètre dont la valeur dépasse un seuil ou une fourchette prédéfinie. L'"anomalie" ainsi détectée est alors validée manuellement.

La liste des paramètres pris en compte privilégie une surveillance centrée sur les trajectoires. Contrairement à ce qui se pratique dans d'autres compagnies, l'accord d'entreprise ne prévoit pas que les vols ayant donné lieu à une détection d'anomalie importante fassent l'objet d'une analyse spécifique opérationnelle approfondie, pouvant comporter une discussion avec l'équipage concerné. Cependant une telle analyse est possible, lorsqu'il s'agit d'une anomalie rapportée par l'équipage lui-même, et seulement dans ce cas, après autorisation écrite de celui-ci. Une investigation particulière, comprenant éventuellement une discussion avec l'équipage concerné, peut alors être effectuée. En dehors de ces exceptions, les anomalies détectées ne font donc l'objet que d'un traitement statistique global.

Les résultats de l'analyse systématique des vols font l'objet d'une diffusion interne à la compagnie au profit des Secteurs de Vol, et du chef du personnel navigant. Ils font également l'objet d'un état statistique mensuel. Une interprétation restrictive de l'accord d'entreprise et de ses dispositions de respect de l'anonymat a conduit à ne pas diffuser l'information issue de l'analyse systématique des vols auprès du constructeur, des autorités de l'aviation civile, ou du Bureau Enquêtes Accidents.

La Direction Générale de l'Aviation Civile exerce une tutelle technique sur la compagnie Air Inter par l'intermédiaire de deux services:

- le Service de la Formation Aéronautique et du Contrôle Technique (SFACT) est l'autorité administrative compétente. Il définit la réglementation applicable à toute exploitation aérienne en transport public, en précise les conditions d'application particulières, délivre les autorisations et agréments correspondants, et contrôle leur mise en oeuvre, sauf pour ce qui concerne le niveau professionnel des équipages.

- l'Organisme du Contrôle en Vol (OCV) effectue des contrôles de navigants en vol, de façon inopinée ou non, par sondage ou à l'occasion d'enquêtes particulières auxquelles il participe à la demande du SFACT. Il est d'autre part un organisme consultatif chargé de donner des avis et des conseils à tous les services de la DGAC, et en particulier au SFACT sur des questions d'ordre opérationnel.

La réglementation de base applicable à toute entreprise de transport public française est l'arrêté du 5 novembre 1987 et ses modifications successives. Ce texte couvre le champ réglementaire visé par l'Annexe 6 de l'OACI. Il ne se conforme pas aux dispositions de cette annexe sur le point suivant: il n'établit pas d'obligation d'emport d'un système avertisseur de proximité de sol (GPWS). Ce point est traité plus en détail au paragraphe 1.18.3. Cette réglementation se complète par des arrêtés et instructions concernant la compétence des équipages: délivrance des brevets et licences, programmes de qualification de type.

En application de cette réglementation, le Ministre chargé de l'Aviation Civile a délivré à Air Inter ses autorisations générales d'exploitation en transport public.

17.321 - L'autorisation d'exploiter l'A320 en équipage à deux pilotes a été accordée le 21 juin 1988 selon les exigences de l'arrêté du 5 novembre 1987. Après avis de l'OCV, le SFACT a approuvé le programme de qualification de type, approuvé les méthodes d'entraînement des équipages, agréé les simulateurs utilisés pour l'instruction en vol de la qualification de type et pour le contrôle annuel de compétence hors ligne.

17.322 - Le processus d'agrément des instructeurs chargés du contrôle des compétences a été long à mettre en oeuvre. Selon cette procédure, la compagnie soumet au SFACT les dossiers de candidature des instructeurs dont elle demande l'agrément. Le SFACT étudie alors les dossiers selon les critères définis dans les textes réglementaires et s'appuie sur l'avis de l'OCV avant de délivrer ou non l'agrément.

Or l'accord d'entreprise d'Air Inter prévoit la nomination des instructeurs à l'ancienneté et pour une période de quatre ans non renouvelable. Ces dispositions conduisent à une rotation relativement rapide des instructeurs et entraînent de ce fait une charge de suivi d'un nombre important de dossiers de candidature pour la délivrance des agréments. Air Inter percevant cette procédure comme purement formelle n'a soumis aucun dossier au SFACT avant octobre 1991.

Aucun instructeur n'a donc été agréé pour les contrôles périodiques des compétences entre 1988 et 1992 (La mise en conformité avec l'arrêté du 05/11/87 aurait impliqué que ces agréments soient délivrés avant le 30/11/88)

17.323 - Aucune autre anomalie n'est à noter, et aucune dérogation aux dispositions réglementaires n'avait été accordée à Air Inter à la date de l'accident, pour ce qui concerne le F-GGED et son équipage.

17.324 - Conformément à l'arrêté du 5 novembre 1987, les procédures d'exploitation de l'A320 utilisées par Air Inter n'ont pas fait l'objet d'un agrément, mais d'une description dans le Manuel d'Exploitation. La partie "utilisation" de ce manuel avait été présentée au SFACT et à l'OCV dès mars 1988, et son évolution a été importante jusqu'en juin 1988, donnant lieu à de nombreuses réunions conjointes SFACT/ OCV/ Air Inter. La version finalisée du manuel a été déposée auprès du SFACT le 2 juin 1988 et n'a plus fait l'objet de commentaires de la part de cet organisme après cette date.

17.325 - Les règlements concernant l'exécution des procédures d'approche et de décollage aux instruments, et en particulier ceux relatifs aux procédures de précision, ont été normalement appliqués à Air Inter qui a reçu sur cette base les autorisations de procédures et les agréments d'instructeurs pour approches de précision.

17.326 - Pour ce qui concerne l'entretien des avions, la réglementation applicable à toute entreprise effectuant l'entretien d'avions exploités en transport public est l'arrêté du 8 décembre 1975. Cet arrêté a été normalement appliqué à Air Inter: l'introduction de la maintenance de l'A320 a entraîné des modifications des spécifications d'entretien qui ont été soumises au SFACT et approuvées. Air Inter a reçu en application de cet arrêté les agréments et autorisations concernant l'ensemble de ses activités d'entretien sur l'A320.

17.331 - Contrôles associés à la délivrance de l'autorisation équipage à deux

Les dispositions réglementaires applicables (arrêté du 20 août 1956, puis arrêté du 5 novembre 1987) demandent qu'une enquête spécifique soit menée par le SFACT et l'OCV lors de la mise en exploitation d'un avion de plus de 40 tonnes avec un équipage à deux. Cette enquête concerne les moyens mis en place (personnels navigants et au sol; formations et structures d'encadrement; moyens matériels; documentation; manuel d'exploitation). Elle comporte des contrôles par l'OCV de l'instruction des personnels navigants en cours d'instruction et lors des premiers vols en ligne, ainsi que des contrôles de l'application du manuel d'exploitation, réalisés conjointement par le SFACT et l'OCV.

A ce titre, au mois de mai 1988, quatre équipages ont été observés au simulateur par un pilote inspecteur de l'OCV, qualifié A320 (stage Aéroformation) et par ailleurs commandant de bord A300 à Air Inter. Au mois d'août 1988, un autre pilote inspecteur de l'OCV, commandant de bord dans une autre compagnie, a effectué deux vols en ligne au titre de l'enquête "équipage à deux" : l'un avec un cadre d'Air Inter, pilote de l'équipe de marque, et l'autre avec un commandant de bord instructeur.

Il convient de noter qu'en fin d'année 1988, pendant la période de mise au point de la formation autonome à Air Inter, le pilote inspecteur commandant de bord sur A300 à Air Inter, a suivi un stage complet de qualification de type A320 aux titres de son maintien de compétence et de sa standardisation aux méthodes Air Inter (cf § 17.23).

Par ailleurs, le SFACT a effectué au cours de l'été 1988 une série de contrôles d'exploitation, à la fois au sol et en vol (30 étapes environ) pour vérifier l'application et l'adéquation des procédures prévues par Air Inter.

La décision d'autorisation d'exploiter l'A320 avec un équipage de deux pilotes était assortie d'une demande à Air Inter d'établir un bilan d'exploitation un an après la mise en ligne de cet avion. Cette demande est habituelle.

La DGAC n'a pas formulé de demande particulière ou de critique à l'examen des documents du bilan effectué par Air Inter (cf § 17.252.3).

17.332 - L'exercice normal du contrôle

17.332.1 - A l'issue de la période de validation évoquée au paragraphe précédent, le contrôle des méthodes d'exploitation d'Air Inter s'inscrivait dans le cadre normal prévu par le Code de l'Aviation Civile et l'arrêté du 20 août 1956 puis celui du 5 novembre 1987, qui prévoient notamment :

- la possibilité d'inspections globales ou sectorielles de la compagnie effectuées conjointement par le SFACT et l'OCV;

- une vérification par le SFACT et l'OCV des méthodes d'exploitation, et par l'OCV du niveau professionnel des équipages;

- un contrôle au sol et en vol de l'application et de l'adéquation des procédures d'exploitation de la compagnie;

17.332.2 - La compagnie Air Inter n'a jamais fait l'objet d'une inspection globale. La dernière inspection sectorielle, consacrée au système de maintien de compétence des personnels navigants techniques et effectuée dans le cadre d'une étude nationale sur le sujet, remonte à 1984. Ceci n'est pas propre à Air Inter : en pratique, très peu d'inspections globales des compagnies françaises de taille importante ont été effectuées par l'administration de tutelle technique.

17.332.3 - En ce qui concerne le niveau professionnel des équipages la réglementation prévoit qu'il est déterminé et vérifié par l'exploitant lui-même à l'issue des phases de qualification de type et d'adaptation en ligne, et lors des contrôles annuels réglementaires. L'efficacité de ce contrôle par l'exploitant lui-même est en principe, mais pas toujours, vérifiée par sondage, par contrôle en vol de l'OCV. En fait, l'OCV n'a pratiqué aucun contrôle en ligne formel sur A320 à Air Inter entre la fin 1988 et la date de l'accident (trois contrôles ont été pratiqués, mais sur d'autres avions de la flotte).

Deux sources d'information peuvent cependant être considérées comme susceptibles d'avoir renseigné l'OCV sur le niveau professionnel des équipages d'Air Inter:

- la première a pour cadre les épreuves pratiques en vol du Brevet de Pilote de ligne, qui relèvent du Jury des Examens présidé par le chef de l'OCV. Ces examens en vol sont des indicateurs du niveau des candidats et de la qualité de leur préparation à l'examen, mais également du respect des procédures d'exploitation prévues par le manuel d'exploitation. Les résultats des candidats issus d'Air Inter ont été similaires aux résultats nationaux.

- d'autre part un pilote inspecteur membre de l'OCV faisait partie de l'effectif des commandants de bord A320 d'Air Inter. Cette double appartenance lui permettait de vivre régulièrement la pratique quotidienne de l'exploitation de l'A320. En fait, il a pu évaluer le comportement que les copilotes avaient en volant en équipage avec lui. Ce comportement n'a appelé de sa part aucune critique particulière, ni en ce qui concerne le travail en équipage, ni en ce qui concerne les annonces. Ce mode d'information ne permettait pas à l'OCV d'être renseigné sur le niveau professionnel des commandants de bord A320.

17.332.4 - En ce qui concerne le contrôle de l'application et de l'adéquation des procédures d'exploitation de la compagnie, des difficultés ont été rencontrées par le SFACT:

D'une part la DGAC a constitué un corps de contrôleurs en escale (CTE) (Contrôleurs Techniques d'Exploitation) dont les contrôles ne concernent que l'état de la machine et de ses équipements, et la disponibilité des documents requis, y compris les préparations et suivis des vols. La cadence élevée des escales Air Inter sur les aérodromes français a multiplié ces contrôles qui ont souvent été perçus comme "tracassiers". Leur organisation a été revue pour qu'Air Inter n'en soit pas davantage l'objet que les autres compagnies.

D'autre part, le SFACT dispose par délégation du Ministre d'un pouvoir de contrôle généralisé. Ses agents peuvent donc procéder à tout contrôle dans le cadre des missions du service. Or dès qu'un tel contrôle s'exerce en vol à bord du poste de pilotage, l'ensemble des navigants le conteste. Cette position a fait l'objet de consignes syndicales très fermes conduisant à refuser l'accès à bord de contrôleurs n'exerçant pas le métier de navigants professionnels à un niveau de qualification au mois égal à celui du commandant de bord. Les navigants de la compagnie Air Inter ont toujours été particulièrement motivés sur le sujet. La conséquence en a été que le SFACT n'a plus été en mesure de procéder à des contrôles en vol d'exploitation à Air Inter depuis 1989.

La description des situations générales en altitude et en surface est basée sur les réseaux du 20 janvier à 12h et du 21 janvier à 0h. Les conditions météorologiques exposées se réfèrent aux réseaux du 20 à 18h et 21h et du 21 à 0h et 3h.

En altitude, à 500 hPa et 700 Hpa, la situation est caractérisée par un flux de nord-est assez fort (40 à 50 kt) circulant entre une dorsale atlantique - avec un maximum sur les îles Britanniques et la mer du Nord - et un thalweg axé de l'Ukraine au Golfe du Lion.

Dans les couches plus basses de l'atmosphère libre, entre 800 Hpa et 900 Hpa, le courant s'infléchit vers l'est et devient modéré (20 à 30 kt).

Au-dessus de la plaine rhénane et des Vosges, le vent et la température moyens se répartissent de la façon suivante au cours de la soirée du 20 janvier :

Vers 1000 m d'altitude, la température s'abaisse à -10 °C le 21 janvier.

Entre 18h et 24h, une vaste cellule de hautes pressions règne sur l'Europe du nord (1039 Hpa dans le nord de la Pologne, 1038 Hpa sur la mer du Nord). Une dépression à laquelle est associée une perturbation méditerranéenne est centrée à 1007 Hpa au sud-est de la Corse.

Entre ces deux centres d'action un courant s'est établi, à l'intérieur duquel fluctue une occlusion active axée des Alpes au Jura.

Au nord de cette zone perturbée, c'est le courant d'est continental, froid et sec, qui prédomine : l'invasion d'air froid (masse d'air à -6 °C) gagne progressivement l'Alsace et la Lorraine en fin de soirée.

Le dossier météorologique de vol pour le trajet Lyon-Strasbourg a été retiré au centre météorologique de Satolas par un agent des Opérations d'Air Inter à 15h20, sans commentaire particulier.

- la carte TEMSI EUROC valable le 20 janvier 1992 à 18h;

- les cartes des vents et températures à 300 Hpa (FL 300) et 500 Hpa (FL 180) valables le 20 janvier 1992 à 18h;

- les METAR de 15h et les TAF valables de 15h à 24h des aérodromes de départ, de destination, et de dégagement.

Les conditions météorologiques rencontrés en vol et en approche à Strasbourg sont très voisines des conditions décrites dans le dossier de vol.

Remarque : En vertu des accords contractuels entre Air Inter et la Météorologie Nationale, les cartes de vents et températures prévus à 700 Hpa (FL 100) et à 850 Hpa (FL 050) ne font pas partie des documents constituant les dossiers météorologiques pour les vols d'avions turbo-réacteurs d'un niveau de croisière supérieur à 500 Hpa (FL 180).

A 17h56, l'équipage écoute l'ATIS (voir § 1.11.4) de Strasbourg-Entzheim et reçoit l'information Novembre enregistrée à 16h00 (voir annexe) :

- piste en service 05,

- niveau de transition 50,

- vent 040°/18 kt,

- visibilité 10 km,

- nuages : 5/8 à 800 pieds, 8/8 à 3000 pieds,

- température et point de rosée : 2°, 1°,

- QNH 1021,

- QFE 1003.

Sur demande du commandant, le copilote mentionne les trois paramètres suivants: la piste en service (05), la nébulosité (8/8 à 3000 pieds), et la vitesse du vent (18 kt).

L'équipage écoute à nouveau l'ATIS deux minutes plus tard, à 17h58. Il reçoit l'information Oscar de 18h :

- piste en service 05,

- niveau de transition 50,

- vent 040°/30 kt,

- visibilité 10 km,

- nuages : 3/8 à 1100 pieds, 6/8 à 2600 pieds,

- température et point de rosée : 1°/0°,

- QNH 1023,

- QFE 1005.

C'est probablement au cours de cette écoute que l'équipage a interrogé l'ACARS à 17h59 pour obtenir le dernier METAR d'Entzheim. Il a reçu celui de 17h30 :

LFST 03019KT 9999 4ST010 4SCO30 8AC090 02/M00 1022 N0SIG =

Remarques :

1 - Le METAR de 18h00, disponible à 18h01, fournissait les éléments suivants :

LFST 03019KT 9999 3ST011 6SC026 01/M01 1023 NOSIG =

2 - Entre 17h30 et 18h30 les rafales de vent enregistrées à la station météorologique d'Entzheim sont comprises entre 21 et 30 kt, direction 040°.

3 - Le seuil de piste 05 est la référence QFE de l'aérodrome. A 16h00 les QFE des pistes 05 et 23 étaient identiques (1003 Hpa). Entre 17h18 et 18h06, ils sont différents :

- QFE 05 (502 pieds) : 1004 Hpa;

- QFE 23 (489 pieds) : 1005 Hpa.

Ils sont à nouveau identiques ensuite (1005 Hpa).

A 18h10, sur demande de l'équipage, le contrôleur d'approche confirme les pressions QFE (1005 hpa) et QNH (1023 hPa), puis, à 18h12, il confirme la nébulosité (3/8 à 1100 pieds et 6/8 à 2600 pieds).

A 18h, le ciel de corps lié à l'occlusion (§ 18.12) s'étend sur l'Auvergne, le Jura et les Alpes suisses et autrichiennes. Plus au nord, et en particulier entre Luxeuil et Strasbourg, le ciel de marge est caractérisé par une couche de strato-cumulus, bases 500 à 700 m et sommets vers 2000 m d'altitude, surmontés de bancs d'altocumulus résiduels vers 2700-3000 m.

On peut estimer que les conditions atmosphériques qui régnaient entre 18h et 18h30, au cours de la descente de l'A320 vers ANDLO puis au cours du circuit à 5000 pieds au-dessus des Vosges orientales et de la plaine d'Alsace, étaient les suivantes :

- lors de l'entrée dans la couche de strato-cumulus vers 2000 m d'altitude :

. vent instantané : 040 à 060°/25 à 35 kt irrégulier,

. température : -9 °C,

- en circuit à 5000 pieds (1500 m d'altitude) dans la couche de strato-cumulus :

. vent instantané : 050 à 070°/25 à 30 kt irrégulier,

. température : -6 °C.

- en descente de 1500 m vers 800 m, toujours dans la couche de strato-cumulus :

. vent instantané : 060 à 070°/20 à 25 kt,

. température s'élevant de -6 à -2 °C.

Dans le courant de nord-est à est, l'effet orographique du massif vosgien se manifeste par une accumulation au vent des nuages, un effet de soulèvement avec des sommets bourgeonnants et un contenu en eau liquide plus important qu'au-dessus de la plaine. Les sondages de vents et températures en altitude, les observations au sol, les dépouillements d'enregistreurs de paramètres, et les divers témoignages recueillis permettent de préciser les conditions qui régnaient en approche 05 au-dessus des Vosges orientales, entre 18h et 18h30 :

. pas de stratus au vent des reliefs,

. base uniforme à 600 m (altitude) de la couche à 8/8 de strato-cumulus,

. sommet moyen de la couche : 2000 m d'altitude et bourgeonnements jusqu'à l'altitude de 2200 m (FL 65 à 70 ),

. vent instantané entre 900 et 1300 m d'altitude: 070°/20 kt,

. quantité d'eau liquide disponible estimée à 0,7 - 0,8 g/m3 entre les altitudes 900 et 2000 m (-3 à -9 °C), occasionnant:

La lune s'était levée à 17h20 sur la région de Strasbourg. Sa position à 18h20 au-dessus du site de l'accident était :

- azimut : 78°46'(par rapport au nord vrai),

- hauteur : +9°18'.

La pleine lune avait eu lieu la veille.

Entre 18h et 21h, l'influence de l'air froid et sec, circulant dans le courant d'est et succédant à la zone perturbée en cours de rabattement vers le sud, commence à se manifester sur le nord de la plaine rhénane : déchirement de la couche de strato-cumulus et disparition des bancs de stratus. En fait le changement de situation avec l'invasion de l'air continental intervient après 21h sur le Bas-Rhin et ne gagne le sud de l'Alsace que le 21 à 0h. Sur les Vosges, en conditions de brouillard givrant, la couverture nuageuse va se dissiper avec un décalage de quatre à cinq heures par rapport à la plaine.

Pendant les recherches couvrant globalement les domaines forestiers d'Obernai et de Barr, les conditions atmosphériques ont été les suivantes :

• brouillard givrant avec une visibilité inférieure à 500 m (souvent quelques dizaines de mètres) ;


• température entre 600 et 800 m d'altitude s'abaissant de -2 °C à 18h à -10 °C à 3h ;


• état du sol : dépôts de givre, par endroits sol enneigé et gelé ou verglacé.

Les procédures publiées de transit, d'arrivée et de départ de l'aérodrome de Strasbourg s'appuient sur les équipements au sol suivants :

- le VOR "STR", fréquence 115.6 MHz,

- le TACAN "STR", canal 103 x (fréquence appariée : 115.6 Mhz),

- la radiobalise "SE", fréquence 412 Khz,

- un ILS en piste 23 :

Ces installations et équipements fonctionnaient au moment de l'accident.

En novembre 1991, la présence d'eau au niveau de l'antenne du TACAN a conduit à mettre en place une balise TACAN mobile pendant la durée des travaux de reconditionnement.

Cette balise, de référence NRCP 1A, a subi un contrôle en vol par deux avions Mirage F1 CR. Ce contrôle reposait sur la comparaison des mesures de distance fournies par la balise mobile avec celles de la balise destinée à être arrêtée et celles calculées par les centrales inertielles des avions. Les résultats obtenus ont permis de mettre en service la balise mobile le 22 novembre.

Une demande de calibration officielle a, en outre, été formulée auprès du Commandement Régional des Transmission de l'Armée de l'Air le 2 décembre 1991. A la date de l'accident, cette calibration n'avait pas encore été faite ; aucun NOTAM n'en faisait état.

19.122- Précision en distance du TACAN

Des clauses techniques figurant au marché passé entre l'industriel et l'Armée de l'Air, il ressort que la précision en distance du TACAN est de +/- 90 mètres.

Les essais et expérimentations menées avant la mise en service de ce moyen au sein de l'Armée de l'Air ont montré que la précision réelle en distance des balises TACAN est de +/- 75 mètres.

C'est cette dernière valeur qui a été retenue par les services techniques centraux compétents (STTE - DCMAA) et figure au "Manuel d'entretien" de l'installation de radionavigation.

Pour assurer les services radar, le centre militaire de contrôle local de l'aérodrome (CLA) de Strasbourg dispose :

- d'un radar panoramique "Centaure",

- d'un radar de précision SPAR,

- d'un déport de l'image radar du CRNA Est (VISU 670).

19.211 - Le radar Centaure et ses vidéos

19.211.1 - Le radar Centaure est un radar panoramique primaire et secondaire (longueur d'onde de 23 cm - antenne tournant à 12 tours/minute).

L'antenne est implantée sur l'aérodrome, entre la piste et la voie de circulation, à 400 mètres du seuil de la piste 05. Les informations fournies par ce radar peuvent être :

- exploitées directement sur les matériels de visualisation radar mis à disposition du CLA, sous forme de vidéo primaire (brute ou filtrée) et/ou secondaire,

- traitées par le système STRAPP (STRIDA/Approche), implanté en salle technique, en vue de générer sur les matériels de visualisation des pistes synthétiques qui sont, selon le cas, d'origine locale ou STRIDA (Système de traitement et de représentation des informations de défense aérienne de Drachenbronn avec lequel le STRAPP de Strasbourg est relié par une liaison de transmission de données),

- exploitées manuellement à partir du système de désignation et d'interrogation (secondaire et Mode C uniquement).

19.211.2 - La vidéo primaire

La vidéo brute du radar primaire restitue sur l'écran du contrôleur, sous forme d'échos primaires la position de tous les aéronefs détectés ainsi que les échos fixes (relief) se trouvant à l'intérieur de la couverture radar.

En position "vidéo filtrée" tout ou partie des échos fixes est supprimée.

Le contrôleur choisit l'échelle des distances de visualisation. Ce choix s'applique à toutes les autres vidéo.

Quelle que soit la solution retenue, les échos des aéronefs sont toujours parfaitement visibles lors de leur évolution au-dessus du relief.

19.211.3 - La vidéo secondaire

La vidéo du radar secondaire restitue sur l'écran du contrôleur la position de tous les aéronefs équipés d'un transpondeur de bord fonctionnant et se trouvant à l'intérieur du volume de détection radar.

A Strasbourg, cette vidéo est essentiellement un outil d'identification des vols contrôlés, par différenciation des symboles correspondant à la position des aéronefs.

L'association d'un symbole particulier au code qu'il veut identifier est réalisée par le contrôleur grâce à un clavier situé sur le côté du scope.

Ainsi le code 6100, code affiché par le pilote du F-GGED à la demande du contrôleur était visualisé sur l'écran radar par un symbole sous la forme d'un rectangle plein, (aéronef à l'arrivée) positionné derrière le plot primaire.

19.212 - La vidéo du STRAPP

Le STRAPP permet de créer et de visualiser sur l'écran du contrôleur des pistes synthétiques qui sont :

- soit d'origine locale (détection primaire et/ou secondaire Centaure),

- soit d'origine locale ou STRIDA, en fonction du critère de qualité, lorsque la liaison STRAPP/STRIDA est activée.

Une piste est composée d'un symbole d'identification et d'un vecteur vitesse, auxquels est associée, sur initiative du contrôleur, une étiquette qui peut comprendre tout ou partie des éléments suivants :

- le niveau de vol (origine locale ou STRIDA précisée),

- les modes SSR (origine non précisée),

- le numéro général (origine STRIDA),

- l'indicatif (origine STRIDA).

19.213 - La vidéo synthétique interne

La vidéo synthétique interne permet de faire apparaître:

- les cercles des distances centrés sur l'origine de la détection (position de l'antenne radar). Ces cercles représentent soit les distances de dix en dix milles nautiques, les cercles des cinquantaines étant sur-brillants, soit les distances de deux en deux milles nautiques, les cercles des dizaines étant sur-brillants. Le contrôleur opte pour l'une ou l'autre des représentations,

- le point ANDLO et la position de la radiobalise "SE" (la position du VOR/TAC "STR" n'est pas visualisée),

- l'axe de la piste en service,

- un axe quelconque généré à la demande du contrôleur,

- un vecteur gonio centré sur le radar mis en oeuvre à la demande.

19.214 - Le système de désignation et d'interrogation

Ce système permet au contrôleur de connaître le code transpondeur, le niveau de vol ou l'altitude d'un aéronef à condition que celui-ci soit équipé d'un transpondeur Mode C en fonctionnement.

Pour ce faire le contrôleur doit cibler l'aéronef à l'aide d'un petit cercle lumineux qu'il déplace en imprimant des mouvements à une boule roulante située à portée immédiate sur le pupitre.

Lorsque le contrôleur a positionné le cercle sur le symbole de la vidéo secondaire d'un aéronef ciblé et au moment où le balayage de détection passe sur cette vidéo, le niveau de vol (ou l'altitude) ou le code du transpondeur de l'aéronef apparaissent dans une fenêtre située près de l'écran.

Les services de la circulation aérienne sont rendus à partir de la "vigie" et de la "salle IFR", deux entités distinctes au sein du contrôle local d'aérodrome.

La salle IFR n'est activée que pendant les périodes d'activité aérienne militaire.

En dehors de ces périodes, la salle IFR est désactivée et les services du contrôle d'approche sont rendus depuis la vigie.

Dans la salle IFR sont installés les matériels panoramiques de visualisation (consoles d'approche), les écrans du système radar d'atterrissage et un écran VISU 670 (déport de l'image radar du CRNA Est).

Dans la vigie est installée une console de contrôle d'Approche complète équipée d'un écran de visualisation panoramique permettant toutes visualisations et fonctions décrites au paragraphe 19.21 (à l'exception des fonctions de la visu 670 disponible uniquement en salle IFR).

19.231- Principes

Pour assurer les services radar du contrôle de la CAG à partir de la salle IFR ou de la vigie, les différentes vidéo mises à disposition du contrôleur sont utilisées comme suit :

- l'identification radar est établie et maintenue par corrélation entre un écho primaire observé et un symbole (vidéo secondaire) correspondant au code SSR affiché par le pilote,

- en cas de non fonctionnement du radar secondaire ou du transpondeur de bord, l'identification radar est réalisée en vérifiant que l'écho radar primaire observé se trouve sur la ligne de position radiogoniométrique associée au radar,

- le guidage radar est réalisé en utilisant la vidéo radar primaire brute ou filtrée, les réglages en gain étant effectuées de telle sorte que les échos avions apparaissent nettement sur le fond de carte des reliefs,

- les éléments composant l'étiquette STRAPP (indicatif éventuel et surtout Mode C) sont utilisés sur initiative du contrôle en fonction de la situation aérienne, essentiellement en vue d'assurer les espacements verticaux entre les aéronefs.

19.232 - Le jour de l'accident

Au moment de l'accident, les services du contrôle d'approche étaient rendus à partir de la vigie.

Selon le "Registre journal" et le "Registre de pannes" (destiné à la maintenance), et selon les témoignages des contrôleurs en fonction, aucune panne n'était signalée et tous les matériels décrits plus haut fonctionnaient normalement.

L'image de l'écran, ou ses réglages, ne sont pas enregistrés. Toutefois, le témoignage du contrôleur qui occupait ce poste fournit des indications sur le réglage de la console de contrôle d'approche (voir chapitre 1.20).

Au cours du trajet, l'avion est entré successivement en contact avec les organismes de contrôle de la circulation aérienne suivants (fréquences correspondantes):

A aucun moment l'équipage n'a signalé de problème sur une de ces fréquences.

Toutes les radiocommunications et les communications téléphoniques des organismes de contrôle sont enregistrées.

Une piste des bandes magnétiques est réservée à l'enregistrement d'une horloge codée interne. Lors de la relecture, ce codage est lu et restitué sur une horloge numérique.

Enfin, l'avion était équipé d'un système ACARS (voir § 16.3) de transmission automatique de données par liaison hertzienne VHF.

Les messages ACARS émis par le F-GGED au cours du vol de l'accident étaient enregistrés.

La tour de contrôle de Strasbourg-Entzheim est équipée d'un ensemble radio permettant l'émission et la réception sur les fréquences :

- 122.10 Mhz et 118.70 Mhz pour le contrôle d'aérodrome

- 120.70 Mhz, 125.875 Mhz et 121.35 Mhz pour le contrôle d'approche
- 121.5 Mhz fréquence internationale de détresse veillée en permanence. C'est sur cette fréquence qu'émettent les balises de détresse.

- 126.925 Mhz, pour la fréquence ATIS.

Toutes les fréquences peuvent être gérées indifféremment de la salle IFR ou de la vigie.

L'aérodrome de Strasbourg Entzheim est un aérodrome militaire ouvert à la circulation aérienne publique.

Il est affecté à titre principal au Ministère de la Défense (Armée de l'Air) et à titre secondaire au Ministère des Transports (Aviation Civile).

Les services de la circulation aérienne sont rendus par des contrôleurs militaires de l'Armée de l'Air.

L'utilisation de l'aérodrome par les aéronefs civils est définie par un protocole d'accord, établi entre les deux affectataires, datant du 1er janvier 1976, et amendé le 1er novembre 1980.

Les heures de vacation des services de la circulation aérienne sont, en hiver: tous les jours de 05h15 à 22h00.

La piste unique 05/23 est longue de 2400 mètres. Elle est orientée 051°/231° magnétiques.

Une modification du code de l'Aviation Civile (articles D. 131 - 1 à 10, et plus particulièrement l'article 9) en date du 25 juillet 1985 a donné la possibilité réglementaire aux organismes militaires de contrôle de rendre les services de la circulation aérienne générale suivant des modalités d'exécution précisées par un arrêté conjoint.

Un arrêté du 28 juillet 1986 porte création d'un espace aérien réglementé, doublé d'un espace aérien contrôlé dans la région de Strasbourg, afin de permettre le déroulement conjoint des activités civiles et militaires sur l'aérodrome de Strasbourg Entzheim.

Un arrêté du 24 décembre 1986 et les publications d'information aéronautique ont permis la mise en vigueur de cet espace à double statut et des services de la circulation aérienne correspondants à compter du 7 mai 1987.

Une zone de régulation radar a été établie à l'intérieur de l'espace contrôlé. Les services de contrôle, d'information de vol et d'alerte de la CAG sont rendus à l'intérieur de cet espace aérien contrôlé.

A l'origine, compte tenu de l'absence d'écran radar adéquat à la vigie, les services radar ne pouvaient être rendus qu'à partir de la salle IFR, et pendant les horaires militaires conformément au protocole DGAC/Armée de l'air du 1er novembre 1980.

Cette double limitation a été levée à partir du 15 octobre 1987 grâce à l'installation en vigie d'une console de contrôle d'approche complète équipée d'un écran de visualisation du radar Centaure, et après qu'un accord des autorités militaires eut autorisé le contrôleur à disposer de moyens radar en dehors des horaires militaires.

Lorsque la salle IFR est désactivée, les services du contrôle d'approche sont donc rendus à partir de la vigie.

Les consignes établies par le chef du CLA donnent toute latitude au chef de quart pour décider de l'utilisation de cette console de contrôle d'approche en fonction de la situation aérienne.

L'espace aérien de Strasbourg est inclus dans l'espace de responsabilité du Centre Régional de la Navigation Aérienne Est (CRNA Est).

Le jour de l'accident, cet espace était activé au seul profit des aéronefs volant en Circulation Aérienne Générale (CAG). Seul le statut d'espace aérien contrôlé est donc à prendre en considération.

Cette lettre d'accord précise les modalités de gestion des avions de la Circulation Aérienne Générale ( CAG) volant selon les règles IFR soit à destination ou en provenance de l'aérodrome de Strasbourg-Entzheim, soit en transit dans l'espace à double statut.

Elle décrit dans ses annexes :

- les moyens de liaison,

- les services rendus par l'APP de Strasbourg,

- les procédures de transit, de départ et d'arrivée,

- le traitement des conflits entre les départs, les arrivées et les transits.

L'Approche de Strasbourg assure les services du contrôle de la Circulation Aérienne, d'Information en Vol et d'Alerte à l'intérieur de l'espace aérien contrôlé, les services radar étant assurés en tant que de besoin.

L'annexe 11 à la Convention de Chicago et le DOC444-PANS/RAC définissent la responsabilité du contrôle en ce qui concerne la prévention des collisions avec les obstacles. Elle dispose que, sauf dans le cas de guidage radar, il est de la responsabilité du pilote de prendre en compte le franchissement des obstacles et de vérifier que les autorisations qui lui sont délivrées ne compromettent pas la sécurité du vol à cet égard. Par contre, lorsqu'il assure le guidage d'un aéronef en vol IFR, le contrôleur radar s'assurera que la marge de franchissement du relief est suffisante à tout moment jusqu'à ce que l'aéronef parvienne au point où le pilote reprend sa propre navigation.

Dans la réglementation française en vigueur le 20 janvier 1992, il n'entrait pas dans les attributions des organismes de la circulation aérienne d'empêcher les collisions entre les aéronefs en vol et les obstacles terrestres. Le pilote avait donc l'obligation de vérifier que les autorisations des organismes de contrôle de la circulation aérienne ne compromettaient pas la sécurité du vol sur ce point.

Toutefois, cette réglementation précisait que, lorsque le service de contrôle radar (guidage et régulation) est assuré au profit d'un aéronef en approche initiale, les instructions données par le contrôleur doivent maintenir l'appareil à l'intérieur de la zone de régulation radar, laquelle ménage, par construction, une marge de sécurité pour le franchissement des obstacles.

Les itinéraires normalisés d'arrivée et ceux soumis à l'autorisation particulière de l'approche sont publiés dans l'AIP France (RAC 4-139).

Le premier niveau IFR utilisable en provenance d'EPL (balise VOR d'Epinal) et LUL (balise VOR LUL) est, selon le QNH en vigueur à Strasbourg, le niveau 70, 80, ou 90.

111.332 - Coordinations

Les coordinations sont définies dans la lettre d'accord entre le CRNA Est et le centre de contrôle d'approche de Strasbourg en date du 1er juillet 1990. La radiobalise de référence est le locator SE. Elle est notamment utilisée comme balise d'attente. La coordination est réalisée dix minutes au plus tard avant l'heure estimée de survol de SE.

Le CRNA Est transmet au centre de contrôle d'approche l'indicatif de l'appareil à l'arrivée et son code transpondeur.

Pour les arrivées en provenance de LUL ou d'EPL, le CRNA doit impérativement respecter ce préavis de 10 minutes. En effet, le centre de contrôle d'approche peut lui demander de diriger ces arrivées directement sur ANDLO, en vue d'une approche directe vers la piste 05.

En réponse l'approche fournit au CRNA Est le plus bas niveau utilisable à 21NM de STR, et s'il y a lieu, l'heure d'approche prévue.

Note: en toute rigueur, il s'agit d'une procédure VOR-TAC, car elle utilise pour les distances la partie "mesure de distance" du TACAN de Strasbourg (cf glossaire). Ce système est assimilable à un DME, et la construction de la procédure, ainsi que sa réalisation par les équipages sont strictement identiques. En conséquence, dans la suite de ce rapport, on emploiera indifféremment les termes "procédure VOR-DME" ou "procédure VOR-TAC".

L'utilisation aux instruments de la piste 05 de Strasbourg-Entzheim avait fait l'objet en septembre 1977 d'une étude de procédure ILS effectuée par la Direction Régionale de l'Aviation Civile (DRAC) Nord, complétée en décembre 1977 par une étude du Service Technique de la Navigation Aérienne (STNA). La procédure était basée sur une pente de 6,25 % avec une variante proposant une pente de 8,8 % sur le segment intermédiaire avec une pente finale sur un glide à 5,5 %.

Cette procédure, testée sur simulateur, posait des problèmes d'implantation de l'installation au sol. Mis en rapport avec le coût associé, ils ont conduit à son rejet.

Au cours de l'année 1982, la Chambre de Commerce a demandé que soit reprise l'étude d'utilisation de la piste 05 autrement qu'en manoeuvre à vue libre (MVL). Cette demande a conduit en 1983 à l'étude d'une procédure VOR-TAC.

111.421 - Généralités

La procédure VOR-TAC 05 de Strasbourg est une procédure d'approche classique avec repère d'approche finale.

Elle consiste en une suite de segments qui correspondent à des phases successives du vol. Ces segments sont délimités par des repères :

- IAF : repère de début d'approche initiale (pour la procédure VOR-TAC 05 de Strasbourg, c'est la balise SE);

- IF : repère de début d'approche intermédiaire (pour la procédure VOR-TAC 05 de Srasbourg, c'est le point ANDLO);

- FAF : repère de début d'approche finale (pour la procédure VOR-TAC 05 de Srasbourg, c'est le point situé sur l'axe d'approche finale, à 7 NM du TACAN);

111.422 - Particularités de conception

La procédure VOR-TAC 05 a été établie selon les règles de l'Instruction 20754/DNA du 12 octobre 1982. Elle est dérogatoire sur trois points et a fait explicitement l'objet de dérogations portant sur :

a) La pente de 5,6 % du segment d'approche intermédiaire. Ceci permet d'obtenir une pente identique pour les phases intermédiaire et finale.

En ce qui concerne la pente de descente, l'Instruction 20754/DNA stipule que la pente du segment d'approche intermédiaire devrait être nulle puisqu'il sert à établir la vitesse et la configuration de l'aéronef en vue d'aborder le segment d'approche finale. Cependant si une descente est nécessaire, l'Instruction précise que la pente maximale admissible est de 5 % et qu'un palier de décélération doit être prévu avant l'approche finale.

La pente de 5,6 % est donc doublement dérogatoire.

L'Instruction 20754/DNA précise qu'en ce qui concerne le segment d'approche initiale, "un guidage sur trajectoire est normalement exigé, mais l'on peut toutefois prévoir un segment à l'estime sur une distance qui ne dépasse pas 10 NM". La longueur de 11,7 NM du segment à l'estime est donc dérogatoire.

Ces dérogations ont été accordées par la DNA.

Remarque : ni la demande formulée par la DRAC/Nord, ni la réponse fournie par la DNA ne mentionne la dérogation que constitue l'absence de palier de décélération en approche intermédiaire. Le plan annexé à la demande de la DRAC/Nord faisait bien apparaître un profil continu, mais ceci n'a suscité aucune remarque de la DNA.

Sur interrogation de la commission, la DNA a indiqué que la présence d'un palier de décélération était difficilement envisageable compte tenu d'autres contraintes et que cela aurait conduit à accepter d'autres dérogations.

Une marge de 225m a été adoptée sur le segment d'approche intermédiaire de la procédure VOR-TAC 05 de Strasbourg. Elle est supérieure au minimum réglementaire fixé à 150m pour ce type de procédure. L'Instruction 20754/DNA prévoit en effet qu'en site montagneux une majoration de la marge de franchissement est laissée à l'appréciation du concepteur de la procédure.

Conçu pour permettre de faire demi-tour dans l'approche initiale, ce virage est effectué au nord de l'axe d'approche de façon à maintenir les séparations nécessaires avec la trajectoire de recueil de Circulation Aérienne Militaire de Strasbourg d'une part, la procédure de Colmar et les espaces de Lahr et Solingen d'autre part.

111.422.4 -

Consultée sur la définition de cette procédure, la compagnie a émis un avis favorable (lettre 83/1248 du 5 juillet 1983).

111.431- Cartes IAC du Service de l'Information Aéronautique (SIA)

Le SIA est un service de la Direction de la Navigation Aérienne (DNA) qui a la charge de la publication des procédures d'approches selon les normes et recommandations de l'annexe 4 à la convention de Chicago.

Les altitudes prescrites pour chaque point de passage (5000 pieds à 11 NM, 4300 pieds à 9 NM et 3660 pieds à 7 NM de STR) protègent cependant de cet obstacle au niveau du FAF avec une marge de franchissement majorée de 50 %.

111.432 - Cartes Air France

L'équipage utilisait pour ce vol les cartes aéronautiques mises à sa disposition par sa compagnie, c'est à dire les cartes éditées par le groupe Air France, conformément aux dispositions du Manuel d'Exploitation d'Air Inter.

Il convient de noter que l'édition de cartes aéronautiques à partir de la cartographie officielle n'est soumise à aucune réglementation.

En examinant les cartes utilisées par l'équipage, on note que :

L'approche de Strasbourg est équipée d'un ATIS, matériel installé par la DGAC au profit des aéronefs en CAG.

La mise en oeuvre d'un ATIS a pour objectif fondamental de délester les fréquences de contrôle d'approche d'informations à caractère répétitif tout en offrant aux usagers la possibilité d'obtenir à leur initiative les renseignements pertinents sur les conditions d'utilisation d'un aérodrome.

Les émissions de l'ATIS sont destinées à la fois aux aéronefs à l'arrivée et aux aéronefs au départ.

Ces messages sont identifiés par la lettre qui suit directement dans l'ordre alphabétique celle utilisée dans le message précédent.

Les éléments d'information indiqués ci-après constituent le message ATIS et doivent être transmis dans cet ordre: piste en service, état de la piste, niveau de transition, éventuelle modification de l'état opérationnel des aides visuelles et radioélectriques, situation ornithologique exceptionnelle, éventuellement des renseignements concernant l'activation de certaines zones à statut particulier, renseignements météorologiques.

Toute modification significative de l'un des éléments d'information contenus dans l'émission ATIS en cours doit donner lieu à l'enregistrement et à la diffusion d'un nouveau message.

Le message ATIS doit être renouvelé au minimum toutes les heures. Tout message datant de plus d'une heure doit être considéré comme périmé et ne doit plus être diffusé.

A Strasbourg, l'élaboration, l'enregistrement et la transmission des messages ATIS sont assurés par la vigie.

On note qu'à 17h 56mn, quand l'équipage écoute l'ATIS, il reçoit l'information Novembre enregistrée à 16h.

La piste 05 de l'aérodrome de Strasbourg est équipée d'un balisage latéral, de feux à éclats et d'un indicateur de pente d'approche VASI. Elle n'est pas équipée de rampe d'approche.

Cet équipement est conforme à l'arrêté du 15 mars 1991 relatif aux conditions d'homologation et aux procédures d'exploitation des aérodromes qui stipule en son paragraphe III.5.3 "qu'il n'est normalement pas prévu d'installer de dispositif lumineux d'approche pour les pistes non ouvertes aux approches de précision".

Cette disposition de la réglementation française s'écarte sur ce point de l'annexe 14 de l'OACI paragraphe 5.3.1.1 B (Piste avec approche classique) qui spécifie :

"Partout où cette installation est matériellement possible, les pistes avec approche classique seront dotées d'un dispositif lumineux d'approche simplifié répondant aux spécifications de 5.3.5.2 à 5.3.5.9, à moins que la piste ne soit utilisée que dans des conditions de bonne visibilité ou qu'un guidage suffisant soit assuré par d'autres aides visuelles".

L'administration française, comme toutes les autres administrations étrangères d'ailleurs, n'a pas notifié à l'OACI de différence sur ce point. Elle considère en effet que la rédaction du paragraphe cité ci-dessus laisse la possibilité de ne pas installer de ligne d'approche sur piste avec approche classique, sous réserve d'adapter les minimums opérationnels.

A cet effet, l'instruction du 12 mars 1990 relative à la détermination et à l'utilisation des minimums opérationnels (chapitre 3) contient plusieurs tableaux qui fournissent, pour une MDH donnée, une VH tenant compte de la longueur de la ligne d'approche. En particulier, le tableau 5 prévoit des VH dans le cas d'une piste non équipée de ligne d'approche.

Cette interprétation est tout à fait admise et se retrouve sur de nombreux aérodromes du monde entier.

Conformément aux réglementations en vigueur, l'avion était équipé de deux enregistreurs protégés. Ces enregistreurs ont été découverts à 0h46 le 21 janvier.

Les enregistreurs étaient situés dans la zone entre la cloison pare-feu du groupe auxiliaire de puissance (APU) et le fond de pressurisation de l'avion. Cette zone a fortement souffert de l'action d'un foyer d'incendie. L'enregistreur de paramètres (DFDR) était toujours sur son support, l'enregistreur phonique (CVR) était au-dessus de lui. Les deux enregistreurs étaient pris dans une gangue de métal fondu, le DFDR davantage que le CVR. Ils ont pu être retirés de la zone chaude environ trois quarts d'heure après leur découverte. Ils étaient encore chauds, le CVR moins que le DFDR qui brûlait les mains, même à travers des gants.

Les enregistreurs étaient de marque LORAL-Fairchild, modèle F800 et référence 17M800-21-1 pour l'enregistreur de paramètres, modèle A100 et référence 52799 pour l'enregistreur phonique.

L'avion possédait en outre un enregistreur de paramètres non protégé (QAR), de marque Schlumberger, de référence PC 6033-3-55, S/N 679, destiné à la maintenance et à l'analyse des vols et enregistrant les mêmes informations que le DFDR. Cet enregistreur a été découvert le 21 janvier, vers 9h 30 dans la zone de la soute électronique.

Enfin, des mémoires non volatiles situées à l'intérieur de divers calculateurs de bord ont été retrouvées et ont été exploitées. Les résultats de ces travaux sont exposés au § 1.17

L'enregistreur de paramètres a souffert du feu au point que son système de lecture et sa bande magnétique sont fondus et agglomérés. Toute exploitation de l'information a été impossible.

Les opérations d'ouverture du CVR et de copie de la bande originale se sont déroulées le 21 janvier 1992 au matin. L'enregistreur a souffert extérieurement du feu sur l'ensemble de sa surface. Il ne présente aucune trace de choc.

112.132 - Opérations d'ouverture

L'extraction de l'enveloppe extérieure a été effectuée à l'aide d'une cisaille, en raison de la déformation consécutive à son exposition au feu. L'accès au boîtier anti-choc n'a pu être possible qu'après désincarcéation complète de l'ossature et de l'électronique de l'enregistreur.

La protection thermique présentait, en divers endroits, des zones de brûlure, ce qui indique une exposition prolongée de l'enregistreur à une source de chaleur intense. Néanmoins l'ouverture du dernier capot protecteur de la platine a révélé que la bande magnétique était en bon état

112.133 - Bande magnétique

La bande magnétique présentait tout de même hors bobine des signes de torsion caractéristiques d'un exposition prolongée à une chaleur importante. Elle était, de plus, légèrement collée au niveau du cabestan, ce qui est le signe d'une amorce de fusion.

La bande a été coupée au niveau de sa sortie de la platine support et transférée manuellement sur une bobine 1/4 de pouce.

112.134 - Copie et exploitation

La bande originale a fait l'objet de deux copies sur une bande 1/4 de pouce de 4 pistes, et d'une copie sur une bande 1 pouce de 8 pistes. Ces copies sont des copies "brutes", exemptes de filtrage ou de modification du niveau initial d'enregistrement.

La vitesse de défilement de la bande originale a été calée par analyse spectrale de l'interférence du réseau électrique de bord à 400 Hz. La synchronisation ultérieure, faite en comparant les temps relatifs des émissions radio avec le paramètre correspondant du QAR d'une part, l'enregistrement du contrôle aérien d'autre part, n'a pas présenté de difficulté.

Les conversations avec le contrôle ou l'équipage commerciale, directement enregistrées à la "source" sur les pistes dédiées aux VHF et au "public address", n'ont pas posé de problème de compréhension.

L'équipage ne communiquait pas au moyen de casques micro-écouteurs. Ses conversations ont été enregistrées grâce au microphone d'ambiance générale du poste de pilotage (Cockpit Area Microphone). La compréhension de certaines phrases est particulièrement difficile. Une opération de retrait de bruit de fond par traitement numérique sur les mots ou groupes de mots les plus douteux n'a pas permis de lever les doutes qui subsistaient. L'augmentation du rapport "signal (parole) sur bruit (bruit cockpit)" ne suffit pas, sur cet enregistrement, à l'amélioration de l'intelligibilité.

Une reconnaissance par test multi-auditeurs a cependant permis de lever les incertitudes sur un certain nombre de mots.

L'enregistreur présentait des traces de choc et de brûlure sur les trois quarts de sa surface externe. Après ouverture, la bande magnétique est apparue fortement endommagée, coupée, déformée et étirée sur une longueur d'environ vingt centimètres correspondant approximativement aux trente dernières secondes du vol. Dans sa partie la plus abîmée, sa largeur ne dépasse pas le millimètre, et environ trois centimètres ont totalement disparu.

L'exploitation de la bande magnétique par lecture magnétique et décodage automatisé n'a pas été possible sur la partie endommagée. On a donc utilisé des méthodes de décodage manuel pour lire les informations binaires contenues dans les zones abîmées. On a aussi utilisé une méthode d'exploitation manuelle par lecture magnéto-optique (voir § 1.19) pour traiter deux éléments de bande isolés.

Ces méthodes d'exploitation ont permis de récupérer toute l'information enregistrée, à l'exception des vingt-cinq dernières secondes du vol (et plus particulièrement des neuf dernières), où des discontinuités apparaissent dans l'information recouvrée.

112.151 - Résistance du matériel - Expertises

La bande du DFDR ayant été détruite par le feu, et celle du CVR ayant atteint un point critique, des expertises ont été conduites pour déterminer les contraintes thermiques subies.

Le fabricant américain de ces matériels, LORAL, a ainsi comparé les jeux de photographies de l'ouverture des deux enregistreurs avec ses propres enregistreurs ou photographies témoins. Il a aussi effectué des tests pour préciser certains points.

Les laboratoires métallurgique et chimique du CEPr de Saclay ont pour leur part examiné les pièces des enregistreurs eux-mêmes, ainsi que la gangue métallique qui les enserrait. Le CEPr a aussi conduit des essais comparatifs sur des boîtiers témoins.

Les principaux résultats de ces expertises sont les suivants:

Durée du feu de haute intensité :

La température du carburant brûlant en extérieur est d'environ 1000 à 1100°C. Dans ces conditions, les parties externes en aluminium, telles que la balise subaquatique et la poignée, commencent à fondre après environ trois minutes. Le châssis interne se met alors à fondre lui aussi. Après 15 à 20 minutes d'exposition totale au feu, tous les éléments en aluminium auront fondu.

Dans le cas de l'accident du F-GGED, seuls certains coins des châssis ont commencé à fondre. La température de fusion de l'alliage léger est de 560 °C. L'enveloppe extérieure des enregistreurs a donc été soumis à des températures de moins de 650 à 700 °C.

LORAL estime alors la durée du feu général de haute intensité (température supérieure à 700 °C) à moins de 15 minutes. D'après les tests normatifs, une exposition à un tel feu pendant une durée de moins de 30 minutes ne conduit pas à la destruction de la bande.

Feu de basse intensité :

Après ce feu de haute intensité qui seul n'aurait pas détruit la bande du DFDR, les boîtiers ont donc été soumis à un feu de plus faible intensité pendant un long laps de temps.

La bande magnétique elle-même supporte au maximum une température de l'ordre de 200 °C.

Les essais de chauffe d'une bande magnétique neuve en présence de pièces provenant de la cinématique d'un enregistreur neuf ont été conduits par le CEPr pour obtenir des aspects identiques à ceux relevés sur le DFDR du F-GGED. Dans ces conditions, la température maximale atteinte à l'intérieur du DFDR est estimée à 430 °C, et ce pendant 45 minutes.

Il reste encore à tenter d'estimer la durée du feu de basse intensité subi par le DFDR.

Pour ce faire, des essais de destruction par le feu de plusieurs boîtiers de DFDR modèle F800 ont été conduits par Loral, jusqu'à cerner les dommages subis par celui du F-GGED. De manière générale, l'isolation protège la bande, à 260 °C, pendant environ 6 heures.

Dans les tests effectués, les dommages à 250 °C se sont révélés moins sévères que ceux constatés pour le F-GGED, alors que l'essai à 283 °C s'est révélé plus sévère. La température moyenne du foyer de longue durée a donc été prise égale à environ 260 °C.

Les essais ont été réalisés dans un four à température contrôlée. Des thermocouples avaient été installés sur la bande et dans le boîtier interne en aluminium.

Les résultats de ces tests ont montré que les dommages du DFDR du F-GGED auraient nécessité avec une température uniforme de 260 °C, de 6 à 7 heures de chauffe.

Du fait du feu de haute intensité initial, et de la température de 430 °C notée par le CEPr, la durée du feu de basse intensité subi est donc estimée à environ 5 à 6 heures.

112.152 - Informations enregistrées sur le DFDR

Sur cet avion, le DFDR et le QAR enregistraient les mêmes paramètres. Les réflexions qu'inspire l'exploitation du QAR pour cette enquête s'appliquent donc aussi au DFDR.

La réglementation française actuelle exige, pour les avions de transport public de la taille de l'A320, l'enregistrement de 25 paramètres. Lors des travaux de certification de l'A320, un nombre beaucoup plus important de paramètres (deux cent treize) a été prévu. Ceci valait donc pour le F-GGED.

Les innovations concernant certains systèmes de commande de vol (commandes électriques de vol) ont conduit à prendre en compte beaucoup de paramètres s'y référant.

Quelques modes de pilotage automatique ou de gestion automatique du vol sont enregistrés.

Sauf en ce qui concerne le fonctionnement des moteurs, aucune valeur cible n'est enregistrée.

Les radars utilisés par l'aviation civile à des fins de contrôle en route sont des radars secondaires qui utilisent le relais d'un dispositif "répondeur" embarqué à bord des avions. Celui-ci renvoie, lorsque le faisceau radar l'éclaire, une réponse qui comprend son code d'identification attribué (mode A) et l'altitude-pression de l'appareil (mode C).

112.211 - Couverture radar de la région de Strasbourg

Elle est actuellement assurée par trois radars :

La Dole, radar installé en Suisse sur une hauteur près de Genève à 138 NM de STR . Le relief jurassien masque son horizon vers le nord ce qui lui interdit toute détection en dessous de 8000 pieds environ sur STR.

Chaumont (Cirfontaines en Ornois), radar monoimpulsion de nouvelle génération implanté à 87 NM à l'ouest de STR. Le relief vosgien limite son horizon à l'altitude 4000 pieds environ à la verticale de la balise STR.

Drachenbronn, radar militaire français situé à 30 NM au nord de STR. Aucun obstacle ne limite son horizon vers STR. Un avion volant à 5000 pieds sur STR est en principe détecté dans de bonnes conditions car il est vu sous un angle de site de 1,5° au-dessus de l'horizon. La barrière vosgienne constitue en revanche un écran important dans la direction du sud-ouest.

112.212 - trajectoires relevées

Dans les jours qui ont suivi l'accident, plusieurs relevés ont été faits:

A cet endroit, la pente du sol est ascendante. La valeur de la déclivité varie entre 8 et 17 % . Une forêt de résineux d'environ 25 mètres de haut recouvre l'ensemble de la zone. La distance sur laquelle les arbres ont été endommagés est d'environ 120 mètres.

Les mesures pratiquées sur des arbres endommagés ont permis d'estimer que l'avion est entré dans les arbres selon un plan de descente d'environ 12° et avec une inclinaison de l'ordre de 14° à gauche. Cette inclinaison a ensuite augmenté jusqu'à environ 18° quelques 30 mètres plus loin.

Dès les premiers impacts avec les arbres, des éléments de l'avion se sont détachés. Le premier élément retrouvé est un morceau de nacelle du moteur gauche qui se trouve près du pied du premier arbre endommagé. Viennent ensuite de nombreux morceaux de voilure gauche, d'empennage, de carénage inférieur de fuselage, de trappe de train d'atterrissage et d'éléments de cockpit dont un balai d'essuieglace et des morceaux de radome.

Les premières traces d'impact de l'avion sur le sol sont situées une trentaine de mètres après les premiers arbres endommagés. Dans cette zone, on trouve également une des jantes du train avant et son pneu.

On trouve ensuite de nombreux morceaux de petit volume; parmi ceux-ci, le montant central de pare-brise enchâssé dans une souche et un morceau du cadre 64 (ce cadre est situé en arrière du dernier hublot), ainsi que le vérin de manoeuvre de la porte cargo avant.

Après ces débris on trouve les premiers éléments volumineux de l'épave.

A environ 40 mètres des premières traces d'impact sur le sol se trouve la structure arrière de l'avion contenant l'empennage et le cône de queue qui contient le groupe auxiliaire de puissance (APU). Celui-ci n'a pas souffert du feu qui a sévi en avant de sa cloison pare-feu, et il est quasiment intact. La vanne de prélèvement d'air est en position fermée. La vis du Plan Horizontal Réglable (PHR) a été retrouvée intacte. L'écrou se trouve à une distance de 24,5 cm (28 filets) du roulement de sortie du vérin. Cette valeur correspond à une position de PHR de 3,7° à cabrer.

L'empennage est fortement endommagé par l'impact et le feu. La structure dans la zone située entre la cloison pare-feu APU et le cadre 65 a été entièrement détruite par le feu. Les résines des parties composites (dérive et PHR) sont entièrement consumées. La cloison de pressurisation est également détruite par le feu. Les enregistreurs (CVR et DFDR), installés dans cette zone, y ont été retrouvés.

Le cône de queue, en arrière de la cloison pare-feu de l'APU, n'est endommagé ni par le feu ni par l'impact.

Quelques mètres en avant de l'empennage, on trouve la partie arrière du plancher de la cabine passagers comprise entre les cadres 64 et 57. Sur ce plancher se trouvent, du côté gauche, les sept derniers rangs de sièges passagers, et du côté droit, le dernier rang de sièges passagers et le siège du PNC. Le siège PNC côté gauche ne se trouve plus sur le plancher. Les sièges passagers sont relativement peu endommagés. Le quart inférieur droit du fuselage entourant normalement ces sièges se trouve sous cette partie de plancher. Le quart supérieur droit de cette partie de fuselage a été détruit par le feu. La partie restante a été retrouvée attachée au tronçon central de fuselage.

Quelques mètres à gauche du plancher cabine se trouve un tronçon d'aile gauche et son mât réacteur.

A côté du tronçon d'aile gauche se trouve la jambe de train principal gauche qui est brisée transversalement au niveau du fût.

A droite du cône de queue, dans le sens de la trajectoire, on trouve un morceau d'aile droite avec la jambe de train principal droit en position sorti.

Une quinzaine de mètres en aval du plancher de la cabine arrière se trouve le tronçon central de fuselage compris entre les cadres 35 et 47. Cette section est peu endommagée mécaniquement. Par contre, elle a souffert d'un feu extérieur, surtout sur sa partie droite. Tous les sièges qui y étaient situés, ainsi que leurs occupants, ont été projetés à l'extérieur vers l'avant.

Dans cette zone du tronçon central ont été également retrouvés une armoire de la soute électronique, de nombreux calculateurs ou parties de calculateurs, et le QAR. Le boîtier, fortement endommagé, de la balise de détresse se trouvait également dans cette zone.

Le reste de l'avion, c'est à dire la plus grande partie, est réparti sur toute la zone dans un état de dislocation intense. En particulier, le cockpit, et plus généralement toute la partie située entre la pointe avant et le cadre 35, (cadre situé au niveau du bord d'attaque de l'aile) a été disloqué par les impacts successifs contre le sol et les arbres et ses éléments ont été retrouvés répartis sur une grande surface et dans un état de fragmentation important.

Le réacteur gauche est détaché de son mât. Il est sectionné en deux parties, le plan de séparation étant à l'interface du carter intermédiaire et du compresseur haute pression. La partie avant (le carter de fan) repose à plat, les aubes de fan regardant vers le ciel, carter très déformé. Aucune aube n'est manquante, quelques-unes sont rompues, la plupart des autres, déformées, portent de nombreuses traces d'ingestion de bois. Les vannes de décharge du compresseur basse pression (VBV) sont en position ouverte. Un vérin de commande du stator à calage variable du compresseur haute pression (VSV) est en position tige sortie (VSV fermée).

De nombreux équipements du moteur, fixés à la périphérie du carter de fan, ont été arrachés et disséminés sur le site.

La partie arrière (compresseur haute pression, chambre de combustion, turbines haute et basse pression, tuyère), se trouve coincée sous un élément de fuselage, axe de rotation sensiblement horizontal.

Le dispositif d'inversion de poussée a été très endommagé en particulier au niveau des attaches sur le mât, déformées et rompues. Deux des vérins hydrauliques de commande d'inversion de poussée sont visibles. Leurs tiges sont en position rentrée.

Les deux parties du réacteur ne portent pas de traces de feu significatives.

Le réacteur droit est resté entier et attaché à son mât sur un tronçon de voilure, son axe de rotation étant sensiblement horizontal dans le sens de la trajectoire.

Aucune aube de fan ne manque, certaines sont rompues, la plupart sont déformées et portent de nombreuses traces d'ingestion de bois. Les vannes de décharge du compresseur basse pression (VBV) sont en position ouverte et les vérins de VSV en position tige sortie (VSV fermée).

Comme sur le moteur gauche, de nombreux équipements du moteur, fixés sur le carter de fan, ont été arrachés et disséminés sur le site.

Le dispositif d'inversion de poussée a subi des dommages importants, son système de fixation arrière est arraché. Le demi inverseur droit est resté en place, ses deux volets sont fermés.

Ce réacteur ne porte pas de traces visibles de feu.

La commande de volets, retrouvée en avant du tronçon central de fuselage, était prise dans un bloc de glace. Elle était positionnée entre les repères 2 et 3.

Plusieurs "rotary actuators" de volets et de becs indiquent que les volets étaient sortis sans que l'on puisse en déterminer la position exacte par simple examen visuel. Il a donc été procédé à des mesures précises sur ces éléments. Le report sur un avion identique des valeurs relevées a permis de déterminer que les volets étaient braqués en position 2, soit 15°, au moment de l'impact.

Des mesures ont également été faites sur des rails de becs. Le report sur un avion identique des valeurs trouvées a montré que les becs étaient sortis à 22° au moment de l'impact.

La commande de spoilers a été retrouvée une dizaine de mètres en arrière de l'empennage. Elle est en position "spoilers rentrés". Cette commande a été tordue par l'impact, et l'emplacement de sa déformation montre qu'elle se trouvait effectivement dans cette position "spoilers rentrés" au moment de l'impact.

Plusieurs vérins de spoiler ont été retrouvés. Ils ne permettent pas de conclure sur la position des spoilers à l'impact. En effet, lorsque la pression hydraulique disparaît, les vérins reviennent à leur position de repos qui correspond à la position spoilers rentrés. Par contre, la plupart de ces vérins sont restés solidaires d'une partie au moins des panneaux mobiles qu'ils commandaient, qui sont relativement peu endommagé. Compte tenu de la dislocation de la structure de la voilure, il est permis de penser que ces panneaux de spoilers auraient subi d'importants dommages s'ils avaient été déployés au moment de l'impact. Il est donc vraisemblable que les spoilers aient été rétractés, ou faiblement braqués (fonction roulis) à l'impact.

La commande de manoeuvre du train d'atterrissage, trouvée à droite de l'empennage était verrouillée sur la position "sorti".

L'horizon artificiel de secours, retrouvé en arrière de l'empennage, était bloqué dans la position 25° à piquer et 20° d'inclinaison à gauche.

L'altimètre de secours, retrouvé en avant du tronçon central de fuselage, était calé entre 1023 et 1024 Hpa. Son aiguille était cassée. Le tambour, qui semblait toujours fonctionner, indiquait entre 2000 et 3000 pieds.

L'examen de l'épave montre que toutes les extrémités de l'avion ainsi que toutes ses parties mobiles étaient présentes sur le site. L'avion n'a donc pas subi de rupture antérieure aux impacts avec les arbres et le sol.

La répartition de l'épave et les traces sur les arbres laissent penser que l'avion était en vol piloté au moment de l'impact. Le plan de descente était de l'ordre de 12° et l'inclinaison d'une quinzaine de degrés à gauche.

La comparaison de la trajectoire et de l'axe des éléments importants, en particulier le tronçon central de fuselage, montre que, après le premier impact, l'avion a glissé dans les arbres en dérapage à droite.

La partie arrière du fuselage s'est détruite sous des efforts latéraux. Elle a été arrêtée dans sa course par des arbres et a subi les à-coups des ruptures successives des éléments de voilure. Dès le contact avec le sol, la pointe avant s'est désintégrée, comme le montre la dispersion des éléments du cockpit et de la partie avant de la cabine sur l'ensemble du site. La partie inférieure du fuselage avant a été arrachée au fur et à mesure de la progression dans les arbres. La partie supérieure s'est déversée sur le sol jusqu'à son enroulement sous la partie centrale.

L'examen de l'épave a également permis de déterminer la configuration avion suivante :

• train sorti


• volets sortis à 15° et becs sortis à 22°, ce qui correspond à la position 2 de la commande de becs et de volets.


• position du PHR : 24,5 cm entre l'écrou et le roulement de sortie du vérin électrique. Cette valeur correspond à un braquage du PHR de 3,7° à cabrer.


• spoilers rentrés au moment de l'impact.

L'analyse du dossier médical d'expertise du commandant de bord et les différents éléments du dossier de l'enquête ne font apparaître aucun élément permettant d'étayer l'hypothèse d'une incapacité subite en vol.

L'identification des restes mortels du commandant de bord n'a pu être effectuée que par analyse génotypique (rapprochement des fragments issus d'un même corps puis recherche d'un éventuel lien de parenté avec ses ascendants). Bien que la reconstitution du corps n'ait pas été complète, l'identification est formelle.

Plusieurs prélèvements ont été effectués à fin d'analyse: un échantillon de sang, un échantillon d'humeur vitrée (oeil), un fragment de foie.

L'échantillon de foie a servi à une double recherche toxicologique, par immunofluorescence et par chromatographie en phase gazeuse. Ces analyses n'ont mis en évidence aucune substance médicamenteuse ou toxique de la série suivante: benzodiazépines, antidépresseurs tricycliques, barbituriques, opiacés, dérivés de la cocaïne, dérivés des amphétamines, cannabinoïdes.

Les dosages d'alcool éthylique ont été effectués par chromatographie en phase gazeuse complétée par une détection spécifique par spectrographie de masse, chromatographie en phase liquide et détection spectrophotométrique. Cet ensemble de techniques permet de doser l'alcool éthylique de façon très spécifique. Sur le prélèvement de sang, l'analyse a montré un taux d'alcool éthylique de 0,28 g/l ; par contre, aucune trace d'alcool éthylique n'a été retrouvée au niveau de l'échantillon de l'humeur vitrée. Cette discordance peut s'expliquer par une formation d'alcool éthylique post-mortem, par fermentation des sucres contenus dans le sang, au cours de processus inéluctables de fermentation. Ce mécanisme n'existe pas dans l'humeur vitrée, tissu exempt de sucres fermentescibles. Le taux d'alcool (nul dans le cas présent) retrouvé dans l'humeur vitrée à distance de la mort est actuellement considéré comme très proche du taux sanguin au moment de la mort.

Dans ces conditions, il est licite de considérer que le commandant de bord ne présentait aucune cause connue ou décelable d'incapacité subite en vol et qu'il n'a été détecté aucune trace d'intoxication éthylique, toxique ou médicamenteuse.

Le dossier médical d'expertise du copilote fait état de quelques troubles, qui ne remettaient pas l'aptitude en cause : excès pondéral, dyslipidémie modérée, augmentation des gamma-GT plasmatiques depuis au moins 3 ans, tendance à l'apparition d'hypertension artérielle progressive.

Devant l'existence de facteurs de risque, le copilote a subi un test d'effort en février 1991, test considéré comme n'ayant montré aucune anomalie cardiaque. L'expert notait dans le compte-rendu de visite du 25 septembre 1991 "à revoir dans trois mois pour contrôle clinique et biologique". Il n'y a pas de trace d'une nouvelle visite au CEMPN depuis cette date, mais elle n'avait pas de caractère obligatoire.

Le rapport d'expertise médico-légale fait état de restes mortels très fragmentés et partiellement carbonisés. Sept éléments ont été identifiés, ne permettant pas de reconstituer l'ensemble du corps. La reconstitution du corps a pu être établie par l'étude comparative des génotypes des différents fragments, sans qu'il ait pu être effectué d'identification par lien de parenté. L'identification du corps du copilote est cependant formellement établie par concordance partielle des données odontologiques ante-mortem et post-mortem, par son collier de barbe et par ses effets vestimentaires.

Un fragment de muscle strié et un fragment de paroi gastrique ont été prélevés pour analyse. La recherche de substances toxiques ou médicamenteuses a été effectuée dans les mêmes conditions que précédemment décrites pour le pilote. Elle n'a mis en évidence aucune des substances recherchées.

La recherche d'alcool éthylique a été réalisée dans les mêmes conditions que pour le pilote. Elle a montré comme résultats: 0,90 mg/g (milligrammes par gramme de tissu humide) dans le prélèvement musculaire et 0,31 mg/g (idem) dans le prélèvement de paroi gastrique.

Il est difficile d'interpréter des résultats de dosage d'alcool sur des débris tissulaires qui ont été le siège de modifications biochimiques complexes. Avec une grande prudence dans l'interprétation, ces résultats permettent d'évoquer la néoformation post-mortem d'alcool éthylique dans le fragment musculaire par fermentation des sucres issus des substrats énergétiques musculaires. Il semble cependant que la concentration mesurée en éthanol (0,90 mg/g) soit trop élevée pour pouvoir être attribuée uniquement à cette cause. A l'opposé, la concentration mesurée dans la paroi gastrique, qui ne présente pas la même richesse que le muscle en substrats énergétiques, semble devoir être un bien meilleur indicateur de la concentration sanguine de l'alcool éthylique au moment de la mort. La commission ne peut donc exclure l'hypothèse d'une alcoolémie non nulle au moment de l'accident. Dans ce cas, il est possible de retenir le taux de 0.30 g/l au plus comme alcoolémie probable à cet instant.

Le copilote présentait les signes métaboliques et enzymatiques généralement retrouvés chez les sujets consommateurs habituels de boissons alcoolisées, sans toutefois que ces signes soient suffisants pour entraîner une décision d'inaptitude. Il est donc possible de penser qu'une certaine consommation de boissons alcoolisées par ce sujet était habituelle.

Les éléments disponibles montrent donc, avec toute la prudence qui s'impose, que le copilote consommait probablement de façon usuelle une certaine quantité de boissons alcoolisées et que, au moment de l'accident, son alcoolémie était inférieure ou égale à 0,30 g/l. Dans l'hypothèse d'un taux d'alcool non nul, compte tenu des imprécisions des données actuelles de la science, il n'est absolument pas possible d'évaluer quelle aurait pu être l'alcoolémie du copilote au moment de sa prise de service.

Les analyses anatomo-toxicologiques pratiquées sur les victimes permettent de dire qu'il n'y a eu ni incendie ni dégagement de fumées toxiques avant l'impact. Il n'a en effet été retrouvé aucune trace de fumées, gaz ou matières dans les voies respiratoires de ces victimes.

Le dossier de vol de l'avion permet d'évaluer à environ 4500 litres la quantité de carburant encore présente dans les réservoirs au moment de l'accident. Une partie du kérosène a pu être pulvérisé sur le site lorsque les ailes ont été arrachées.

Bien que n'ayant pu être identifiée formellement, l'origine la plus probable des foyers d'incendie est l'inflammation du kérosène entrant en contact avec des parties chaudes des réacteurs.

A l'état vapeur, le kérosène peut être enflammé en présence d'une flamme ou d'une étincelle dès que la température atteint 42 °C ("point éclair"). A l'état liquide, en contact avec une source de chaleur dont la température est supérieure à 250° C, le kérosène s'auto-enflamme.

Du point de vue de l'extension des foyers, celui situé dans la zone avant a été le plus important . Il s'est probablement déclaré au moment de l'impact ou très peu de temps après. Des examens réalisés sur des pièces d'alliage à base de titane et des amalgames d'alliage à base d'aluminium ont montré que la température maximale à laquelle ces éléments de l'épave ont été soumis était de l'ordre de 700 °C.

Le foyer situé dans la zone centrale, à droite du fuselage, semble s'être propagé à retardement par écoulement de carburant provenant sans doute des restes d'un réservoir de l'aile droite. En effet, un survivant grièvement blessé aux chevilles a témoigné avoir été brûlé bien après le crash malgré ses efforts pour s'éloigner du feu en progression. Il semblerait, toujours d'après son témoignage, que deux passagers survivants mais très grièvement blessés, aient été atteints et carbonisés par le carburant enflammé qui se répandait.

Le foyer situé dans la zone arrière est moins étendu que les premiers. Il semble avoir été essentiellement alimenté par le carburant destiné à l'APU. Les enregistreurs CVR et DFDR ont été retrouvés dans cette zone. Les examens réalisés sur ces enregistreurs (voir § 112.15) ont permis d'évaluer à 700 °C la température atteinte sur un flanc du carter du DFDR. L'examen d'un amas d'alliage d'aluminium dans lequel étaient coincés des fils de cuivre, et d'une tôle à base d'aluminium, a permis d'estimer que localement dans la partie arrière la température maximale atteinte était comprise entre 500 et 800 à 1000 °C.

Les consignes et procédures des personnels navigants commercial (PNC) et technique (PNT) énoncées ci-après sont extraites du manuel d'exploitation en vigueur à Air Inter à l'époque de l'accident.

Les actions du PNC sont commandées par les actions du personnel navigant technique. Avant la descente, le PNT annonce sur Public Address l'imminence de la descente. En passant le niveau 100 en descente, le pilote aux commandes (PF) annonce 10000 pieds, le PNF place l'interrupteur "attachez vos ceintures" sur "ON". Avant l'atterrissage, l'allumage de la consigne "Défense de fumer" est commandé par le verrouillage bas du train d'atterrissage (lorsque l'interrupteur "No smoking" a été positionnée sur AUTO par l'équipage technique).

116.111 - Composition réglementaire de l'équipage commercial

Pour moins de 200 passagers l'équipage commercial de base se compose de 4 PNC dont un chef de cabine (C/C) répartis comme suit:

• C/C siège A1 entrée avant gauche


• PNC A2 siège A2 entrée avant gauche


• PNC A3 siège A3 arrière cabine, dans le couloir au niveau des derniers sièges


• PNC A4 siège A4 entrée arrière gauche, dans le local de travail.

116.112 - Procédures suivies par l'équipage commercial

. Descente

A l'allumage de la consigne "Ceinture", C/C effectue l'annonce prévue ou s'assure qu'elle a été faite. A2 et A3 vérifient que tous les passagers sont assis et attachés et que tous les coffres à bagages sont fermés, puis A2, A3 et A4 inspectent les zones vulnérables (poubelles, cendriers, panneaux électriques, arrêt de l'alimentation des chauffe-eau, toilettes), A1 vérifie que le voyant "caution" est éteint, A2, A3, A4 font un compte rendu au Chef de cabine, qui rend compte au commandant de bord.

. Avant atterrissage

A l'allumage de la consigne "Défense de fumer" C/C effectue l'annonce "veuillez relever vos tablettes" ou s'assure qu'elle a été faite. A2 et A3 vérifient que les tablettes sont relevées, que les toilettes sont libres, et qu'aucun objet n'encombre les allées et n'entrave le libre passage vers les issues d'ailes. A2 et A4 vérifient le verrouillage des galleys, A2 et A4 ouvrent et bloquent les rideaux, A2 ou A3 ouvrent le rideau mobile.

Au plus tard à l'appel de C/C par interphone tous les PNC doivent être assis et attachés.

D'après la transcription du CVR, l'annonce par le PNC du début de descente est faite 12mn31sec avant l'impact final. Il ne semble pas qu'il y ait eu une quelconque annonce du PNT sur le public address ou sur l'interphone.

Deux minutes plus tard, le PNC demande aux passagers d'attacher leurs ceintures. Cette annonce semble faire suite à l'allumage par le PNT de l'indicateur "attachez vos ceintures". L'avion passe le niveau 100 en descente, le copilote effectue sa check-list et annonce "Seat belts on".

Le levier de sortie du train est actionné 55 secondes avant l'impact, l'annonce par le PNC de vérifier que les ceintures sont attachées et les tablettes relevées commence 43 secondes et se termine 11 secondes avant l'impact.

L'hôtesse en A4 est attachée. D'après son témoignage, sa collègue, assise normalement en A3, lui a offert d'effectuer la vérification de la cabine pendant qu'elle même, avant de s'attacher, terminait le rangement et le verrouillage du galley.

Il apparaît que toutes les consignes ont été appliquées, dans un temps relativement court.

Tous les passagers étaient très probablement attachés au moment de l'impact.

Les victimes ont subi un choc frontal très violent. Un certain nombre d'entre elles ont de plus été totalement ou partiellement carbonisées.

Aucune trace de suie ou d'oedème pulmonaire n'a été trouvée à l'examen des voies aériennes supérieures et des poumons, ce qui aurait été le signe d'un incendie ou d'une explosion avant l'impact.

Toutes les victimes avaient subi des polytraumatismes. Certaines lésions ont été fréquemment observées au niveau de la tête, de la ceinture pelvienne, et de l'extrémité des membres inférieurs, par les médecins qui ont examiné les corps. Selon ces médecins, les lésions constatées au niveau de la tête pourraient être dues au choc contre la structure du dossier de siège situé devant le passager. Les lésions de la ceinture pelvienne seraient dues aux ceintures de sécurité qui, pour autant qu'on puisse le savoir, ne se sont pas rompues. Les lésions de l'extrémité des membres inférieurs pourraient être dues à la partie inférieure de la structure des sièges et à leurs attaches sur le plancher de l'avion.

Ces différentes lésions ont, d'après le rapport de l'institut de médecine légale de Strasbourg, provoqué la mort immédiate de quatre-vingt-une victimes (on a compté dans cette catégorie les deux victimes présumées dont les restes n'ont pas été identifiés). Ce même rapport précise que, sur les six victimes dont le décès est intervenu après l'impact, deux auraient probablement survécu si les secours étaient intervenus dans les deux premières heures (elles sont décédées pendant leur transport). Les quatre autres auraient peut-être pu avoir une chance de survie si les secours étaient intervenus dans les trente premières minutes.

116.151 - Matériau de l'expertise

Bien qu'une sélection de sièges et de rails supports de sièges ait été faite sur le site de l'accident aux fins d'expertise, seule une partie de ces pièces a pu être examinées. Des sièges situés à l'avant et au milieu de l'appareil et qui avaient été sélectionnés pour examen ultérieur n'ont pas été correctement isolés du reste de l'épave et ont été détruits.

Seuls ont été préservés les trois sièges du rang 29 gauche et un pied arrière d'un siège dont on ne connaît pas la position sur l'avion.

116.152 - Rappel des normes de résistance des sièges

Les sièges qui équipaient le F-GGED étaient conçus, conformément aux normes en vigueur, pour résister en statique aux facteurs de charge suivants :

2 g vers le haut (g=9,81 m/s²)

9 g vers l'avant

1,5 g en latéral

4,5 g vers le bas.

116.153 - Résultats

Résultat de l'examen d'un pied arrière de siège: le pied a cassé en flexion, probablement sous l'effet d'un couple de forces. Il est à noter que les contraintes subies ont été multidirectionnelles et supérieures à celles subies par la rangée 29 dont les pieds arrière n'ont apparemment pas été déformés.

Ces examens ne permettent pas d'évaluer précisément les facteurs de charge auxquels ont été soumis les sièges, d'autant que les efforts ont pu être appliqués suivant différentes directions entre l'instant où l'avion a percuté le sol et celui où il s'est immobilisé.

Ces examens ne fournissent pas non plus d'éléments significatifs supplémentaires pour expliquer le nombre et la répartition des survivants.

Il convient de noter qu'en ce qui concerne les caractéristiques des sièges, les normes ont évolué. Ce type de siège n'est plus utilisé pour des raisons commerciales et parce qu'il comporte trop d'habillages en polycarbonate dangereux en cas de choc. De plus, de nouvelles normes de résistance ont été définies pour les sièges équipant les nouveaux types d'avions: les facteurs de charge appliqués lors des essais de résistance en statique ont été augmentés pour certaines directions d'application (ex : 4 g en latéral, au lieu de 1,5), tandis que des conditions de résistance des sièges soumis à des essais dynamiques ont été introduites et que des critères concernant les conditions de survie au choc ont été renforcés. Le type de siège équipant le F-GGED a passé avec succès les essais de démonstration de conformité à la nouvelle norme en ce qui concerne le critère HIC (Head Injury Criteria).

L'organisation et le fonctionnement des services de recherche et de sauvetage des aéronefs en détresse en temps de paix sont prévus par l'instruction interministérielle du 23 février 1987.

Cette instruction attribue la direction générale des opérations au Centre de Coordination et de Sauvetage (RCC) géographiquement compétent. Cet organisme dépend du commandement opérationnel de zone de l'Armée de l'Air.

Le RCC détermine en particulier la zone probable de l'accident et les zones de recherches. Il assure la conduite d'ensemble des recherches et gère directement les moyens aériens, alors que la conduite des opérations de secours terrestres est déléguée au préfet du département.

L'organisation et les procédures appliquées par le service d'alerte sont fixées par le règlement de la circulation aérienne (RCA 3-7 & 5-6). Les délais de déclenchement des phases d'urgence en cas de perte simultanée de contacts radio et radar sont respectivement de cinq minutes pour l'ALERFA et de dix minutes pour la DETRESFA.

L'instruction du 23 février 1987 est complétée par le protocole d'accord SATER du 8 septembre 1987 qui précise l'organisation des différentes phases des recherches terrestres.

Il s'agit des mesures SATER/1 (demande de renseignements n'impliquant aucun déplacement), SATER/2 (recueil auprès de la population d'une zone déterminée d'un maximum d'informations) et SATER/3 (recherches approfondies sur le terrain lorsque le secteur dans lequel l'aéronef est recherché est localisé avec suffisamment de certitude). Le déclenchement de SATER/3 conduit à l'établissement d'une liaison permanente entre le RCC et la préfecture concernée.

La commission a reconstitué sommairement les opérations de recherches et de secours présentée à partir des comptes-rendus établis par le RCC de Drachenbronn et par la Préfecture du Bas-Rhin, et des témoignages recueillis par la gendarmerie.

L'alerte a été déclenchée à 18h31 par l'approche de Strasbourg qui a prévenu le centre de coordination et de sauvetage (RCC) de Drachenbronn, le centre de contrôle de Reims (CRNA Est) et la préfecture du Bas-Rhin (18h34).

A 18H34, le RCC a déclenché auprès de la préfecture le plan SATER/2, dans une zone centrée sur le Mont Sainte-Odile. Cette mesure a été confirmée au Directeur de la protection civile et au Groupement de gendarmerie de Strasbourg respectivement à 18H39 et 18H43. A 18h56, la préfecture a demandé aux radio amateurs de rechercher une éventuelle émission sur les fréquences de détresse (121,5 et 243 MHz).

A 19h09, la préfecture, sur demande du RCC, a déclenché la mesure SATER/3 dans un premier secteur de recherches entre le Mont Sainte-Odile et Andlau, étendu à 19h30 à un quadrilatère Mont Sainte-Odile, Barr, Andlau, Le Hochwald.

Une Alouette III de la sécurité civile basée sur l'aérodrome de Strasbourg-Entzheim, a décollé à 19h13. Cet appareil a effectué des recherches visuelles à l'ouest d'une ligne rejoignant Barr au château de Landsberg. Cette zone se situait dans le quadrilatère défini mais ne couvrait pas totalement certains sommets, dont le Mont Sainte-Odile et la Bloss, couverts par des formations nuageuses.

Les radio-amateurs sont arrivés au Mont Sainte-Odile à 19h20 et n'ont entendu aucune émission de balise de détresse. Par la suite, douze équipes de deux radio-amateurs se sont répartis sur le terrain et ont participé aux recherches terrestres.

Le RCC a donné successivement à 19h40 et à 21h32 l'ordre de décollage à deux hélicoptères Puma équipés de jumelles de vision nocturne. Compte-tenu des conditions de vol rencontrées (vol de nuit dans le relief avec crêtes accrochées et risque de givrage), ces recherches, qui sont restées vaines, ont été effectuées hors nuages, en-dessous de 600 m QNH.

Le RCC a demandé à 18h41 la restitution de l'enregistrement du radar de Drachenbronn et des dispositions similaires ont été prises par le CRNA Est. Les restitutions correspondantes n'ont été mises à la disposition du RCC respectivement qu'à 20h10 et à 22h04, compte tenu des moyens de restitution des trajectoires radar existant dans ces centres à la date de l'accident, et des procédures en vigueur quant à leur mise en oeuvre. Ces éléments n'ont permis au RCC de préciser et de réduire que très progressivement le polygone des recherches terrestres tel qu'il avait été défini à 19H09 et 19H30.

Les recherches se sont donc déroulées essentiellement à l'aide de moyens terrestres à partir d'un PC opérationnel (PCO) qui s'est installé à 20h45 à la gendarmerie de Barr. Elles ont été conduites avec des moyens croissants en fonction des informations disponibles au PCO et au RCC. Leurs composantes principales ont été les suivantes :

La zone N°1 était centrée sur La Bloss et l'intention était d'y engager les forces de gendarmes mobiles au fur et à mesure de leur arrivée pour qu'elles ratissent ce secteur avec l'aide des sapeurs-pompiers et des guides du Club Vosgien.

Le déploiement des différentes équipes de recherche dans cette zone a été effectué de 21h00 à 21h35:

Un rescapé valide a pu rejoindre la route et indiquer l'emplacement de l'épave, ce qui a permis l'intervention d'un groupe de gendarmerie mobile, qui a rejoint l'épave à 22h35.

Il faut noter qu'un nombre important de véhicules privés a afflué très rapidement sur toutes les routes donnant accès au Mont Sainte-Odile, comme conséquence, semble-t-il, des annonces faites par les médias (notamment par les radios locales).

Note : Moyens mis en oeuvre:

- Gendarmerie (Mobile et Territoriale) : 350 personnes,

- Armées de l'Air et de Terre : 400 personnes,

- CRS : 100 personnes dont 24 motards chargés de la circulation routière et du contrôle d'accès au site,

- Sécurité Civile : 100 personnes,

- Radio amateurs : 24 personnes,

- deux hélicoptères Puma de l'ALAT,

- un hélicoptère Alouette III de la Sécurité Civile.

En application de la loi du 22 juillet 1987 relative à l'organisation de la sécurité civile, les préfectures doivent établir un plan d'urgence appelé "Plan Rouge".

Le Plan Rouge du Bas-Rhin, approuvé par arrêté préfectoral le 11 juin 1990, porte sur la mise en oeuvre des moyens de secours et des soins médicaux dans des circonstances telles que les moyens habituels seraient rapidement dépassés mais ne nécessitant pas le déclenchement du plan ORSEC.

Le Plan Rouge a été lancé à 18h40. L'organisation du poste de commandement opérationnel (PCO) a été réalisée dans les conditions suivantes:

Ces localisations ont été choisies en fonction de leur position à proximité de la zone des recherches couvrant les deux accès principaux au massif (Barr et Ottrott).

Lorsque l'épave a été retrouvée les premiers secours ont été apportés par les premiers arrivés, c'est-à-dire les gendarmes mobiles, tous secouristes, rapidement rejoints par trois médecins militaires et un ou deux médecins civils. Des renforts ont été demandés d'urgence et les survivants ont tous été localisés avant 23h00.

Avant l'arrivée vers 23h20 de la première colonne de secours venant de Barr, quatre personnes jugées transportables par les médecins militaires ont été évacuées par les gendarmes mobiles vers le parking de la Bloss, où étaient garés les premiers véhicules de secours, soit à dos d'homme soit à bras soit encore à l'aide de brancards de fortune.

Sept autres personnes ont été évacuées entre 23h20 et 0h15 par des moyens identiques. Certaines d'entre elles ont été examinées et médicalisées sur le site par des médecins militaires.

La deuxième colonne de secours venant d'Obernai via Ottrott et apportant des brancards est arrivée environ 45 minutes après la première. Après une montée difficile due à l'état des routes et aux encombrements occasionnés par les curieux, la mise en place des véhicules a été compliquée par la présence d'un grand nombre d'autres véhicules (autres secours, service d'ordre, badauds, journalistes).

En montant vers le site de l'accident les médecins et secouristes ont croisé la colonne descendante. Les blessés ont alors été pris en charge sur des brancards et transportés sur la départementale où se trouvaient les ambulances.

C'est à partir d'environ 1h30 que les évacuations vers les hôpitaux de la région ont commencé.

Deux victimes sont décédées pendant l'évacuation primaire (du site de l'accident vers les ambulances).

L'expertise des deux moteurs a été conduite à la SNECMA, dans ses locaux techniques de Villaroche.

Les démontages ont consisté à séparer les modules avant (module fan) et arrière (module turbine basse pression) et à effectuer le désassemblage du module haute pression.

Les constatations correspondantes sont résumées ci-après, et sont valables pour les deux moteurs.

117.111 - Rotors basse pression (BP) :fan, compresseur BP et turbine BP.

En phase de pénétration dans les arbres, les rotors BP tournaient comme le démontre la présence massive de gros morceaux de bois dans les soufflantes et la pollution de la veine d'air par des débris végétaux (en particulier, de la sciure), jusqu'au niveau du carter d'échappement. Cette pollution généralisée s'étend au compresseur BP, à la chambre de combustion, au distributeur de turbine HP (haute pression) et à la turbine BP.

A l'impact avec le sol, les rotors BP avaient fortement décéléré et, soit ne tournaient plus, soit tournaient à faible vitesse. En effet :

117.112 - Rotors haute pression (HP)

Les aubes mobiles des étages de compression sont, soit rompues , soit déformées dans le sens inverse de la rotation, par suite des frottements radiaux sur les carters. Cette observation permet d'affirmer que les rotors HP tournaient pendant toute la phase de pénétration dans les arbres.

En ce qui concerne le dispositif d'inversion de poussée, l'exploitation des données ACARS et du QAR ne fait apparaître aucune anomalie, alors que toute panne importante se serait traduite par la création d'un message de panne "de classe 2", transmis par l'ACARS.

Des radiographies ont d'autre part été faites sur deux des vérins hydrauliques de commande des inverseurs. Celles ci confirment que les vérins étaient en position verrouillée (dispositif d'inversion de poussée non activé).

L'APU est pratiquement intact. Le canal d'entrée d'air et la grille d'entrée d'air sont propres et exempts de toute ingestion de branchage ou d'aiguilles de sapin.

Sur le site, la vanne de prélèvement d'air a été trouvée fermée. La propreté de l'APU (à l'inverse de celle des moteurs) et la fermeture de la vanne d'air montrent que l'APU n'était pas en fonctionnement au moment de l'impact.

Les consignes de vol de la compagnie ne prévoient son utilisation en vol qu'en secours ou à l'atterrissage dans des conditions bien particulières, qui n'étaient pas celles régnant à Strasbourg ce jour là.

Selon la feuille de masse et de centrage remplie par l'équipage, la masse de carburant au décollage de Lyon était de 5700 Kg, un complément de plein de 2800 litres ayant été effectué sur ce terrain par Air Total.

Une analyse du carburant - du kérosène type "JET A1" - prélevé à Lyon, a été effectuée au Centre d'Essais des Propulseurs (CEPr) de Saclay. Ce carburant est conforme aux spécifications techniques requises.

Parmi les paramètres enregistrés dans le QAR, figure le "fuel flow" (FF) qui mesure la consommation de carburant de chaque moteur. Cette consommation, à altitude constante, est fonction de la puissance moteur. L'examen du QAR pendant le palier avant l'atterrissage prévu, (par exemple, du temps QAR 2628 au temps QAR 2980) indique que les deux paramètres "FF" des deux moteurs suivent fidèlement les paramètres N1, indicatifs des puissances moteurs.

En conséquence, les moteurs étaient alimentés normalement en carburant pendant toute la durée du vol. Les calculs de consommation effectués ont permis d'estimer la quantité de carburant restant à environ 3700 Kg.

La recherche d'une possible défaillance d'un système des ATA 22, 27, 31 et 34 a été conduite en utilisant les documents et enregistrements suivants:

- les documents liés au F-GGED en particulier:

. l'ACARS du vol lyon-strasbourg

. les PFR des vols précédents

. les CRM et TSA (faits techniques)

. l'état technique

. la dernière visite de contrôle de type A

. les comptes-rendus d'incident rédigés par les commandants de bord et les chefs de cabine.

- les documents liés aux A320 exploités par Air Inter:

. NIT, CRM et TSA (faits techniques), database.

- les documents liés aux A320 en général:

. Manuel de vol, FCOM, OEB, TR, AOT, TFU, CN, SB, le document de certification "System Safety Assessment du Flight Management and Guidance System".

- les enregistrements disponibles:

. QAR, CVR;

. Mémoires non volatiles (CFDIU, FMGC, VOR, DME);

. ACARS, PFR;

. fréquence ATC, radar;

- des éléments d'épave:

.bandeau FCU, vis du PHR,...;

- des documents d'information aéronautique (AIP, NOTAM):

.Liste des stations de radionavigation déclarées hors service, contrôle des coordonnées des balises figurant en database.

- des simulations

.(par exemple pour déterminer le mode de pilotage, non enregistré sur le QAR)

- les rapports des contrôles en vol des stations de radio-navigation.

- des événements signalés par les exploitants.

Tous ces documents ont été complétés par des notes d'études spécifiques fournies par l'administration de l'aviation civile, l'exploitant, le constructeur et les équipementiers à la demande de la commission.

117.221 - Les EFIS (Electronic Flight Instrument System)

Les enregistrements QAR, ACARS montrent que les éléments composant les visualisations électroniques de pilotage et de navigation (EFIS) étaient dans leur configuration nominale, sans panne détectée. La transcription du CVR ne comporte aucune mention relative à un éventuel dysfonctionnement des systèmes de visualisation (EFIS).

117.222 - Le HUD (Head Up Display)

Cinq minutes avant l'accident, le message HUD OHU/IDHUD a été transmis par le système ACARS. Ce message peut signifier que le HUD vient d'être mis sous tension mais n'est pas déployé, ou qu'un problème interne au viseur s'est, par exemple, traduit par la disparition de la symbologie. Mais ce message n'indique pas une panne susceptible de provoquer la visualisation d'informations erronées. L'écoute du CVR n'apporte aucune information supplémentaire.

117.231 - Le FCU

117.231.1 - Le F-GGED était équipé du FCU S/N 200.

L'historique des modifications appliquées et des opérations d'entretien subies par le FCU S/N 200 depuis sa livraison à Air Inter a été établi:

Ce FCU a été monté sur le F-GJVE le 12 août 1991. Il a été déposé le 14 septembre 1991 à la suite d'un problème de sélection de vitesse (quelle que soit la sélection, la fenêtre d'affichage ne comportait qu'un point blanc suivi de tirets significatifs d'un paramètre managé). Installé le 8 octobre 1991 sur le F-GJVB, le FCU a été déposé le 11 décembre 1991 pour application de la SIL (Service Information Letter) qui doit supprimer les risques de perturbation de certaines fréquences VHF. Remonté le 13 décembre 1991 sur le F-GGEB, il a été déposé le 15 décembre 1991, à la suite de perturbations de certaines fréquences VHF. Il a été remonté le 19 janvier 1992 sur le F-GGED, en remplacement du FCU S/N 143 qui présentait un défaut d'éclairage intégré d'un bouton rotacteur de sélection d'échelle de carte.

L'application des service bulletins (SB) relatifs au FCU a fait l'objet d'un contrôle a posteriori auprès de l'équipementier Sextant : le Bureau Veritas a examiné l'ensemble du dossier de suivi de cet équipement. Aucune anomalie n'a été constatée.

En particulier, les modifications subies pour le passage du standard "K217 AAM5" au standard "K217 AAM5 ABC" étaient conformes à la définition approuvée par les services officiels et étaient effectives à partir du 20 novembre 1990.

L'état technique du F-GGED, daté du 20 janvier 1992, mentionne la mise en place récente de ce FCU sur le F-GGED. Le jour de l'accident, le FCU totalisait 597 heures de vol, dont 8 heures depuis son installation sur le F-GGED.

117.221.2 - Les seuls éléments du FCU récupérés sur le site sont le bandeau avant et deux des cartes de circuits intégrés qui appartenaient aux calculateurs de ce FCU : la carte ARINC du calculateur FCU1 qui ne possède pas de mémoires non volatiles, et une carte CPU dont le composant EEPROM était détruit.

Le bandeau avant a été fortement endommagé par l'accident. Les positions de quelques rotacteurs et boutons sélecteurs avaient été notées sur place par les enquêteurs:

- le sélecteur de mode d'affichage du ND1 était sur l'index Rose VOR, celui du ND2 sur l'index PLAN;

- les sélecteurs d'échelle côtés 1 et 2 étaient sur l'index 10 NM;

- côté commandant de bord, le sélecteur 1 ADF/VOR était manquant; le sélecteur 2 ADF/VOR était sur VOR;

- côté copilote, le sélecteur 1 ADF/VOR était en position neutre tandis que le sélecteur 2 était sur VOR.

Le FCU a fait l'objet d'un examen chez l'équipementier Sextant, en présence d'un enquêteur du BEA.

117.221.3 - Il a été constaté que :

- Les afficheurs à cristaux liquides (LCD) et les codeurs sont très endommagés ou absents. Il convient de noter qu'il n'est pas possible de connaître les valeurs affichées après coupure longue d'alimentation.

- Les éléments mécaniques sont endommagés ou absents. Le sélecteur de vitesse verticale VS (ou de FPA) est bloqué. Il convient de noter que la position de ce bouton ne peut en aucun cas indiquer la dernière valeur de paramètre sélecté.

- Les autres rotacteurs-sélecteurs sont cassés ou non bloqués. Côté commandant de bord, le sélecteur de mode d'affichage est sur la position "ILS", l'échelle sélectée étant de 20 NM. Côté copilote ces sélecteurs sont sur "PLAN" et 10 NM. On remarque que la position des sélecteurs a varié entre le moment où elles ont été notées sur le site (voir ci-dessus) et le moment où le FCU a été examiné chez l'équipementier. Il n'est pas possible d'affirmer que les sélecteurs VOR/ADF, les rotacteurs d'affichage des écrans de navigation et les rotacteurs de sélection d'échelle sont restés dans la position qu'ils avaient au moment de l'accident.

- Le bouton-poussoir de commutation de mode HDG-VS, TRK-FPA a été soumis à un examen qui a permis de démontrer la continuité électrique de l'interrupteur mais n'a pas permis de s'assurer du fonctionnement du système lors d'une pression sur ce bouton.

- Le composant EEPROM de la carte CPU a été détruit par l'accident.

En conclusion, il n'a pas été possible lors de ces expertises d'établir le mode d'affichage ni l'échelle sélectionnés par le PNF. Il n'est pas non plus possible de statuer sur le fonctionnement, juste avant l'accident, des composants de la chaîne d'acquisition et de traitement du mode de pilotage et de la valeur de consigne sélectés par le pilote.

117.232 Equipement CFDIU

L'équipement CFDIU (Centralized Fault Data Interface Unit) S/N 393 avait été récupéré sur le site de l'accident. Il a été soumis à examen chez l'équipementier en présence d'un représentant du BEA.

Les endommagements subis ont rendu impossible la lecture de ses mémoires non volatiles.

117.233 Equipements FMGC

117.233.1- Le F-GGED était équipé de deux calculateurs FMGC dont les numéros de série sont les suivants :

FMGC côté 1 : S/N 126

FMGC côté 2 : S/N 79

Ces équipements étaient au standard le plus récent (IS8: Intermediate Standard N° 8).

117.233.2 - Examen des calculateurs FMGC

Parmi les quelques éléments récupérés sur le site et identifiés comme parties de ces calculateurs, seul le composant EEPROM de la carte COM du FMGC2 a pu être lu.

L'exploitation de cette mémoire n'a pas apporté d'information supplémentaire par rapport à celles obtenues par l'exploitation du QAR et qui sont exposées ci-après.

117.233.3 - Exploitation de l'enregistrement QAR

Hormis dans les dernières secondes du vol où le support d'enregistrement est trop endommagé pour être exploité, le QAR indique qu'aucun des deux FMGC n'était déclaré en panne.

Les positions calculées par le FMGC1 étaient enregistrées sur le QAR. L'écart maximum relevé entre la trajectoire FMGC1 et la trajectoire dite de synthèse (voir § 117.8) est d'environ 0,15 NM. Pour donner un ordre de grandeur, lorsque le mode d'actualisation de la position FMS est "DME/DME", le calcul de position se fait avec une précision estimée meilleure que 0,28 NM.

117.233.4 - Examen de la DATABASE

Les caractéristiques (notamment coordonnées géographiques et portée) des stations sol de radio-navigation VOR et DME figurent dans la DATABASE qui est utilisée par le FMS pour sélectionner et exploiter ces moyens de navigation. Les caractéristiques des stations susceptibles d'avoir été utilisées au cours du vol ont été contrôlées.

De plus, il a été noté que les stations VOR et TACAN de Strasbourg sont déclarées dans la DATABASE "non co-implantées".

Le F-GGED possédait la programmation par broche (pin-programming) qui supprime automatiquement à la fin d'un vol les way-points éventuellement créés au cours de ce vol. Ceci écarte l'hypothèse que pouvait figurer en data base un way-point orthographié ANDLO, créé au moyen du MCDU au cours d'un vol précédent, et affecté de coordonnées voisines de celles du point publié.

117.233.5 - Examen des messages ACARS

Aucun message ACARS ne fait mention d'un dysfonctionnement d'un équipement de l'ATA 22.

117.233.6 - Examen des CRM du F-GGED

Les enquêteurs avaient initialement retenu pour examen complémentaire les CRM signalant des passages de mode Speed-VS en mode Idle / Open Descent.

Un tel dysfonctionnement n'est pas pertinent pour l'accident car les valeurs prises par certains des paramètres enregistrés montrent que l'appareil n'était pas en Idle Open Descent.

Concernant les radio-altimètres (ATA 34), des CRM signalaient des dysfonctionnements qui provoquaient l'envoi d'un message ACARS associé. Ce n'est pas le cas ici.

Concernant les calculateurs FMGC, un CRM signalait l'impossibilité de sélectionner depuis le panneau de gauche (EFIS control panel) l'affichage des indications VOR sur l'écran de navigation. Ce dysfonctionnement n'est pas pertinent pour l'accident car le QAR nous indique que le pilote en place gauche était en mode Rose VOR.

D'autres CRM signalaient des cas de "Time Out". Dans un tel cas, l'AP1 aurait été déconnecté et l'événement aurait été enregistré sur le QAR.

117.233.7 - Défaillances techniques envisagées:

En ce qui concerne la commande de la descente par le pilote, les possibilités de défaillances techniques envisagées sont les suivantes :

- mauvais fonctionnement du bouton poussoir de commutation de référence de trajectoire HDG-VS <--->TRK-FPA;

- mauvais fonctionnement du rotacteur de sélection de la valeur de la consigne VS ou FPA;

- panne d'un ou de plusieurs segments de la fenêtre d'affichage;

- activation intempestive du mode : par exemple, engagement du mode de descente par simple rotation du sélecteur sans action à tirer sur ce sélecteur.

En ce qui concerne la prise en compte de la commande de mise en descente et sa transmission au FMGC, les possibilités de défaillances techniques envisagées concernent tout type de corruption des informations traitées, telle que par exemple celle conduisant le pilote automatique à exécuter une commande différente de celle affichée par le pilote (voir le § 117.63).

Les documents ATA 27 liés au F-GGED et ceux liés aux A320 en général ont été examinés. Aucun des dysfonctionnements qui font l'objet de ces documents n'a été retenu comme pouvant expliquer l'accident.

Les circonstances de l'accident ont incité les enquêteurs à examiner plus particulièrement les systèmes qui interviennent dans le suivi de la trajectoire longitudinale: la chaîne de gouverne de profondeur, la chaîne de commande du plan horizontal réglable, les becs de bord d'attaque, les volets et les spoilers.

L'examen de l'épave, les expertises réalisées, les paramètres enregistrés sur le QAR, la transcription du CVR et l'enregistrement ACARS montrent que :

• les spoilers fonctionnaient correctement;


• la position des becs et des volets correspondait aux configurations sélectionnées et annoncées par l'équipage;


• le plan horizontal réglable et les gouvernes de profondeur étaient à tout instant dans des positions conformes aux ordres d'un pilote automatique qui pilote les paramètres de la trajectoire effectivement réalisée par l'avion, avec en particulier l'objectif de maintenir une vitesse verticale constante. L'hypothèse d'une corruption localisée dans un système de l'ATA 27, d'un paramètre de fonctionnement du pilote automatique, est en conséquence écartée.


• le calculateur ELAC2 qui gère la commande de profondeur n'a pas été détecté en panne. (En cas de panne de ce calculateur l'ELAC1 le remplace).

En conclusion, aucun dysfonctionnement d'un système ATA 27 n'a été mis en évidence.

L'équipage et le FMS ont utilisé les moyens de radio-navigation VOR et DME au cours du dernier virage et de l'approche finale. Les informations fournies par ces systèmes sont présentées à l'équipage sous forme de données brutes (raw data) et sont par ailleurs exploitées par le FMS pour calculer la position de l'avion. Les investigations relatives aux possibles défaillances de ces systèmes ont été menées suivant la même méthodologie que celle décrite au § 117.2 en ce qui concerne les systèmes de la chaîne de profondeur. Elles ont notamment consisté en l'analyse des dysfonctionnements identifiés jusqu'en décembre 1992.

Les systèmes ILS et ADF n'ont pas été examinés au cours de l'enquête.

117.321 - Equipement du F-GGED

Le F-GGED était équipé de deux DME Collins-700-020:

DME côté 1: S/N 1613 installé le 12 juillet 1991,

DME côté 2: S/N 1683 installé le 9 août 1991.

Ce type de DME a été adapté spécialement pour intégration sur A320 et autres avions de nouvelle génération (ex: B747-400), pour pouvoir être intégré aux systèmes de maintenance par une interface avec le système CFDS.

Les informations de distance DME sont affichées sur les écrans Navigation Display et sur le DDRMI. Elles ne sont pas enregistrées.

117.322 - Modifications depuis la certification.

Depuis la date de certification de cet équipement, les modifications du matériel et les modifications de procédure d'emploi ont été les suivantes:

- Le 20 juin 1991, Collins diffuse à tous les exploitants d'appareils équipés de DME Collins-700 le Service Bulletin (SB) DME-700-34-20. Ce SB N°20 décrit la modification à appliquer pour prévenir un défaut de fonctionnement dénommé "SLEEPING MODE".

- Le 14 août 1991, l'Operators Information Telex (OIT) N°ST/999.0140/91 recommande l'application du SB N°20.

- L'Operations Engineering Bulletin (OEB) N°91/1, diffusé en août 1991, décrit une procédure de surveillance des informations DME, en attendant que le SB N°20 couvert par la modification N°22638 soit appliqué.

- La Temporary Revision (TR) N°113 de la Master Minimum Equipment List (MMEL), diffusée en août 1991, demande l'application de la procédure décrite dans l'OEB N°91/1, en cas de vol avec un FMGC seulement.

- Le 22 août 1991, est approuvée la modification N°22638, qui officialise pour les A320 le SB N°20.

- En septembre 1991, la TR N°112 de la MMEL demande que deux équipements DME soient opérationnels au départ du vol.

- En mars 1992, l'OEB N°91/2 traitant du sleeping mode et du deaf mode, remplace l'OEB 91/1.

- En septembre 1992, l'OEB N°91/3 traitant du sleeping mode, du deaf mode et du jump mode, remplace l'OEB N°91/2.

Le traitement des OEB a donné lieu à Air Inter à l'édition de notes d'information techniques (NIT) par le Secteur de Vol et les TR ont été relayées par des révisions temporaires correspondantes dans le manuel d'exploitation.

117.323 - Examen des DME S/N 1613 et 1683 qui équipaient le FGGED.

Les deux équipements ayant été récupérés sur le site, les mémoires non volatiles du BITE de ces DME ont été lues chez l'équipementier en présence d'un représentant du BEA. Aucune des pannes dont l'enregistrement est prévu n'avait été mémorisée au cours du vol de l'accident. 

117.324 - Examen des documents liés au F-GGED.

Les CRM de l'avion ne comportaient pas d'information mettant en cause la qualité de fonctionnement de la chaîne de traitement DME du F-GGED lors du vol de l'accident.

117.325- Examen de la DATABASE et des NOTAM en vigueur le jour de l'accident.

Les enquêteurs ont contrôlé les caractéristiques (notamment coordonnées géographiques et portée) des stations DME et TACAN contenues dans la DATABASE et susceptibles d'avoir été exploitées au cours du vol Lyon - Strasbourg (en France, en Suisse, en Allemagne et en Belgique).

Par ailleurs les NOTAM relatifs aux moyens de radio-navigation ont été examinés de façon à identifier les stations sol éventuellement soumises à des opérations de maintenance.

Enfin, les autorités militaires ont précisé qu'aucun avion porteur d'une station TACAN embarquée n'était en vol dans l'heure qui a précédé l'accident.

Aucun des faits constatés dans le cadre de ces études n'était de nature à provoquer au cours de l'approche une erreur de calcul de distance DME.

117.326 - Evaluation des hypothèses des dysfonctionnements identifiés "sleeping mode, deaf mode et jumping mode".

Remarque : les informations (fréquence, distance, identification de la station sol) sont transmises sur cinq canaux pré-affectés. L'un de ces canaux est réservé à l'affichage (écrans EFIS et DDRMI). Les calculateurs FMGC n'effectuent aucun test de vraisemblance sur les distances DME qui cheminent par ce canal.

Le défaut "sleeping mode" est susceptible d'affecter tout équipement DME Collins-700 qui n'a pas subi l'application du SB Collins n° 20, et ce quel que soit le type d'avion.

Il se traduit par le fait que, toutes les 33,5 secondes, la valeur de distance DME est recyclée sur la valeur calculée au moment de l'apparition du défaut. De plus, il est impossible d'accorder le DME sur la fréquence d'une autre station sol.

Lorsqu'il détecte des sauts de distance supérieurs à 0,35 NM le FMGC associé au DME défectueux passe automatiquement en mode de navigation inertielle pure.

De plus, si les positions calculées par les deux FMGC diffèrent de plus de 5 NM, l'équipage en est informé par le message "FMS1 / FMS2 POS DIFF" affiché aux MCDU.

L'OEB N°91/1 (repris et complété en mars 1992 dans l'OEB 91/2) décrit la procédure opérationnelle applicable par les équipages. Cette procédure préconise d'accorder les deux DME sur la même fréquence et d'effectuer régulièrement un contrôle croisé des informations de distance affichées sur les écrans de navigation et sur le DDRMI.

Lorsque le phénomène est détecté, une réinitialisation (reset) doit être tentée par action sur le disjoncteur du DME incriminé.

Collins a défini le SB N°20 (couvert sur A320 par la modification N° 22638 pour corriger le sleeping mode.

Le SB N°20 n'avait pas encore été appliqué aux DME Collins-700 qui équipaient le F-GGED.

Note: (les chiffres cités ci-dessous ont été communiqués par l'équipementier à la commission en milieu d'année 1992)

Collins estime qu'une vingtaine de défauts signalés peuvent être des cas de "sleeping mode", mais que seulement six d'entre eux ont pu être confirmés. L'évaluation par Collins du nombre d'heures de vol effectuées par toute la flotte d'appareils équipés en Collins-700 lui permet d'estimer à 10^-5 par heure de vol la probabilité d'occurrence du défaut (c'est-à-dire un cas pour cent mille heures de vol). Ce résultat statistique donne un ordre de grandeur dont la précision est difficile à évaluer dans la mesure où l'on n'a aucune certitude que tous les cas de "sleeping mode" ont été effectivement constatés puis notifiés par les équipages.

Il n'est pas prévu que ce dysfonctionnement soit enregistré sur les enregistreurs de paramètres (DFDR, QAR). Par ailleurs, la transcription du CVR ne comporte aucune remarque des pilotes relative aux distances DME. Enfin, le logiciel BITE des équipements DME Collins-700 ne permettait pas de détecter ou d'enregistrer ces dysfonctionnements.

Le BITE est un logiciel destiné à assurer l'auto-surveillance de l'équipement et à faciliter les opérations de maintenance de ce même équipement. Il est donc programmé en particulier pour détecter certaines anomalies de fonctionnement du programme opérationnel. La mémoire destinée à sauvegarder des éléments d'informations relatives aux anomalies détectées est une mémoire non volatile organisée en tableaux dans lesquels sont rangées ces informations. L'adresse physique de sauvegarde est calculée par le logiciel BITE. Dans le cas du phénomène "sleeping mode", les procédures du logiciel BITE ne détectent pas qu'une adresse de stockage prend une valeur excessive. Une information ayant trait au BITE est alors enregistrée dans la mémoire réservée au programme opérationnel, ce qui provoque son dysfonctionnement.

Après examen du contenu des mémoires non volatiles des équipements DME, Collins a cependant déterminé qu'il n'y avait pas eu de sleeping mode au cours de l'approche. L'argumentation repose sur la non occurrence simultanée de trois critères de caractérisation du phénomène. L'hypothèse d'un dysfonctionnement du type "sleeping mode" peut donc être réfutée par une démonstration technique.

La validité de cette démonstration a été confirmée par une expertise indépendante conduite au CEAT (Centre d'Essais Aéronautiques de Toulouse) à la demande de la commission. Le CEAT a constaté des incohérences et des désordres dans les données enregistrées dans la mémoire non volatile par le logiciel BITE. Toujours selon le CEAT, ce logiciel présentait des défauts de conception, qui entraînent des débordements de tableaux. Les procédures de vérification et de test du logiciel BITE du DME Collins 700 n'ont pas permis de détecter ces incohérences avant la mise en service de cet équipement.

Ce défaut est susceptible d'affecter tout équipement DME Collins-700 qui n'a pas subi l'incorporation du SB Collins N° 24, quel que soit le type d'avion.

Bien que l'identification de ce défaut soit postérieure à la date de l'accident, les enquêteurs l'ont envisagé comme étant une hypothèse de défaillance pertinente avec les circonstances de l'accident.

Il se traduit par le fait qu'à la mise sous tension de l'équipement, cinq zones de la mémoire ne sont pas initialisées. Or leur contenu est utilisé pour gérer l'ordonnancement des six tâches (Input, Output, Receiver Manager, Monitor, Distance, Background) exécutées sur chacun des cinq canaux du DME.

Lorsque le défaut apparaît, il empêche l'exécution de l'une (ou de plusieurs) des six tâches sur l'un (ou plusieurs) des cinq canaux. Ce n'est pas une panne fugitive.

L'équipementier précise que le deaf mode ne peut apparaître qu'à la mise sous tension de l'équipement après une coupure d'alimentation du DME d'au moins une heure.

Il se peut que le défaut ne soit détectable qu'en vol, par exemple si le FMGC, ou l'équipage, tente de changer de fréquence alors que la tâche concernée (Input) n'est pas exécutable sur le canal concerné.

L'OEB daté de mars 1992 décrit le deaf mode et préconise une procédure opérationnelle pour détecter le défaut. Le cas échéant, l'équipage tentera une réinitialisation (reset) par action sur le disjoncteur du DME incriminé.

Collins a défini le SB N° 24 (couvert sur A320 par la modification N° 23196 pour corriger le deaf mode.

Les enquêteurs n'ont eu connaissance que de deux cas: le premier a été constaté en laboratoire, et le second a été rencontré en vol le 15 février 1992.

L'occurrence de ce défaut n'est pas détectable sur les enregistrements QAR ou BITE.

Par contre, le défaut n'a pas normalement pu apparaître lors de l'escale à Lyon, où, du fait de sa courte durée, les équipements (DME en particulier) du F-GGED n'ont selon toute vraisemblance pas été mis hors tension.

Ce défaut a été identifié postérieurement à l'accident. Il est propre aux DME Collins-700, quel que soit le type d'avion.

D'après les études faites par Collins, le défaut ne devrait apparaître qu'à des vitesses DME^* faibles, inférieures à 35 kt environ. La probabilité maximale d'occurrence est obtenue lorsque la vitesse DME est nulle.

(Note* : la vitesse DME est la vitesse radiale de l'avion par rapport à la station sol DME. Si l'avion est à distance constante de la station (par exemple lors de l'exécution d'une procédure "Arc DME"), sa vitesse DME est égale à zéro.)

Le "jumping mode" peut affecter n'importe lequel des canaux du DME:

Dans le cas d'un canal utilisé pour l'affichage, le défaut se traduit par un saut de distance compris entre -4,25 et -5,45 NM (la distance affichée est donc inférieure à la distance réelle) pendant 14 secondes, temps au bout duquel le logiciel du DME aura détecté l'anomalie et recalculé la distance réelle.

Dans le cas d'un canal utilisé pour le calcul de position FMS, le défaut peut se traduire par une dérive de la position calculée. Au-dessus du FL 200 cette dérive est filtrée et n'influe donc pas sur la position FMS. En-dessous du FL 200 la constante de temps du filtrage est plus faible ce qui peut conduire à une dérive de la position FMS. Dans le cas le plus défavorable, cette dérive n'excède pas 2NM.

L'OEB 91/3 de septembre 1992 décrit une procédure opérationnelle basée sur le contrôle croisé des informations DME.

Le SB N°25 expose la modification définie par Collins pour corriger le deaf mode.

Ce dysfonctionnement n'est pas enregistré sur les enregistreurs de paramètres (DFDR, QAR).

La transcription du CVR ne comporte aucune remarque des pilotes relative aux distances DME.

L'enregistrement QAR fournit les paramètres de cap et de vitesse sol ainsi que les positions de l'avion calculées par le FMGC1. Cette trajectographie a été validée par comparaison avec une trajectographie de référence (voir § 117.8).

On observe que:

- en sortie de virage à 5000 ft, les valeurs de vitesse et de cap sont telles que la vitesse DME est supérieure à 160 kt.

- à partir du temps QAR 2980, et jusqu'à l'instant de mise en descente (désengagement du mode ALT HOLD au temps QAR 3005), l'appareil est en rapprochement de la station sol DME à un cap sensiblement égal au QDM (environ 060°). L'avion étant alors pratiquement vent de face, la route suivie était sensiblement égale au QDM. Dans ces conditions, la vitesse DME est voisine de la vitesse sol, soit 170 kt.

- il en est de même pendant la descente où les paramètres de cap et de vitesse sol sont presque constants.

Donc plus de trente secondes avant la mise en descente et pendant la descente, la vitesse DME était très supérieure aux vitesses auxquelles le "jumping mode" peut apparaître.

L'hypothèse du "jumping mode" est donc réfutée. 

Un défaut signalé à une date postérieure à celle de l'accident n'a pas pu être classé avec certitude dans l'une des trois rubriques décrites ci-dessus. Il se traduisait par des distances DME erronées affectant alternativement les deux ensembles de façon fugitive. Le défaut a été détecté à la fois par l'équipage et par le FMGC, à la suite de quoi ce calculateur a rejeté le DME en question. Le BITE ne comportait aucune mention de panne sur ce vol. Aucune explication technique de cette anomalie n'était disponible à la date de clôture de cette enquête. 

117.331 - Equipement

Le F-GGED était équipé de deux récepteurs VOR Collins-700-020:

VOR côté 1 : S/N 842 installé le 20 juin 1989,

VOR côté 2 : S/N 894 installé le 12 juillet 1991.

Ce type de récepteur a été adapté pour intégration de l'interface avec le système de maintenance de l'A320 (CFDS).

Selon les sélections d'affichage opérées par l'équipage, les informations élaborées par les récepteurs VOR sont susceptibles d'être présentées sur les écrans de navigation et sur le DDRMI. Ces informations VOR ne sont pas enregistrées.

La conduite de l'approche, notamment l'alignement sur l'axe d'approche, supposait que l'équipage exploite les indications de relèvement par rapport à la station VOR de Strasbourg ainsi que les écarts par rapport au radial 231° de cette même station. En conséquence, les bases de données et la chaîne d'élaboration des indications VOR à bord ont fait l'objet d'examens particuliers.

117.332 - Modifications depuis certification

Depuis la date de sa certification, les modifications du matériel et les modifications de procédure d'emploi ont été les suivantes:

- Introduction d'un filtrage de l'information de relèvement VOR affichée sur les écrans de navigation. La constante de temps du filtre est de 0,8 seconde.

- TR N°124 du FCOM (juillet 1991) concernant les VOR Collins-700. Cette révision demande que les approches VOR soient effectuées en mode Navigation et qu'une remise de gaz soit engagée si les oscillations VOR sont supérieures à 1/2 point (rappel: un déplacement de 1 point de la barre d'écart signifie une variation de 5° du relèvement).

- TR N°143 du FCOM (janvier 1992). Cette révision étend l'application de la procédure opérationnelle décrite dans la TR N°124 à tous les types de récepteurs VOR.

- TR N°151 du FCOM (février 1992). Cette révision annule et remplace la TR N°143. Elle décrit la procédure opérationnelle en cas de battements et/ou de relèvements erronés.

- TR N°156 du FCOM (avril 1992). Cette révision annule la TR N°151 dans le cas des avions ayant subi la modification du capotage et de mise à la masse de l'antenne VOR (SB N°34-1044, modification N° 22956).

117.333 - Examen des NOTAM en vigueur le jour de l'accident

L'examen des NOTAM n'a pas mis en évidence d'anomalie susceptible d'affecter la précision des informations VOR au cours de l'approche.

Rappel : dans la database les stations VOR et TACAN de Strasbourg étaient déclarées non co-implantées. En conséquence le FMS n'exploitait pas le VOR STR.

117.334 - Examen des messages ACARS

Au cours du vol, respectivement vingt-cinq et trois minutes avant l'accident, le système ACARS a transmis le message "VOR1 - No data from control source" et le message "VOR2 - No data from control source". La signification de ces messages est sans rapport avec une éventuelle indication VOR erronée.

117.335 - Examen du QAR: fréquences sélectionnées

Les deux récepteurs VOR étaient accordés sur la fréquence de la station STR.

Le fait que la fréquence VOR soit enregistrée sur le QAR montre que le logiciel de surveillance de l'équipement n'avait pas détecté de défaut de fonctionnement.

117.336 - Examen du VOR S/N 894 qui équipait le F-GGED

Seul le récepteur VOR S/N 894 a été récupéré sur le site de l'accident.

Les mémoires non volatiles de son BITE ont été lues chez l'équipementier en présence d'un représentant du BEA.

Parmi les informations disponibles, on constate que le seul message enregistré au cours des derniers vols est "No data from control source". L'origine de ce message fait l'objet du Service Bulletin N°10. Il n'indique pas une éventuelle indication VOR erronée.

Le logiciel BITE des équipements VOR Collins-700 ne permettait ni de détecter ni d'enregistrer les dysfonctionnements étudiés au paragraphe suivant.

117.337 - Analyse des dysfonctionnements identifiés "erreurs de relèvement VOR" et "battements d'indications VOR"

Deux types de dysfonctionnement aléatoire caractérisés par des indications VOR erronées et/ou fluctuantes ont été signalés régulièrement depuis la mise en service de l'avion (mi-1988).

Le premier est connu sous la dénomination "Erreurs de relèvement", et le second "Battements d'indications"

Ce phénomène se caractérise par une indication de relèvement VOR fortement erronée. Il n'a été rapporté que sur des A320 équipés de récepteurs VOR fabriqués par un autre équipementier que Collins.

Ce phénomène est essentiellement dû à l'atténuation du signal radioélectrique par une trop forte métallisation du carénage de l'antenne VOR. Le filtrage des signaux d'antenne en entrée du récepteur VOR Collins est différent de celui appliqué en entrée des VOR fabriqués par l'autre équipementier.

Il est donc extrêmement peu probable que ce phénomène ait été présent sur le F-GGED pendant l'approche à Strasbourg.

Lorsque ce dysfonctionnement apparaît, l'indicateur de relèvement, comme la barre d'écart angulaire, sont soumis à des battements dont l'amplitude et la fréquence sont variables selon les cas rapportés.

Cette anomalie affecte entre autres les équipements VOR Collins-700-020. Le constructeur en a attribué la cause essentiellement à l'atténuation du signal radioélectrique par une trop forte métallisation du carénage de l'antenne VOR.

Comme pour le phénomène d'erreurs de relèvements, une modification ayant principalement trait à la métallisation de protection contre la foudre du carénage de l'antenne VOR a été appliquée sur toute la flotte A320 pour corriger ce défaut. Cette modification n'était pas appliquée sur le F-GGED.

Ce défaut n'est pas détectable à posteriori sur les enregistrements QAR ou BITE.

Il n'est donc pas possible d'écarter l'hypothèse de tels battements d'indications VOR lors de l'approche à Strasbourg.

117.341 - Fonctionnement des systèmes

La transcription du CVR ne comporte aucune mention d'anomalie.

L'enregistrement QAR indique qu'aucun des deux FMGC n'était déclaré en panne.

Les enregistrements QAR, ACARS et CVR montrent que les éléments composants les visualisations électroniques de pilotage et de navigation (EFIS) étaient dans leur configuration nominale, sans détection de panne surveillée.

117.342 - Evaluation de la qualité de la trajectoire FMGC1

L'écart maximum relevé entre la trajectoire FMGC1 et la trajectoire de référence (voir § 117.8) est d'environ 0,15 NM. (Pour donner un ordre de grandeur, lorsque le mode d'actualisation de la position FMS est "DME/DME", le calcul de position FMGC se fait avec une précision estimée meilleure que 0,28 NM).

Une simulation du vol (dernier virage et mise en descente) a montré une bonne corrélation de la trajectoire FMGC1 avec la trajectoire obtenue par pilotage en mode sélecté (voir § 117.5).

Note : Si l'avion ne peut pas recevoir correctement deux DME, le FMGC passe en mode de navigation inertielle pure, en conservant l'écart "position inertielle - position radio" précédemment calculé. De cette façon la transition de "Inertie-Radio" à "Inertie pure" ne s'accompagne pas d'un saut de position.

117.343 Examen des anomalies identifiées concernant les cartes de navigation présentées sur les écrans ND

L'hypothèse d'anomalie(s) de carte de navigation présentée sur le ND a été envisagée. Les différents cas envisagés sont exposés ci-après.

Deux phénomènes distincts sont connus:

a. Le saut de carte (ou "map shifting")

Dans ce cas la position calculée par le FM est juste (la navigation managée est correcte) mais une partie de la trajectoire présentée au ND saute brusquement. Ce phénomène n'est rencontré que lors de l'exécution de certaines approches identifiées. Il résulte d'une combinaison particulière de segments et points définissant la trajectoire FMS.

De telles combinaisons n'existent pas pour l'approche 05 VORTAC de Strasbourg. De plus elles ne peuvent pas être créées manuellement. L'hypothèse d'un saut de carte avec position FMGC juste est donc exclue.

b. Anomalie de présentation en échelle 10 NM

Ce phénomène constaté à une date postérieure à celle de l'accident fait l'objet du TFU N° 22720019 ouvert en avril 1992. Seuls quelques cas ont été notifiés depuis la mise en service de l'A320. L'anomalie se traduit par un positionnement incorrect de la symbologie : la figuration de la trajectoire est erronée.

L'hypothèse d'une anomalie de présentation en échelle 10 NM (côté copilote seulement) ne peut pas être écartée par un raisonnement technique seul.

Note 1 : L'enregistrement QAR ne comporte pas les positions calculées par le FMGC2. On examine cette anomalie de carte pour le cas où le copilote aurait sélectionné l'affichage d'un mode carte, la trajectoire présentée étant alors celle élaborée par le FMGC2.

Note 2 : Du fait de l'absence d'enregistrement, il n'est pas possible de comparer les positions calculées par le FMGC2 à la trajectoire de référence. On ne peut donc rien dire de la qualité de la trajectoire FMGC2 mais on remarque que la transcription du CVR ne comporte aucune mention relative à un éventuel constat d'affichage du message signifiant une différence de plus de 5 NM entre les positions calculées par les FMGC.

Le phénomène de "décalage de carte avec une position FMGC fausse" a été signalé en approche VORTAC 29 à Bordeaux. Il était probablement dû au fait que le FMGC exploitait des informations provenant du VOR co-implanté avec le TACAN, dégradées à la réception par une trop forte métallisation du capotage de l'antenne VOR.

Mais les conditions d'exploitation des stations sol par les FMGC n'étaient pas les mêmes à Strasbourg. En effet le VOR et le TACAN STR étaient déclarés non co-implantés dans la DATABASE. De ce fait, bien que les deux récepteurs VOR aient été accordés sur STR, les FMGC n'ont jamais exploité les informations de ce VOR. Même en phase finale ils ne sont jamais passés en mode d'actualisation "VOR/DME".

L'hypothèse d'un décalage de carte lié à une position FMGC1 fausse est donc exclue.

En novembre 1992, le seul cas signalé datait du 26 mars 1992. D'après le compte-rendu de l'équipage, toutes les informations du ND étaient figées et il n'a pas été possible de récupérer les indications normales en utilisant les sélecteurs de mode et d'échelle et les inverseurs VOR/ADF du FCU.

En ce qui concerne l'état de fonctionnement des installations sol de radionavigation, les enquêteurs ont examiné les comptes-rendus de contrôle de ces stations ainsi que les résultats des mesures effectuées les 23, 24 et 28 janvier 1992.

En effet, à la suite de l'accident, le BEA avait chargé le STNA de vérifier en vol la qualité des aides radioélectriques que le F-GGED avait pu utiliser au cours de son approche à destination de Strasbourg-Enztheim. Ce contrôle en vol avait les objectifs suivants:

- vérification du fonctionnement du VOR de Strasbourg;

- recensement des stations DME ou TACAN reçues au cours de la procédure;

- vérification de la qualité des informations de distance reçues;

- détection de brouilleurs éventuels.

A cet effet, un banc de mesure installé à bord de l'avion et des installations spécifiques au sol pour fournir la référence trajectographique ont été mis en oeuvre.

Il convient de noter que l'ensemble de l'infrastructure VOR fait périodiquement l'objet de contrôles en vol.

En ce qui concerne les stations DME, le STNA précise que le test d'intégrité permanent de ces stations s'effectue sur toute la chaîne de traitement, depuis la réception de l'interrogation avion jusqu'à l'émission de la réponse station sol. Ce dispositif rend inutile le contrôle en vol de la fiabilité du test. Seules des informations de réception DME sont fournies sur demande aux techniciens au sol par un avion en vol, avant la mise en service des stations, pour corriger le phénomène des zones aveugles.

Un majorant des erreurs dues à la station TACAN et aux multitrajets est évalué à 450 m (O,25 NM).

117.421 - Station VOR de Strasbourg (STR)

L'erreur moyenne relevée sur l'axe d'approche était de 0,5°. Le taux de modulation était dans les tolérances.

Note : en France il est recommandé que l'erreur d'alignement d'un axe radial support de procédure d'approche soit inférieure à +/- 1,5°.

Une inspection "haute altitude" avait été effectuée en novembre 1991 : l'erreur moyenne relevée était de 0,4°.

Il a été noté qu'il n'y a pas eu d'intervention dans le mois qui a précédé l'accident.

Une première série de mesures a été réalisée en parcourant une orbite autour du VOR à une distance d'environ 4 NM et à 1300 pieds, c'est-à-dire sous un site de 3°. L'erreur moyenne relevée est de l'ordre de 0,1°. La différence constatée avec la valeur obtenue lors du contrôle "haute altitude" s'explique par le fait que les mesures n'ont pas été effectuées à la même distance de la station, ni au même moment. Elles sont toutes à l'intérieur des tolérances.

Note : l'OACI ne spécifie pas de tolérances applicables à l'erreur moyenne mesurée à une distance donnée sur 360° autour de la station. En France le réglage des stations est fait de manière à conserver une erreur moyenne inférieure à +/- 1°.

Le taux de modulation "30 Hz Var" moyen mesuré était à l'intérieur des tolérances OACI.

Quant au taux de modulation "9960 Hz Ref", il a été trouvé hors tolérances OACI. Une simulation de ce phénomène a montré que l'erreur induite sur l'indication était de l'ordre de 0,1°.

D'autres séries de mesures ont été effectuées sur les radials 251, 241, 237 et 231° à 5000 pieds d'altitude, depuis 20 NM jusqu'au VOR. On constate qu'il n'y a pas de perte d'information VOR et que les caractéristiques des radials (erreur moyenne et taux de modulation) sont à l'intérieur des tolérances.

L'erreur moyenne relevée sur le radial d'approche 231° est de +0,9°.

Note : compte tenu de la convention de signe adoptée, ceci signifie qu'en sélectant le QDM 051°, le maintien d'un écart angulaire nul se traduit par une trace sol de l'avion située approximativement sur le QDM 052° de la station, à gauche de l'axe d'approche finale publiée.

Enfin des mesures ont été effectuées sur le radial 311° qui correspond à l'axe VOR STR - VOR GTQ. Les caractéristiques des radials de ces deux VOR sont à l'intérieur des tolérances.

En conclusion, le contrôle de la station VOR STR a mis en évidence que les erreurs d'alignement sur les axes de la procédure d'approche 05 et sur les radiales inspectées sont conformes aux normes OACI, malgré un taux de modulation "9960 Hz Réf" hors tolérances.

Des irrégularités sont constatées entre 9 et 8 NM de la station. On les retrouve lors de l'exécution de l'approche. Elles sont attribuables à des multitrajets (composition du signal direct et de signaux réfléchis par un obstacle tel que le relief environnant).

Du point de vue des normes OACI où les irrégularités mesurées sur les radials VOR doivent être inférieures à +/- 3°, il convient de rappeler que cette valeur est donnée pour 95 % des cas. Les points relevés sur l'enregistrement et atteignant +/- 4° correspondent à des durées très faibles et ne suffisent donc pas pour déclarer ce radial "hors normes".

Cependant de telles irrégularités peuvent entraîner une instabilité de l'indication VOR. La perturbation a un caractère sinusoïdal basse fréquence, d'amplitude maximale comprise entre 3 et 4°.

Un calculateur de simulation du récepteur Collins-700 a permis d'évaluer la réponse de ce récepteur à un signal tel que celui enregistré le 23 janvier. La courbe de réponse obtenue montre que les oscillations du signal d'entrée sont reproduites en sortie du récepteur, légèrement atténuées et déphasées comme il est prévisible compte tenu du filtrage.

Par ailleurs, la trajectoire du FGGED était plus basse que celle de l'avion du contrôle en vol, et dans les toutes dernières secondes du vol, le FGGED, masqué par le mont La Bloss, se trouvait sous l'horizon radio de la station VOR STR. Cette occultation est de nature à provoquer une altération supplémentaire de l'indication VOR.

Enfin, il convient de noter que le signal ne se réfléchit pas de la même façon selon que la surface de réflexion est enneigée ou non. Bien que les vols de contrôle aient été effectués dans des conditions d'enneigement semblables à celles rencontrées au moment de l'accident, il n'est pas possible d'affirmer que le signal VOR reçu par le F-GGED était identique à celui enregistré lors de ces contrôles en vol.

En résumé, bien que l'on ne soit pas en mesure d'affirmer que les conditions de réflexion du signal VOR aient été le jour du contrôle en vol identiques à celles rencontrées par le F-GGED sur sa trajectoire, il est très probable que les irrégularités du signal se soient traduites par des mouvements de l'aiguille et de la barre d'écart VOR d'amplitude comparable.

117.422 - Station TACAN de Strasbourg (STR)

Parallèlement au contrôle des radials VOR s'effectuait à bord de l'avion un contrôle de la validité des informations de distance.

De plus l'avion a exécuté un circuit en hippodrome complet à partir du VOR STR à 5000 pieds d'altitude, puis un nouveau circuit avec alignement sur le QDM 057° du VOR après le virage de procédure et descente depuis 5000 pieds pour survoler le site de l'accident à basse hauteur. Aucune perte d'information TACAN n'a été constatée et les distances fournies étaient valides.

En conclusion, la réception de l'information distance du TACAN STR a été satisfaisante dans le volume d'espace exploré.

Mesures sur le DME de Grostenquin (GTQ) : aucune perturbation due au DME de GTQ ou à un autre DME n'a été constatée au cours de l'approche 05. En outre, aucune information n'a été reçue sur la fréquence de GTQ lorsque, pour cet essai, la station a été coupée par le service technique.

Dans le cadre des contrôles au sol programmés de la station TACAN, celui effectué le 28 février 1992 a montré un fonctionnement nominal de la partie "mesure de distance" du TACAN. Deux avions militaires ont validé les informations de la balise.

117.423 - Informations reçues au cours de l'exécution de l'approche

Au cours de la procédure d'approche, le système de contrôle en vol utilisé a permis la réception d'informations valides de 12 stations^* DME ou TACAN différentes, et parmi elles de 11 à 3 simultanément (3 à une altitude de 500 pieds sur l'axe d'approche).

Ces informations étaient de bonne qualité et aucun brouilleur n'a été détecté. Aucun rayonnement d'une station inconnue n'a été trouvé.

(*) : Liste alphabétique des stations DME ou TACAN reçues au cours du vol du 28 janvier :

BGT (TACAN Bremgarten, Allemagne), BLM (VOR/DME Bale), CLR (TACAN Colmar), GTQ (VOR/DME Grostenquin), HOC (VOR/DME Hochwald, Suisse), LHR (TACAN Lahr, Allemagne), MCY (DME Etain, Meuse), NAY (TACAN Nancy-Ochey), PB (DME Phalsbourg, Moselle), SAA (TVOR/DME Saarbrucken, Allemagne), SLN (TACAN Sollingen, Allemagne), STR (VOR/TACAN Strasbourg).

En mode "sélecté", le pilotage automatique latéral et vertical de l'avion comporte deux références de trajectoire possibles, qui associent les modes latéraux et verticaux correspondants: la référence "HEADING/VERTICAL SPEED" (HDG-VS) et la référence "TRACK/FLIGHT PATH ANGLE" (TRK/FPA). La connaissance de la référence effectivement utilisée par l'équipage du F-GGED lors du dernier virage et de la descente finale est un élément important de compréhension de l'accident. Or cette information n'est pas enregistrée sur le QAR (ni sur le DFDR). D'autre part aucun élément de l'enregistrement CVR ne permet de connaître cette référence.

On a donc tenté, par le raisonnement, d'établir quel était la référence utilisée en utilisant les données disponibles sur le QAR.

On a procédé à une simulation numérique de la partie du vol comprise entre le temps QAR 2900 (l'avion est en fin d'éloignement au cap 231) et le temps 3035 (l'avion se stabilise en descente à 3300 ft/mn). Cette simulation consiste à calculer, à partir du modèle numérique du vol de l'avion, les valeurs des paramètres représentatifs de la trajectoire obtenue sous différentes hypothèses : référence HDG-VS ou TRK-FPA, hypothèses sur la sélection des valeurs de consigne par l'équipage. On a comparé ces paramètres avec ceux enregistrés sur le QAR du F-GGED, et on a déterminé l'hypothèse qui conduit à la meilleure corrélation entre valeurs calculées et valeurs enregistrées.

Note : cette simulation a été arrêtée au temps 3035, instant de sortie des aérofreins, car l'effet de la sortie progressive des aérofreins est difficilement modélisable avec la précision suffisante dans la simulation utilisée, où les paramètres ( vitesse verticale ou angle de descente) évoluent.

L'analyse du fonctionnement du pilote automatique montre que tout changement de mode entraîne, par conception, l'identification de la consigne (de cap et, si le mode est activé, de vitesse verticale, en référence HDG-VS; de route et, si le mode est activé, d'angle de descente, en référence TRK/FPA;) à la valeur instantanée du paramètre considéré au moment du changement de mode.

Si la trajectoire n'est pas rectiligne stabilisée, ceci se traduira par un à-coup sur le braquage des ailerons et l'assiette latérale, ou sur la gouverne de profondeur.

A titre d'exemple, prenons le cas d'un virage de 90° par la droite en mode TRK à partir d'une route vers le nord. La consigne "TRK 90°" a été sélectionnée et l'avion est en virage à droite. Si en cours de virage le pilote passe en mode HDG, la consigne du pilote automatique devient instantanément la valeur du cap au moment du changement de mode, par exemple "HDG 52°". Mais puisque l'avion est en évolution, ce cap tend à être dépassé par inertie, et le pilote automatique devra déclencher une correction, qui se traduit par un à-coup de braquage des ailerons dans le sens inverse du virage, pour venir rechercher le cap cible acquis au moment de l'engagement du mode. Un raisonnement analogue vaut pour le plan vertical, lors de la phase dynamique d'une mise en descente.

Dans le cas du F-GGED, on ne trouve pas d'à-coup de ce type sur les enregistrements du QAR, ni sur l'assiette latérale pendant la durée du virage, ni sur la gouverne de profondeur pendant la mise en descente.

L'analyse des enregistrements QAR permet donc de dire qu'aucun changement de référence de trajectoire n'a pu se produire à partir de la mise en dernier virage.

Une fois démontrée cette permanence de la référence, il reste à déterminer lequel des deux couples, HDG/VS ou TRK/FPA, a été le plus probablement utilisé par l'équipage dans cette phase de vol.

L'analyse repose sur deux arguments.

Le premier concerne le degré de conformité, suivant la référence retenue, des valeurs calculées et des valeurs enregistrées pour les paramètres représentatifs : cap ou route, vitesse verticale.

Le second concerne les instants de sortie de manoeuvre définis par le pilote automatique à l'approche des valeurs de consigne.

117.541 - Comparaison valeurs calculées / valeurs enregistrées pour les paramètres de trajectoire

Le premier paramètre qu'il est nécessaire de déterminer est le vent (intensité et direction). Pour cela on a calculé la différence vectorielle entre la vitesse vraie (VTAS) et la vitesse sol (VSOL) établie à partir des informations IRS qui sont disponibles sur le QAR.

La VTAS n'est pas enregistrée sur le QAR. Elle se détermine en appliquant à la vitesse air VCAS, qui est enregistrée, une correction de densité. Le jour de l'accident, la température à 5000 ft était inférieure de 10° à la température standard.

En traçant sur un même diagramme les modules de la vitesse vraie ainsi calculée et de la vitesse sol lue sur le QAR, on relève le point où ces deux courbes se coupent: la vitesse sol et la vitesse vraie sont égales en module à l'instant QAR 2937. Le cap avion est alors à 161° et la route est à 166°. On en déduit en construisant le triangle des vitesses que le vent vient du 074° et que son intensité est de 20 Kts.

Cette valeur est confirmée à l'instant QAR 2900: cap 230, VCAS=231 kts, VTAS=242 Kts; en prenant le vent déterminé plus haut on obtient VSOL=260 Kts, ce qui est conforme à la donnée QAR.

Note : Le calcul précédent ne tient pas compte de l'erreur sur la vitesse sol. Cette erreur est due à la dérive de la centrale inertielle (IRS 1) . C'est un vecteur de direction et de module constant sur l'échelle de temps considérée (quelques minutes). On évalue dans la suite l'effet d'une telle erreur en la décomposant en un vecteur parallèle à l'axe d'approche et un vecteur normal à cet axe.

La simulation est lancée avec les conditions initiales suivantes : cap 231, altitude pression 4750 ft, vitesse air VCAS 230 Kts. Elle est effectuée d'une part en référence TRK-FPA, d'autre part en référence HDG-VS. Elle prend en compte les événements suivants, en respectant les intervalles de temps relevés sur le QAR :

• changement de consigne de cap ou de route sélecté(e) (probablement pour la valeur 090°) (temps QAR 2902);


• décélération de 230 Kts vers 180 Kts (temps QAR 2912);


• passage en configuration 1 (becs 18° / volets 0°) (temps QAR 2927);


• nouveaux changements de consigne de cap ou route sélectés pour rejoindre l'axe de piste (temps QAR 2945, 2986);


• passage en configuration 2 (becs 22°/volets 15°) (temps QAR 3000);


• mise en descente en mode V/S ou FPA (temps QAR 3006);


• sortie du train (temps QAR 3010);

Pour ce qui concerne le mode latéral, on constate que les tracés sur le cap, la route, l'assiette latérale et les braquages ailerons, obtenus par simulation en mode HDG sont sensiblement plus proches des tracés tirés du QAR que ceux obtenus par simulation en mode TRK, notamment lorsque l'inclinaison latérale désature de la valeur limite de 25° en sortie de virage.

Pour ce qui est du mode vertical, on constate également que les tracés obtenus en mode VS sur la vitesse verticale, l'assiette longitudinale et le braquage de la gouverne de profondeur sont plus proches des tracés tirés du QAR que ceux obtenus par simulation en mode FPA. En particulier, en mode FPA, il faut sélecter la valeur maximale d'angle de descente affichable (9°9) pour se rapprocher de l'enregistrement avion, mais la vitesse verticale maximum atteinte (de l'ordre de -3050 ft/mn) reste éloignée de la valeur enregistrée d'un écart (200 ft/mn) nettement supérieur à la précision nominale de tenue du paramètre par le pilote automatique (+/- 50 ft/mn).

117.542 - Détermination de l'instant de désaturation du mode PA vertical

En analysant la structure des lois de pilotage en mode VS, on note que la variation d'assiette longitudinale commandée par le pilote automatique est d'abord proportionnelle à l'écart entre la vitesse verticale de l'avion et la valeur sélectée par le pilote (consigne), puis constante lorsque cet écart dépasse une certaine limite. On dit alors que la boucle de pilotage est "saturée".

Dans le cas du vol de l'accident, cette valeur de saturation de l'ordre de variation d'assiette est de -1050 ft/mn. En effet le passage en configuration 2 avait induit par effet hypersustentateur une vitesse verticale positive de plus de 500 ft/mn alors même que l'équipage commandait une descente. Dans ce cas l'autorité du pilote automatique est augmentée (la valeur de saturation standard est de 350 ft/mn).

Ce principe de saturation a la conséquence suivante: que l'on sélectionne (dans ce cas) une vitesse verticale négative de 1050ft/mn ou de 6000ft/mn (valeur maximum sélectable), l'allure du début de la mise en descente est identique, et la mise en descente s'effectuera avec la même accélération verticale, bien que l'avion ne soit pas piloté en facteur de charge dans cette phase (variation du facteur de charge voisine de 0.12/0.13g dans ce cas). Seule la durée de l'accélération sera différente.

A l'approche de la valeur sélectée, le pilote automatique commande une variation d'assiette dans le sens inverse de la précédente. On dit que la boucle de pilotage automatique "désature". Cette désaturation se produit donc 1050ft/mn avant la valeur cible, soit à -2250 ft/mn si la valeur sélectée était de -3300 ft/mn. Elle se traduit par un à-coup sur la gouverne de profondeur, l'apparition d'une variation rapide d'environ + 0,1 g sur l'accélération verticale, une cassure de l'allure de l'assiette, et une courbe de vitesse verticale arrondie.

Note : La vitesse verticale enregistrée sur le QAR est une vitesse verticale barométrique (Vz). Afin d'obtenir ce même paramètre, la vitesse verticale barométrique calculée par la simulation est obtenue en affectant la vitesse verticale géométrique du coefficient de correction de température: [1 - (T°-TISA) / T°].

L'analyse de la structure des lois de pilotage en mode FPA conduit à des constatations analogues. La variation d'assiette longitudinale commandée par le pilote automatique est saturée lorsque l'écart entre l'angle actuel et l'angle sélecté dépasse une certaine limite.

Dans le cas du vol de l'accident, cette valeur de saturation de l'ordre de variation d'assiette est de 585 deg*kt. En effet le passage en configuration 2 avait provoqué un angle de montée de plus de 1,5° alors même que l'équipage commandait une descente. Comme dans le mode VS, l'autorité du pilote automatique est augmentée dans ce cas: la valeur de saturation standard est de 195 deg*kt sinon.

La désaturation se produit donc dans les mêmes conditions 585 deg*kt avant la valeur cible, soit 3.4° avant l'angle sélecté (compte-tenu de la vitesse sol de 170 kts). Si la valeur sélectée était de 9°9 et si on convertit ces données en vitesse verticale, on trouve que le point théorique de désaturation en mode FPA correspond à une Vz de 1965 ft/mn. Ce point se traduira par les mêmes phénomènes que la désaturation en mode VS : on peut observer un à-coup sur la gouverne de profondeur, et l'apparition d'une variation rapide d'environ + 0,1 g sur l'accélération verticale.

La simulation numérique prédit par conséquent un point de désaturation situé nettement plus tôt dans le temps en mode FPA (Vz= -1964 ft/mn) que dans le cas du mode VS (Vz= -2250 ft/mn). Le calcul d'erreur montre que cette discrimination résiste aux erreurs possibles (un décalage d'un cycle de calcul de la loi de pilotage (180 ms) entraîne une erreur de 36 ft/mn ; une erreur de +/- 5 kts sur le module de la vitesse sol entraîne une erreur de 80 ft/mn).

Note : L'angle de descente (FPA) est obtenu par le calculateur à partir de la vitesse verticale baro-inertielle (VzBI) par la formule suivante :

tangente(FPA) = VzBI/Vsol

où Vsol est la vitesse sol de l'avion calculée par intégration des accélérations mesurées suivant l'axe "nord" et l'axe "est" par les IRS.

La vitesse verticale baro-inertielle n'est pas enregistrée. Cependant son mode de calcul est tel que cette vitesse verticale est égale à la vitesse verticale barométrique pour les dynamiques lentes. C'est le cas entre les temps 3015 et 3035 et on peut donc assimiler la vitesse verticale enregistrée sur le QAR et celle qui était prise en compte pour le calcul du FPA.

Le point de désaturation correspondant aux symptômes décrits plus haut est repérable sur l'enregistrement QAR au temps 3027. La vitesse verticale moyenne au voisinage de cet instant est de l'ordre de -2250 ft/mn (plutôt supérieure). Ce point correspond donc à la prédiction de la simulation pour le mode VS.

L'analyse des données enregistrées par le QAR a permis d'établir qu'aucun changement de référence entre les couples HDG/VS et TRK/FPA n'était intervenu à partir de la mise en virage retour sur ANDLO.

La comparaison des données enregistrées avec les résultats des simulations numériques, et notamment la valeur de la vitesse verticale atteinte et la comparaison des points de désaturation de la loi de pilotage vertical, montrent avec une grande cohérence d'ensemble que la référence active était presque certainement HDG/VS.

La recherche en simulation de valeurs aussi proches que possible des valeurs enregistrées conduit à établir comme probables les événements suivants:

• vent moyen en cours d'approche: de l'ordre de 20 kts du 074° environ;


• sélection du cap 090° au temps généré 2902


• sélection du cap 051° entre les temps généré 2902 et 2977 (probablement après 2945);


• sélection du cap 066° au temps généré 2986;


• sélection du cap 071° au temps généré 3000;


• activation du mode VS au temps généré 3005;


• prise en compte par le pilote automatique d'une vitesse verticale de consigne d'au moins -1050 ft/mn avant le temps généré 3009;


• entre les temps 3009 et 3026, l'écart entre la vitesse verticale de l'avion et la consigne était d'au moins -1050 ft/mn;


• à partir du temps 3026, la consigne de vitesse verticale valait -3300 ft/mn.

Pour ceci la commission a interrogé les compagnies exploitant l'A320, soit directement soit par l'intermédiaire des autorités de l'aviation civile des pays étrangers. Des recherches similaires ont également été réalisées par Airbus-Industrie.

117.621 - Incident de la compagnie British Airways de juillet 1988: plus probablement d'origine technique: voir § 117.631.

117.622 - Lors d'une approche d'un A320 de la compagnie Air France vers l'aérodrome de Dusseldorf, l'équipage exécute une procédure ILS sans radio-alignement de descente. L'avion évolue en IMC, pilote automatique engagé. Pour l'approche finale, le commandant de bord a l'intention de commander la descente en mode FPA 3°. Environ 30 secondes après le début de descente effectué à 2860 pieds, le GPWS retentit en modes 1 et 2. L'avion est alors à 1100 pieds de hauteur. Le pilote automatique et l'automanette sont débrayés, les aérofreins sont déployés pour résorber l'excès de vitesse. La hauteur minimale atteinte a été de 630 pieds. L'avion remonte à 1250 pieds. La finale est stabilisée à 500 pieds. Le rétablissement de l'avion s'est fait en conditions météorologiques de vol à vue.

Le commandant de bord a déclaré que lorsque le GPWS a retenti, il a noté que l'avion descendait à 3000 pieds par minute et que le mode HDG-VS était actif. Il considère qu'il a probablement oublié de changer de mode avant la mise en descente.

Cet incident avait été étudié par la commission d'analyse des vols de la compagnie en juillet 1990. Il n'était pas connu des services officiels ni du constructeur.

117.623 - L'incident suivant est issu du système de rapport confidentiel américain. (Avant l'accident du F-GGED, cet événement n'était pas connu du constructeur ni des services officiels. De plus, dans le rapport confidentiel, le type d'avion est désidentifié. C'est l'analyse qui amène à conclure que l'avion impliqué était très probablement un A320).

Lors d'une approche LLZ à San Diego, l'équipage d'un A320 fait une confusion de mode (VS au lieu de FPA) et sélecte 3000 pieds par minute au lieu de 3°. L'équipage détecte son erreur, et tout en conservant le mode VS, ajuste la valeur à 1200 pieds par minute. L'équipage oublie de stabiliser l'avion au palier spécifié à 2000 pieds. La descente est poursuivie en dessous de la hauteur minimale publiée pour cette approche. L'équipage détecte l'erreur et réajuste son approche en conditions de vol à vue.

117.624 - Environ deux mois après l'accident du F-GGED ,un A320 de la compagnie Air Inter effectue une approche VOR DME vers l'aérodrome de Nantes. Après avoir commandé la descente, le commandant de bord remarque un accroissement de la vitesse indiquée. Un contrôle des paramètres lui permet de détecter qu'il a omis de passer le mode en FPA et que l'avion descend en mode Vs avec une valeur affichée au FCU correspondant numériquement à celle du FPA qu'il souhaitait commander. Pour corriger la situation, il appuie sur le bouton de changement de mode ce qui, compte tenu de la logique du système, n'a eu aucun effet (un tel changement de mode fige la valeur de consigne en FPA sur la valeur instantanée du plan de descente avec un maximum de 9.9°). Il détecte de nouveau le caractère anormal de la situation par la persistance de l'accroissement de vitesse. Un nouvel examen des paramètre montre que celui-ci est en mode FPA mais avec une valeur de 9.9°. La situation est restaurée en affichant FPA 0, environ une minute après le début de descente finale, jusqu'à avoir retrouvé le plan nominal. L'événement s'est déroulé en conditions de vol à vue.

117.625 - Incident de la compagnie Air France, (peut-être également d'origine technique, voir § 117.634).

Un équipage d'Air France a rapporté qu'une simple rotation de sélecteur VS avait provoqué l'engagement du mode sans que le pilote ait tiré sur le bouton. Cet incident peut recevoir une explication de type opérationnel. En effet, par conception, l'exécution d'un palier en affichant VS=0 conduit à l'affichage du mode ALT au FMA au lieu de VS au bout de quelques secondes. La simple rotation du rotacteur VS-FPA conduit alors à mettre l'avion en montée ou en descente, sans avoir à tirer le rotacteur.

117.631 - En juillet 1988, un A320 de la compagnie British Airways effectue une approche LLZ (localizer : radio-alignement de piste) vers l'aérodrome de Gatwick. L'avion évolue en IMC, pilote automatique engagé. Le commandant de bord commande la descente en mode FPA (selon son témoignage). Le GPWS retentit en modes 1 (taux de descente excessif) et 2 (taux excessif de rapprochement du sol). Une remise de gaz est exécutée. L'appareil est descendu jusqu'à une hauteur d'environ 500 pieds.

L'analyse des paramètres de vol a montré que cette descente avait en fait été exécutée en mode VS. De son côté, le commandant de bord affirme avoir commandé la descente en FPA. A cette époque, la version de logiciel du FCU rendait possible une telle réversion de mode. Ce dysfonctionnement avait été corrigé et le FCU S/N 200 monté sur le F-GGED avait subi cette modification.

Les éléments d'analyse de cet incident disponibles n'ont pas permis de déterminer s'il s'agissait d'une réversion de mode due à un défaut de logiciel corrigé depuis, ou d'une confusion de l'équipage dans la sélection de la référence de trajectoire.

117.632 - Des faux contacts de boutons-poussoirs carrés du FCU (LOC, APPR, AP, ...) ont été signalés : bien que le bouton soit enfoncé le mode sélecté ne s'engage pas.

117.633 - Des cas de dysfonctionnements des boutons de commande du FCU et des défauts d'affichage (barrettes LCD hors service) ont été signalés et confirmés.

117.634 - Un équipage d'Air France a rapporté qu'une simple rotation de sélecteur VS avait provoqué l'engagement du mode sans que le pilote ait tiré sur le bouton. Cet incident peut être compris comme une anomalie technique dans le comportement du rotacteur. (Cet incident peut également recevoir une explication de type opérationnel: cf 117.625).

117.635 - En ce qui concerne le traitement des commandes effectuées à partir du FCU, Air Inter a signalé en septembre 1992 des cas de corruption de la valeur de vitesse verticale sélectée par l'équipage. A trois reprises, sur le même avion et de façon aléatoire le pilote automatique a stabilisé l'avion à une vitesse verticale différente de celle affichée au FCU.

Ces événements concernaient le FCU S/N 137. Les expertises réalisées ont montré qu'ils étaient dus à un défaut de fonctionnement de certains composants de mémoire RAM d'une carte ARINC (transfert de données) du FCU.

117.636 - Airbus Industrie a dressé la liste des anomalies de pilote automatique qui lui ont été rapportées et qui ont été attribuées ou qui pourraient être attribuées à un mauvais fonctionnement du FCU.

Seize cas ont été recensés entre juillet 1989 et septembre 1992. Parmi ces seize cas, celui signalé par Air Inter (voir § précédent) est formellement attribué à un défaut d'une mémoire RAM du FCU.

Un événement similaire au cas Air Inter, survenu au cours d'une approche effectuée en mode FPA, a été rapporté par l'équipage d'une autre compagnie.

Parmi les autres événements signalés à Airbus Industrie on relève des cas de non capture de niveau (ou d'altitude) sélecté.

Les cas signalés par d'autres exploitants de l'A320 se retrouvent dans ceux cités ci-dessus.

Ce paragraphe ne reflète que les événements qui ont été, même tardivement rapportés.Il est très probable qu'il ne soit pas exhaustif tant en ce qui concerne les événements d'origine opérationnelle que les événements d'origine technique. (Le problème du "retour d'expérience" est développé au § 118.6).

De plus les événements cités aux § 117.621 et 117.623 n'ont pas fait l'objet d'une étude précise; ils sont donc connus d'une façon incomplète.

Afin de tenter d'identifier les manoeuvres effectuées par l'équipage sur les instruments de navigation et sur le FMS de l'avion, un simulateur de vol d'Air Inter a été utilisé. Seuls sont exposés ici les éléments de cette simulation qui sont relatifs à la dernière phase du vol, après le survol de STR.

Toutes les possibilités qui ont pu être envisagées ont été explorées. On notera que l'incertitude concernant les actions de l'équipage a empêché d'établir formellement quelles étaient les données "plan de vol" affichées sur l'écran de navigation du commandant.

C'est au moyen de son MCDU que, selon toute vraisemblance, le commandant avait sélectionné une approche ILS 23 à Strasbourg lors de la préparation du vol à Lyon. Puis, au cours du vol, le copilote a sélectionné l'approche VOR DME 05. Et aux environs de LUL (Luxeuil), le commandant a de nouveau sélectionné une approche ILS 23.

L'avion vient de passer STR et effectue son virage à gauche vers le cap 230. Au temps QAR 2660 la fréquence de l'ILS 23 disparaît de l'enregistrement QAR. C'est probablement à ce moment qu'un membre de l'équipage (sans doute le commandant, compte tenu du CVR) a sélectionné la piste 05.

Le choix proposé au MCDU est le suivant : "VOR 05" ou "05". Puisque le VOR STR n'était pas déclaré hors fonctionnement le commandant a très probablement sélectionné "VOR 05".

En ce qui concerne le choix de l'arrivée, trois cas doivent être envisagés:

- pas de sélection de STAR (Standard Arrival);

- sélection de "NO STAR" (même résultat que le choix précédent);

- "LUL 05";

Compte tenu de la position de l'avion, il est difficile de préciser l'option choisie par l'équipage.

Enfin, en ce qui concerne le choix des "VIAS", là encore, trois cas sont possibles:

- non sélection de la touche "VIAS";

- sélection de la touche "VIAS" et insertion d'un "NO VIA" (même résultat que le choix précédent);

sélection de la touche "VIAS" puis insertion d'un "VIA SE". Dans ce cas le plan de vol comportera le point SE.

Conclusion :

Il est très probable qu'après le survol de STR, le commandant a sélectionné une "VOR 05" avec comme configuration d'arrivée "NO STAR" ou "STAR LUL05", et "VIA SE" ou "NO VIA".

Pour déterminer quels repères étaient affichés sur les écrans de navigation après l'insertion "VOR 05" différentes combinaisons ont été simulées, selon les actions envisagées du pilote depuis le moment où il avait reçu l'instruction de se diriger vers ANDLO (voir CVR, temps 2215).

La conclusion de la simulation est la suivante:

L'insertion d'une piste 05 au MCDU après STR fait apparaître en finale les tronçons ANDLO - STR07 - LFST05, hormis dans le cas suivant: à partir du plan de vol ILS 23 STAR LUL23 via SE, insertion d'un DIR TO ANDLO et suppression d'OBORN et de la discontinuité puis insertion d'une VOR 05 no via.

Le plan de vol final devient alors suivant les essais, soit ANDLO - STR07 - LFST05, soit STR07 - LFST05, soit un tronçon de la remise de gaz. Il n'a cependant pas été possible de déterminer si cette anomalie était ou non liée à l'interface "simsoft" du simulateur d'Air Inter (le calculateur FMGC lui-même est un calculateur avion réel).

Une connaissance la plus précise possible de la trajectoire suivie par le F-GGED dans les dernières minutes de vol et particulièrement lors du dernier virage et de l'approche finale était nécessaire pour plusieurs raisons:

• évaluation du fonctionnement des systèmes de navigation au sol (stations VOR et TACAN), à bord (VOR, DME, FMGC);
• compréhension fine des actions de l'équipage et analyse de sa charge de travail;
• évaluation du comportement d'un éventuel système GPWS, dans les circonstances du vol du F-GGED.

• la trajectographie issue de l'enregistrement des coordonnées de l'avion calculées par le FMGC 1 jusqu'au temps QAR 2799,


• puis la trajectographie obtenue par application d'une technique de suivi de terrain entre les temps QAR 2800 et 3045,


• et, pour les vingt dernières secondes du vol, la trajectographie obtenue par recalcul de la trajectoire finale de l'avion à partir des paramètres qui ont pu être lus sur la bande endommagée du QAR.

En ce qui concerne la datation des coordonnées enregistrées sur le QAR, il faut noter que la latitude et la longitude sont enregistrées une fois toutes les 4 secondes, avec un délai moyen de 5 secondes pour la latitude et de 6 secondes pour la longitude. Ces délais sont dus aux temps d'exploitation et de transmission par les calculateurs DMC et FDIU. Ils ont été pris en compte lors de la synchronisation de ces coordonnées avec celles déterminées par application de la technique dite de "suivi de terrain".

Cette trajectographie a été obtenue en exploitant la hauteur radioaltimétrique, la vitesse, le cap et l'altitude de l'avion enregistrés chaque seconde sur le QAR.

Les paramètres de vol cités ci-dessus ont été corrélés avec les données d'une carte géographique du relief d'échelle 1/25000^ième. Des points caractéristiques du relief tourmenté survolé par le F-GGED à partir du temps QAR 2800 ont permis de valider la trajectographie et d'en estimer la précision à environ 100 mètres. En conséquence, on estime que cette trajectographie peut être retenue comme référence pour cette partie du vol.

A contrario, la méthode est inefficace lorsque le terrain est plat, c'est-à-dire dans la phase du vol avant le temps QAR 2800.

La comparaison des trajectographies radars avec la trajectoire FMGC1 est satisfaisante. Cependant les trajectoires radar sont insuffisamment précises en elles-mêmes pour être utilisées comme base de travail.

La trajectographie issue du calcul de coordonnées FMGC1 a été comparée à la trajectographie "radiosonde" pour la partie du vol où cette dernière est retenue comme référence. L'écart latéral maximum constaté est d'environ 0,15 NM (280m ).

Le calcul de position par le FMGC 1 ne présente donc pas d'anomalie.

Pour les dernières secondes du vol, l'endommagement de la bande QAR n'a pas permis de disposer des paramètres nécessaires à la reconstitution "radiosonde" ou "FMGC". En revanche, la faible durée du vol considérée a permis de déterminer la trajectoire d'un avion simulé, à partir des paramètres de configuration et de vitesse qui ont pu être lus.

Comme les autres A320 d'Air Inter à la date de l'accident, le F-GGED n'était pas équipé de GPWS. Compte-tenu des circonstances générales de l'accident qui le classent dans la catégorie "vol piloté dans le relief", on a procédé à une étude des réactions qu'aurait pu avoir un tel équipement si l'avion en avait été doté.

A la date de l'accident, seule la version Mark III du GPWS était certifiée sur A320 (la version Mark V a été certifiée sur A320 le 10 mars 1992). On a donc considéré pour cette étude de simulation les caractéristiques et performances de la version Mark III, mais les différences obtenues avec la version Mark V sont cependant indiquées le cas échéant.

117.921 - Principes

Cet équipement élabore un certain nombre de domaines de déclenchement d'alarmes spécifiques annonçant un risque de collision avec le sol survolé. Il travaille à partir d'une information primaire, la hauteur radio-altimètrique, dont il déduit par différenciation une vitesse de rapprochement du sol. Ceci a pour corollaire que le GPWS ne "voit pas au devant de l'avion".

Il exploite également des informations complémentaires telles que vitesse air, altitude et vitesse verticale barométriques, et écart par rapport au glide.

D'autres informations, provenant de capteurs témoignant de la configuration avion (train, volets), déterminent des sous-modes de fonctionnement, à l'intérieur des domaines primaires.

117.922 - Commandes et contrôles

L'installation se compose d'un calculateur et d'un tableau de commandes et contrôles, comportant en général:

• un voyant lumineux témoignant d'une alarme GPWS, associée à l'alarme sonore caractéristique du mode activé,


• un ou plusieurs poussoirs servant:
• à inhiber le système;


• à inhiber certaines alarmes spécifiques qui deviendraient systématiques en cas de configuration de vol anormale (becs,volets) identifiée.

Le GPWS détecte plusieurs cas de rapprochement dangereux avec le sol, qui donnent lieu à plusieurs modes de fonctionnement. Sur A320 les modes disponibles sont les suivants:

Mode 1: détecte un taux de descente barométrique (vario) excessif. Critères de taux modulés en fonction de la hauteur.

Mode 2: Taux de rapprochement excessif du sol. La hauteur radiosonde et sa dérivée sont utilisées. Le domaine est modulé suivant hauteur et vitesse.

Note : les derniers équipements Mark V et Mark VII modifient les seuils d'alerte des modes précédemment cités, en particulier le mode 2, en fonction de la vitesse de rapprochement du relief et de la hauteur, et éventuellement de la piste utilisée sur un plus grand nombre d'aéroports que la version Mark III, afin d'éviter au maximum les alarmes non justifiées.

Mode 3 : Perte d'altitude après décollage.

Mode 4 : Configuration anormale (trains, volets rentrés...) en fonction de la hauteur et de la vitesse.

Mode 5 : Passage sous le plan de descente ILS.

Mode 6 : Minimum. Ce mode n'est pas installé sur A320, car il ferait double emploi avec l'autocall-out du radio altimètre.

Les modes ne possèdent pas de prépondérance les uns par rapport aux autres. Seules les alarmes qu'ils déclenchent sont soumises à un ordre prioritaire:

1." Whoop-Whoop, Pull UP" Modes 1 et 2

2. "Terrain" Mode 2

3. "Too Low Terrain" Mode 4

4. "Too Low Gear" Mode 4

5. "Too Low Flaps" Mode 4

( 6. "Minimums" Mode 6)

7. "Sink Rate" Mode 1

8. "Don't Sink" Mode 3

9. "Glideslope" Mode 5

Les alarmes sont sonores et visuelles. Détaillons les modes 1 et 2, pour ce qui est du GPWS du modèle Mark III.

117.924 - Fonctionnement en mode 1 vario excessif en descente

A partir de deux informations - vario et hauteur radio-altimètrique - le GPWS détermine un domaine de déclenchement d'alarmes.

Ce domaine comporte 2 parties, correspondant au déclenchement de deux alarmes différentes :

. "Sink Rate",

. "Pull Up".

Le croquis ci-après donne les domaines de fonctionnement des deux alarmes, compte tenu d'une temporisation de 0,8 s pour le domaine Sink Rate, 1,6 s pour le domaine Pull Up.

117.925 - Fonctionnement en mode 2 rapprochement excessif du sol

L'alarme "Terrain terrain pull up" est déclenchée à partir d'un domaine variable, à partir de 1650 ft jusqu'à 2450 ft, suivant la vitesse air de l'avion et sa configuration.

L'alarme est automaintenue : si l'avion ne monte pas d'au moins 300 pieds barométriques, ou si le train n'est pas sorti, les signaux sonores et visuels continuent. Dans ce cas l'équipage peut couper uniquement l'alarme sonore par le bouton "Emergency audio cancel"; une nouvelle condition d'alarme réactivera l'alarme sonore. Par ailleurs il peut inhiber complètement le GPWS par la commande de contrôle du système, le réarmement étant possible au cours du vol, avec réactivation de l'alarme précédente, sonore et visuelle, mémorisée.

Les procédures d'utilisation du GPWS varient d'une compagnie à l'autre et en fonction du type d'avion. Elles prennent généralement en compte la nécessité d'une réaction rapide pour ce type d'alarme, et la lutte contre les alarmes non justifiées.

Les procédures les plus détaillées distinguent généralement plusieurs cas :

• si l'alarme n'est pas identifiée de manière immédiate et évidente comme une alarme non justifiée, il est demandé une procédure d'évitement, avec une mise en montée maximale jusqu'à la fin de l'alarme.


• en conditions IMC ou de nuit, toute alarme du type "whoop whoop Pull Up", "terrain", "Too Low Terrain", doit entraîner une action immédiate de mise en montée maximale.


• les alarmes différenciées comme "too low flaps", "too low gear", "sink rate", "glide slope" doivent donner lieu à une action corrective sans délai.


• en conditions météorologiques de vol à vue (VMC) et de jour, la décision peut appartenir à l'équipage.

On a procédé, sur ordinateurs et sur matériels réels, à des simulations du comportement d'un GPWS alimenté par les paramètres de vol tirés du QAR du F-GGED, le long de la trajectoire de référence définie au § 117.8.

Il convient de remarquer que ce type de simulation obtenue à partir d'échantillonnages de paramètres prélevés toutes les secondes, ne peut prétendre à une précision temporelle meilleure que une à deux secondes. Cette précision est bien suffisante compte tenu de celle avec laquelle peut être appréhendée la durée moyenne des délais de réaction des opérateurs humains.

En version Mark III on obtient une alarme (Terrain Pull Up) peu avant le virage de procédure, une autre au milieu de ce virage ; ces alarmes ne correspondent pas à un risque réel. Elles sont automaintenues et durent jusqu'à la sortie du train. Il est à noter qu'une simulation effectuée à une vitesse de moins de 200 noeuds voit disparaître ces alarmes.

Lors de la descente finale, environ 18 secondes avant l'impact, apparaît une alarme "Terrain Terrain", suivie deux secondes plus tard d'une alarme "Whoop Whoop Pull up" répétée jusqu'au moment de l'accident :

En version Mark V, seules les alarmes de la descente finale subsistent, à des moments sensiblement identiques.

Pour effectuer une remise de gaz, le pilote positionne les manettes de poussée dans le cran TO/GA (Take Off/Go-Around).

Si le pilote automatique est engagé, le mode Go Around est alors automatiquement engagé et la ressource s'effectue sous un facteur de charge d'environ 1,3 g atteint au bout de 1,5 seconde environ. Si le pilote le souhaite, il lui est possible de reprendre la main, par exemple en appliquant une déflexion sur le manche. Le pilote automatique se déconnecte alors et on est conduit au cas suivant.

En mode manuel, la ressource est commandée par action sur le manche vers l'arrière et en plaçant les manettes de puissance dans le cran TO/GA. Volets sortis, le facteur de charge obtenu en ressource par totale déflexion du manche vers l'arrière est égal à 2 g. Toutefois dans ce mode, si le pilote suit les ordres du directeur de vol, la ressource effectuée sera comparable à celle conduite par le pilote automatique, c'est-à-dire sous un facteur de charge voisin de 1,3 g.

Une simulation de manoeuvre d'évitement en remise de gaz automatique, dans les conditions de l'avion dans la phase finale du vol, a été réalisée. Sans prendre en compte un temps de réaction de l'équipage, cette simulation montre que le temps nécessaire pour passer de 3300 ft/mn à une vitesse verticale nulle est d'environ 7 secondes et que la perte de hauteur est d'environ 230 ft (70 m). Le profil de la trajectoire simulée est reproduit ci-dessous.

La remise de gaz effectuée en mode manuel avec déflexion maximale du manche vers l'arrière permet de réduire à environ 5 secondes le temps nécessaire pour passer de 3300 ft/mn à une vitesse verticale nulle.

Les exigences de navigabilité relatives au poste de pilotage, comme celles couvrant les autres domaines de la certification, ne visent pas à obtenir le meilleur arrangement possible ( dans la mesure où cette notion aurait un sens), mais à définir des objectifs minimaux, qui sont essentiellement:

• ménager un niveau de confort (notamment vis à vis des intempéries), permettant à l'équipage d'effectuer ses tâches sans effort, concentration ou fatigue déraisonnables;


• ménager une visibilité extérieure suffisante.


• minimiser les risques de confusion dans l'utilisation des commandes, notamment par standardisation de la forme et du mouvement des commandes primaires de pilotage;


• minimiser les ambiguïté dans les informations fournies à l'équipage;


• permettre à l'équipage minimal de conduite d'exercer ses fonctions sans charge de travail excessive (fatigue, concentration).

L'Airbus A 320 a été certifié par les autorités françaises, anglaises, néerlandaises et allemandes sur la base d'un ensemble commun d'exigences de certification, ou "bases communes de certification", comprenant le règlement JAR 25 jusqu'à l'amendement 11 (sauf JAR 25.207 restant jusqu'à l'amendement 10) et les ACJS correspondantes, des conditions techniques complémentaires (JAR AWO), et des conditions spéciales avec des éléments d'interprétation.

Les exigences réglementaires applicables aux aspects ergonomiques du poste de pilotage de l'A320 examinés dans le cadre de la présente enquête sont essentiellement données par les extraits suivants de ces bases communes de certification:

"(a) Chaque compartiment de pilotage et son équipement doit permettre à l'équipage minimal de vol (établi selon le JAR 25.1523) d'accomplir son service sans concentration ou fatigue déraisonnable.

"(a) Chacune des commandes de la cabine de pilotage doit être située pour en permettre une utilisation commode, et pour éviter la confusion et l'utilisation par inadvertance. (Voir ACJ 25.777 (a))

(g) Les boutons de commandes doivent avoir une forme telle qu'elle empêche la confusion. Les boutons doivent être de la même couleur et cette couleur doit contraster avec la couleur des boutons de commande ayant d'autres buts et avec la cabine de pilotage environnante."

"Tous les instruments de vol et de navigation doivent avoir des caractéristiques convenables pour emploi sur l'avion particulier considéré. La présentation doit être claire et non ambiguë."

"Des informations d'avertissement doivent être fournies pour alerter l'équipage sur des états de fonctionnement dangereux d'un système, et lui permettre de prendre toute mesure appropriée. Les systèmes, les commandes, et les moyens associés de surveillance et d'avertissement doivent être conçus pour réduire au minimum les erreurs de l'équipage qui pourraient créer des dangers supplémentaires."

Ce document définit les moyens acceptables de conformité (Acceptable Means of Compliance) pour la certification des EFIS. Il contient des exigences générales valables pour tous les écrans CRT (Cathode Ray Tube) et qui concernent la lisibilité, la stabilité, la brillance, la colorimétrie, la fiabilité de l'image et la reconfiguration des affichages en cas de panne. La symbologie fait l'objet du paragraphe 2.1.4 de ce document. Les affichages concernant plus particulièrement les paramètres de vol et de navigation font l'objet du paragraphe 3 de ce document. Ce paragraphe contient en particulier des dispositions qualitatives concernant la présentation de l'information.

" Des moyens doivent être fournis pour indiquer à l'équipage le mode actif et tous les modes armés par le pilote. La position du bouton de sélection de mode n'est pas un moyen acceptable d'une telle indication".

Cette réglementation définit des exigences qui peuvent concerner soit directement la conception de l'avion (elles définissent alors comment doit être conçue telle ou telle de ses composantes), soit le résultat à obtenir (elles définissent alors des objectifs généraux à satisfaire).

La conformité aux exigences directes de conception (par ex: forme d'un bouton, sens de déplacement d'une commande) est en général assez simple à évaluer car elle laisse peu de place à l'interprétation. Elle est déterminée par des constatations directes sur des plans ou des descriptions, par des examens de maquettes ou des visites de cockpit par des ingénieurs et pilotes.

La réglementation par les objectifs vise à assurer certains résultats généraux (par ex : JAR 25.777(a) "Chaque commande du poste de pilotage doit être localisée de manière à permettre une utilisation commode et empêcher la confusion et l'utilisation par inadvertance.").

La détermination de conformité à ce type d'exigences repose aujourd'hui sur des évaluations qualitatives fondées sur l'expérience, à travers l'avis de plusieurs pilotes expérimentés. L'évaluation "statique" du poste de pilotage est alors complétée par une évaluation dynamique "en situation". Pour cela, un ensemble de scénarios opérationnels réalistes composés d'une combinaison de pannes simulées et d'événements intérieurs (par ex : incapacité d'un pilote) et extérieurs (par ex : déroutement) est introduit dans des vols en ligne, réels ou simulés, effectués par des équipages de pilotes d'essais et/ou des pilotes de ligne familiarisés avec l'avion.

L'évaluation de conformité dans ces conditions fait appel au jugement de ces mêmes pilotes et à celui d'observateurs qualifiés qui suivent le vol en notant les faits significatifs. Pour conforter la valeur de ces avis, chaque scénario est joué plusieurs fois avec des équipages différents. Ces évaluations sont complétées par les constatations faites au cours d'autres vols de certification, notamment ceux de certification du système de pilotage automatique.

Les moyens d'évaluation de conformité décrits ci-dessus ont été mis en oeuvre de la façon suivante pour la certification de l'A320:

118.141 - Inspection du poste de pilotage.

Une inspection du poste de pilotage a été conduite sur les avions numéro 3 (à Toulouse le 15 décembre 1987) et numéro 4. Ses conclusions sont consignées dans le document intitulé "Cockpit Inspection Report" et référencé 000190P0002/C07.

Ces conclusions indiquent que l'examen de l'avion numéro 3 a montré la conformité à la plupart des exigences réglementaires référencées, sauf pour quelques points demandant modification ou pour lequel un complément d'études est nécessaire. C'est le cas du FCU dont l'appréciation a été différée jusqu'à la campagne de vols en équipage minimal. Les résultats de ces vols ont permis aux autorités de certification de conclure à l'acceptabilité du FCU (voir résultats ci-dessous).

118.142 - Essais en vol de certification.

L'ergonomie du poste de pilotage a été évaluée par des équipages composés d'un pilote du constructeur et d'un pilote d'une des quatre autorités de certification, au cours d'essais conduits en vol et au simulateur dans une grande variété de conditions de fonctionnement. Les conclusions de ces évaluations sont consignées dans le document intitulé "Cockpit Flight Report" et référencé 000190P004/C06.

118.143 - Vols de démonstration de l'équipage minimal de conduite.

La démonstration de certification de l'A320 avec son équipage minimal de conduite a donné lieu à une campagne composée de 20 vols au simulateur et de 50 vols réels, effectués par 4 équipages différents sur une douzaine de scénarios potentiellement générateurs d'une charge de travail importante (introduction de pannes et conditions opérationnelles sévères).

Les conclusions de ces évaluations sont consignées dans les documents intitulés "Dynamic Workload Analyses - Simulator Campaign - Analytical Workload Calculations" (référence 00D102A0001 C0S) et "Dynamic Workload Analyses - Flight Campaign - Analytical Workload Calculations" (même référence).

Chaque vol y est décrit par le contenu du scénario, l'histogramme de la charge de travail évaluée par l'équipage et l'observateur, et le journal des événements significatifs.

Une analyse des erreurs commises par les équipages figure dans le rapport CEV n°14/CEV/IS/SE/AV.

Ont été retenues comme "erreurs de l'équipage" les actions (ou non-actions) des équipages déviant de celles normalement reconnues comme conformes aux règles de l'art de la profession en la matière. Selon le document cité, l'analyse de ces erreurs a été faite en vue de détecter celles qui pourraient justifier des actions correctives sur les procédures, les check-lists, ou l'avion.

A cette fin, les erreurs recensées au cours des vols au simulateur ou des vols réels ont été classées selon les deux critères suivants:

• un critère de gravité:

• un critère de causalité:

Pour l'ensemble des 50 vols réels effectués, 81 erreurs ont été notées par les observateurs, avec le classement suivant:

- 63 erreurs classées M (87,8%)

- 17 erreurs classées I (21%)

- 1 erreur classée S (1,2%)

Après analyse, les origines et les causes de ces erreurs ont été classées comme suit :

- 37 erreurs classées A

- 16 erreurs classées C

- 11 erreurs classées A/C

- 12 erreurs classées E

- 5 erreurs déclassées

Pour l'ensemble des 20 vols effectués au simulateur, 16 erreurs ont été notées par les observateurs, avec le classement suivant :

- 13 erreurs classées M (81,3%)

- 3 erreurs classées I (18,7%)
Après analyse, les origines et les causes de ces erreurs ont été classées comme suit :

• 3 erreurs classées A


• 2 erreurs classées C


• 2 erreurs classées A/C


• 1 erreur classée C/E


• 7 erreurs classées E

Ce recensement des erreurs commises par les équipages, ainsi que les commentaires et observations recueillies au cours des vols et lors des débriefings effectués après chaque étape par les pilotes et les observateurs des services officiels, ont été utilisés pour clarifier, préciser et améliorer la présentation aux équipages des procédures, des check-lists des messages de l'ECAM, et de la MMEL.

En revanche, l'analyse qui a été faite de ces erreurs n'a pas conduit à une remise en cause de l'ergonomie, ou de certains aspects de l'ergonomie du poste de pilotage présenté à la certification.

Notamment, elle n'a pas fait ressortir d'erreur ou de confusion dans l'utilisation des modes de pilotage ou dans les informations présentées à l'équipage qui aient été attribuées à des caractéristiques inusuelles de l'ergonomie du poste de pilotage, y compris lorsque la charge de travail résultant des scénarios évalués était élevée.

Toutefois, au vu de la documentation de certification disponible, il n'est pas toujours possible de restituer avec certitude les modes utilisés au cours des essais.

118.144 - Vols d'endurance

La condition spéciale G17 "Operational proving flights" stipule "que doivent être réalisés tous les vols de tests estimés nécessaires par les autorités dans le but de déterminer si l'on a une assurance raisonnable que l'avion, ses composants et son équipement sont fiables et fonctionnent correctement".

Pour satisfaire à cette condition spéciale, une campagne d'endurance d'une centaine de vols a été effectuée par des pilotes des compagnies clientes en conditions opérationnelles réelles, sur un avion proche de la définition de série. Cette campagne a permis de recueillir l'avis d'un groupe de pilotes de ligne avant la certification, mais n'a toutefois pas fait l'objet d'un rapport de synthèse. L'expérience recueillie n'a pas conduit à remettre en cause un aspect quelconque de l'ergonomie du poste de pilotage.

La collision avec le sol ou l'eau d'un avion piloté est une des causes majeures de pertes de vies humaines en aviation de transport. On appelle ici vol piloté tout vol au cours duquel l'équipage n'a pas perdu le contrôle de l'avion, qui reste techniquement et aérodynamiquement pilotable. La probabilité de survie à un tel accident est très faible, du fait de la grande énergie cinétique et de la concentration de l'impact.

Une étude américaine fait état de 2705 vies perdues dans des vols pilotés contre le relief (CFIT: Controlled Flights Into Terrain), sur un total de 5675 dans la décennie 1979-1989 :

Worldwide Airline fatalities 1979-1989 by type of accident
Total : 5,675
(source Sunstrand)

L'ampleur du problème a conduit à la recherche de solutions spécifiques chargées d'avertir l'équipage d'un accident potentiel, alors que les autres sécurités, c'est à dire les procédures utilisées, l'instrumentation de bord, les alarmes existantes associées à la vigilance de l'équipage et du contrôle, n'ont pas été efficaces.

On désigne les solutions utilisées sous le vocable de systèmes avertisseurs de proximité du sol. On distingue d'une part les équipements embarqués tels que APS, GPWS (voir § 118.22) et GCAS (voir § 118.23) et d'autre part les systèmes au sol et à usage des contrôleurs tel que le MSAW (voir § 118.24).

Ces systèmes automatiques ont pour but le déclenchement d'une alarme lorsqu'un avion se rapproche dangereusement du sol.

118.221 - Le concept et son évolution

A la fin de la décennie 1960, un grand nombre d'avions de transport ont été équipés de radio-altimètres nécessaires aux approches de précision CAT II et CAT III.

Le radio-altimètre est un équipement embarqué autonome qui mesure la hauteur de l'avion par rapport au sol.

Ce capteur (radio-altimètre) permettait la liaison avec un calculateur d'alarme, qui à partir des informations radio-altimétriques de l'instant (hauteur instantanée du relief survolé) fournirait grâce à des enveloppes, une "prédiction" sur la future hauteur au-dessus du relief. Le concept du GPWS (ou APS, Avertisseur de Proximité du Sol) a été lancé par la compagnie scandinave SAS en 1969, et développé par bon nombre d'équipementiers qui pour des raisons multiples (et en particulier à cause du dépôt de brevet par Sundstrand) abandonnèrent. Seul le GPWS de Sundstrand perdura ce qui lui permit d'acquérir un monopole de fait.

En 1975, après l'accident d'un Boeing B727 à Washington, la flotte américaine entière a été équipée de GPWS suite au règlement FAR 121.360 de 1974. Selon des études américaines, et tout en tenant compte des difficultés inhérentes à ce type d'analyse effectuées a posteriori, une diminution du nombre d'accidents classifiés "vols pilotés contre le relief" pourrait être en partie attribuée au GPWS, et ce malgré ses défauts initiaux.

Plus précisément, durant les cinq années précédant 1975, les Etats-Unis ont connu une moyenne de 2,8 accidents de type CFIT par an. La période d'équipement de la flotte s'étend approximativement de mi-1974 à fin 1976. Le nombre d'accident de ce type chute alors nettement: 0 en 1975, 2 en 1976 et 1977, 1 en 1978, et zéro ensuite à l'exception des années 1985 (1) et 1989 (2).

Ces résultats de sécurité ont conduit en 1979 l'OACI à inclure dans ses normes l'emport d'un dispositif avertisseur de proximité de sol. L'annexe 6 relative à l'exploitation technique des aéronefs stipule en effet que lorsque "le certificat de navigabilité individuel original a été émis le 1er juillet 1979 ou après cette date, tous les avions à turbomachines dont la masse maximale au décollage certifiée dépasse 15 000 kg ou qui sont autorisés à transporter plus de 30 passagers seront dotés d'un dispositif avertisseur de proximité du sol". (Rappel : l'A320 entre dans cette catégorie d'appareils).

Lorsque le certificat de navigabilité individuel original a été émis avant le 1er juillet 1979, l'emport est seulement recommandé.

Les termes de l'annexe 6 de l'OACI précisent les caractéristiques générales auxquelles doit satisfaire le dispositif embarqué avertisseur de proximité du sol : il "devra pouvoir donner automatiquement en temps opportun à l'équipage de conduite un avertissement clair lorsque l'avion se trouve dans une situation qui peut être dangereuse du fait de la proximité de la surface terrestre".

Selon une étude de l'équipementier Sundstrand, à l'époque de l'accident du F-GGED, environ 95 % de la flotte mondiale répondant aux critères d'emport définis par l'OACI était équipée en GPWS.

De janvier 1983 à avril 1991, le système confidentiel de collecte de rapports d'incidents ASRS (USA) a dénombré 64 rapports d'équipages ayant vécu une alerte GPWS. Dans au moins 35 cas, c'est l'alerte GPWS qui a permis d'éviter l'accident.

L'équipement a connu dans ses premières versions des problèmes d'alarmes trop tardives, ou au contraire des alarmes intempestives ou injustifiées qui conduisaient les équipages à se méfier des alarmes produites par cet équipement. L'un ou l'autre de ces facteurs n'a pas permis au GPWS de jouer pleinement son rôle de dernière protection lors d'accidents ou d'incidents avec des avions équipés.

Pour recrédibiliser les alarmes GPWS, Sundstrand a dû améliorer son produit. Par modification des enveloppes, reprogrammation des alarmes, adaptation aux nouvelles technologies, il a ainsi produit successivement les versions Mark I, Mark II et Mark VII (en analogique), Mark III et Mark V (en numérique). Des mesures d'adaptation des procédures du contrôle aérien aux exigences du GPWS ont aussi été prises aux Etats-Unis.

Des études en vol auraient montré, d'après l'équipementier, un temps moyen de réaction salvatrice des équipages de 5 à 6 secondes après le déclenchement de l'alarme, pour des équipements MKII et III, et des pilotes non entraînés sous simulateur à l'utilisation du GPWS.

118.222 - La situation en France

Une campagne d'essais de l'équipement avait été effectuée par le CEV (Centre d'Essais en Vol) en 1975. Cette campagne avait été menée sans tenter d'adapter les procédures pour réduire les alarmes intempestives. Compte tenu, entre autre des capacités de régression de vitesse en approche de l'avion utilisé (le Mercure), les alarmes non représentatives de situations dangereuses ont été nombreuses.

En conséquence, prenant en compte notamment le taux constaté d'alarmes non justifiées, l'administration française a considéré que le GPWS apportait un gain pour la sécurité beaucoup moins positif que ce que déclaraient ses promoteurs.

De plus, elle a jugé la politique commerciale de Sundstrand très agressive, et ne souhaitait pas rendre obligatoire un dispositif protégé par un brevet industriel, et pour lequel un constructeur détenait donc un monopole de fait.

C'est tout le sens de la lettre faite à l'OACI en 1977 qui précise que l'emport du GPWS devrait avoir "au plus le statut de pratique recommandée", et non pas de norme. L'OACI ayant néanmoins pris la décision d'inclure l'emport du GPWS dans ses normes, la France avait, en 1978, notifié une différence. A la suite d'une enquête postérieure de l'OACI concernant les différences nationales, la France a répondu, par erreur, que sa réglementation ne comportait pas de différence avec l'Annexe 6. De ce fait, la mention d'une différence française sur ce point a disparu de l'Annexe 6.

L'élaboration d'une réglementation opérationnelle européenne commune a débuté en 1990 au sein des JAA (Joint Aviation Authorities). Les projets de textes prévoient l'obligation d'emport des GPWS à partir du 1er mars 1993.

A l'époque de l'accident, la réglementation française n'imposait pas le GPWS.

En date du 31 décembre 1991, environ 75 % des appareils exploités par des compagnies de transport françaises et répondant aux critères d'emport définis par l'OACI étaient équipés en GPWS.

La compagnie Air Inter était une des rares compagnies françaises à ne pas avoir de GPWS sur des avions tels que ceux visés par la norme OACI.

Le 16 décembre 1991, dans une lettre adressée à Air Inter et signée par le chef du Bureau Conduite de l'Aéronef, le SFACT s'étonnait que les A320 de cette compagnie ne soient pas équipés de GPWS et interrogeait cette compagnie sur la politique qu'elle adopterait en matière d'emport de GPWS sur A320 ainsi que sur les autres appareils de sa flotte : "(..) Une enquête récente vient de me confirmer qu'aucun de vos appareils n'est équipé de système de détection de proximité de sol (GPWS). Je partage le point de vue de l'Organisme de Contrôle en Vol qui s'inquiète de cette situation et regrette que vos AIRBUS A320, pourtant disposant en série des commandes et câblages nécessaires, n'en soient pas dotés. Enfin, bien que la réglementation, dans ses dispositions actuelles ne prévoit pas une obligation d'emport pour ces dispositifs, le GPWS dans ses dernières versions s'est avéré être un élément essentiel dans la prévention d'accidents. Je vous rappelle que l'OACI dans son annexe 6 le considère comme devant faire partie de l'équipement standard des avions lourds et que cette règle sera reprise dans les très prochains règlements JAA. Je vous serais reconnaissant de bien vouloir me faire connaître les motivations qui vous ont conduit à prendre cette décision et de m'exposer votre politique future, pour l'ensemble de votre flotte vis à vis de l'usage du GPWS (..)". Cette lettre n'avait pas encore reçu de réponse à la date de l'accident.

Air Inter avait procédé à des évaluations des performances des équipements GPWS disponibles dans les années 70. La compagnie avait participé aux essais effectués par le CEV en novembre 1975. Une évaluation de l'équipement avait été effectuée sur Mercure et sur A300, par des équipages et sur le réseau de la compagnie, en 1976 et 1977.

En raison des alarmes intempestives observées lors de ces évaluations sur les premières versions de GPWS, et compte tenu de l'absence d'obligation réglementaire, Air Inter avait choisi de ne pas en équiper sa flotte.

Cependant, suivant les évolutions techniques du GPWS, Air Inter se dotait à la fin des années 70 du prééquipement nécessaire, sur A300 et sur Mercure. Elle avait également retenu ce pré-équipement sur A320.

Le GCAS (Ground Collision Avoidance System) a été développé dans les années 80, pour des applications militaires.

Son principe de fonctionnement repose d'une part sur l'exploitation d'informations relatives au relief (base de données) et à la position de l'avion, et d'autre part sur une prédiction de la trajectoire de l'avion.

Depuis 1992, un projet d'application de ce système aux avions civils est en cours de développement.

En France, à la date de l'accident, la responsabilité de l'anticollision avec le relief n'incombait pas aux organismes de contrôle au sol. Cependant, devant la gravité de ce problème, les services de la navigation aérienne ont recherché s'ils ne pouvaient pas offrir aux usagers aériens une assistance préventive en cas de danger sous la forme d'une information de vol, à titre de service radar, sans modifier l'attribution respective des responsabilités.

De ce souci est né le concept de MSAW (Minimum Safe Altitude Warning) développé tout d'abord par la F.A.A. (Federal Aviation Administration des Etats-Unis), en mesure complémentaire au GPWS. Le concept a été repris par la France où un système semblable est en cours d'étude.

Le principe est le suivant :

Le système de traitement radar "en-route" connaît la position, le niveau de vol, la vitesse horizontale et la vitesse verticale de chaque avion en contact radar et équipé d'un transpondeur "mode C".

Ce système est donc en mesure de déterminer la position d'un appareil par rapport au relief qu'il survole ou vers lequel il se dirige à condition qu'il ait en mémoire la topographie de ce relief. Le même processus pourrait être utilisé pour positionner les avions par rapport aux zones à statut particulier.

Décrire le contour volumique des zones ne présente aucune difficulté. En ce qui concerne la modélisation du relief, l'Institut Géographique National dispose d'une base de données numérisées du relief qui remplit les conditions requises. Elle est la source à partir de laquelle le système peut construire sa base de données géographiques internes.

Le système de surveillance détermine à chaque renouvellement de l'information radar, le domaine d'évolution de chaque appareil afin de vérifier, sur des critères prédéfinis ou prévisionnels, s'il ne se mettra pas en danger à brève échéance.

L'efficacité du système repose essentiellement sur une prédiction fiable et suffisamment anticipée de la trajectoire de l'avion. Il faut en effet éviter de générer des alarmes non justifiées qui décrédibiliseraient le système, tout en adoptant des marges de sécurité suffisantes qui permettent à l'équipage de réagir à temps.

La Direction de la Navigation Aérienne a déjà pu vérifier en 1991 que le MSAW pouvait apporter une aide au contrôleur dans le domaine de la surveillance des zones à statut particulier.

Elle poursuit cette action et fait une évaluation approfondie du logiciel afin de vérifier si une fonction de surveillance de cette nature est utilisable dans le contexte opérationnel actuel, notamment aux abords d'un aérodrome ou dans les évolutions à basse hauteur.

Elle s'attache aussi à améliorer la couverture radar, les performances du système de traitement radar, le mode de présentation et la distribution des informations sur les positions de contrôle.

Le F-GGED était équipé d'une radiobalise de détresse fonctionnant automatiquement à l'impact (RBDA).

Cette balise de détresse de type Jolliett JE2 était positionnée sur la cloison arrière du poste de pilotage à la partie supérieure du vestiaire.

La balise de détresse n'a pas fonctionné. Elle a été retrouvée dans les décombres, sous la partie avant de l'appareil, écrasée et éventrée, le boîtier s'étant désolidarisé de l'antenne.

118.321 - Obligation d'emport et homologation

L'Annexe 6 de l'OACI (exploitation technique des aéronefs), ne comporte, en ce qui concerne l'aviation de transport commerciale internationale, aucune norme ou recommandation sur l'emport d'une radiobalise de détresse à déclenchement automatique à l'impact (RBDA). L'emport de cet équipement n'est recommandé que pour les vols internationaux d'aviation générale et pour les vols internationaux d'hélicoptères. L'annexe 10 (Télécommunications aéronautiques) définit les spécifications techniques de ces équipements (fréquence, puissance et signal auditif) mais ne comporte aucune disposition sur leur emplacement et leur résistance aux chocs et au feu.

En ce qui concerne la réglementation française, l'arrêté du 28 août 1978 rend obligatoire pour tous les aéronefs de la circulation aérienne générale (notamment donc pour les aéronefs de transport public) l'emport d'une radiobalise de détresse à déclenchement automatique à l'impact (RBDA). Cet équipement doit répondre aux normes et spécifications en vigueur dans les Annexes 6 et 10 à la Convention de Chicago et doit être de type homologué. Cette homologation est donnée par le Ministre chargé de l'aviation civile (STNA) par référence à des normes internationales approuvées (EUROCAE, RTCA ou FAA).

Deux directives complémentaires en date du 27 juillet 1979 et du 2 janvier 1980 stipulent qu'en matière de montage l'utilisateur a le libre choix entre une RBDA fixe avec antenne extérieure ou une RBDA portable avec antenne intérieure disposée devant un hublot ou une vitre du poste de pilotage. En outre, l'arrêté du 5 novembre 1987 relatif aux conditions d'utilisation des avions exploités par une entreprise de transport aérien dispense de l'emport de RBDA les avions de masse maximale certifiée au décollage supérieure à 20 000 kilos et dotés en permanence d'au moins deux balises de survie homologuées pour un vol au dessus de l'eau, ou d'une balise pour un vol au dessus de régions terrestres désignées.

118.322 - Certification de l'installation à bord de l'avion

La réglementation applicable en France pour la certification de l'installation à bord d'aéronefs d'équipements radioélectriques concerne à la fois les règlements de navigabilité de base (comme par exemple la norme AIR 2051, la FAR 25 ou depuis peu le JAR 25) et des règles spécifiques contenues dans un document édité par le STNA et appelé les "CGCE" (pour "Conditions Générales à satisfaire pour la délivrance du Certificat d'Exploitation").

En ce qui concerne les règlements de navigabilité de base, le SFACT/Bureau Certification écrivait le 8 mars 1979 et diffusait très largement par l'intermédiaire de la Documentation du Bureau Véritas que les seules règles à respecter en matière de navigabilité pour l'installation de la RBDA "consistent à s'assurer que l'aéronef ainsi équipé continue à répondre aux conditions de certification de navigabilité applicable"... et que par ailleurs "l'état de non fonctionnement de la RBDA, pour quelque cause que ce soit, ne constitue pas un cas d'inaptitude au vol en application de l'arrêté du 17 mars 1978 relatif au maintien de l'aptitude au vol des aéronefs.

En ce qui concerne les règles spécifiques, le document CGCE du STNA (complément aux CGCE diffusé le 11 décembre 1978 et modifié le 13 mai 1980) précise que, pour satisfaire l'arrêté de 1978, les aéronefs doivent être équipés d'une RBDA soit de type "fixe automatique" soit de type "portatif automatique". Les RBDA de type portatif automatique peuvent être montées sans antenne fixées à demeure à l'extérieur de l'aéronef et l'installation doit être réalisée de façon à ce qu'elle soit très aisément accessible aux survivants et qu'elle soit aisément démontable sans outillage ; ce démontage doit prévoir la dépose du boîtier et la déconnexion du coaxial d'antenne lorsqu'il existe. C'est seulement pour le cas des RBDA de type "fixe automatique" que les CGCE prévoient que celles-ci doivent être implantées, dans toute la mesure du possible, dans la zone arrière de l'aéronef, éventuellement dans la partie inférieure de la dérive.

118.331 - Matériel installé

La compagnie Air Inter a choisi d'équiper ses appareils en RBDA JOLLIETT JE2. Cette balise émet sur les fréquences 121.5 Mhz et 243 Mhz. Elle peut être mise en fonctionnement, soit automatiquement sous l'effet d'un choc, soit manuellement à l'aide d'un interrupteur.

La balise JOLLIETT JE2 a été homologuée par décision ministérielle N°20919 STNA du 26 octobre 1978 par référence aux normes TSO 91 et RCTA DO 147. Des essais effectués après l'accident du F-GGED ont montré que les caractéristiques de cet équipement étaient bien conformes à ses normes d'homologation.

118.332 - Certification de l'installation

Sur tous les A320 d'Air Inter, la balise et son support sont installés dans le plafond du vestiaire équipage dans la partie annexe gauche du cockpit. Les commandes en sont directement accessibles par le personnel navigant technique. Un coaxial d'une longueur d'environ 1,5 m part de la balise vers la glace latérale arrière gauche. Les derniers 60 cm du coaxial sont dénudés et fixés verticalement sur la glace sans tresse de masse, pour constituer l'antenne. L'interrupteur accéléromètrique de cette balise, dont l'axe coïncide à +- 15° avec l'axe de l'avion, met automatiquement en fonctionnement la RBDA sous l'action d'un impact sur l'avion supérieur à 5g, de l'avant vers l'arrière selon l'axe longitudinal. La localisation de la RBDA et les conditions de mise en oeuvre ne sont pas visibles par les passagers.

Cette installation est décrite dans le dossier de modification n°20243 présenté par AIRBUS INDUSTRIE le 15 février 1988. Cette modification 20243 a été approuvée par le Bureau Véritas le 26 mars 1988 après avis du STNA.

Le dossier ne comporte pas de résultats d'essais sur la puissance rayonnée et sur l'omni-directionnalité du rayonnement dans le plan horizontal. De tels essais ne sont pas requis au titre de la certification de l'équipement. Seul un contrôle qualitatif de l'émission (présence d'un champ rayonné) est demandé, et il a été effectué.

La RBDA dont était équipé le F-GGED a été détruite à l'impact et il a fallu plus de quatre heures pour retrouver l'épave de cet appareil alors qu'il y avait des survivants. La commission d'enquête a souhaité savoir dans le cas où la balise de détresse aurait fonctionné, si l'épave de l'avion aurait pu être découverte plus rapidement grâce aux indications, du système satellitaire SARSAT, des avions en vol et des radio-amateurs.

Une expérimentation a donc eu lieu le 9 avril 1992 à 18h20 UTC pour tenir compte d'une configuration satellitaire et d'une disponibilité des radio-amateurs sensiblement similaires à celles du jour de l'accident. La balise était située sur le Mont Saint-Odile à environ 300 mètres du lieu du crash, en forêt. Tous les organismes ont joué leur rôle normal dans une alerte mais aucun plan Sater n'a été déclenché. Le ciel était clair. Dans ces conditions, il a fallu un peu moins de trois heures pour retrouver la balise.

La commission d'enquête est consciente que le choix du site, le non déclenchement du plan SATER, et la non utilisation d'hélicoptères pour dégrossir la zone de recherche ont pu polluer le réalisme de cette simulation. En l'état des résultats qui lui ont été présentés, la commission n'a toutefois pas estimé pouvoir en tirer des enseignements concluants.

Les types d'enregistreurs LORAL-FAIRCHILD (DFDR et CVR) qui équipaient le F-GGED sont d'une génération identique. Ces deux enregistreurs protégés font l'objet de principes de protection à l'impact, au feu et aux agressions chimiques identiques. Leurs boîtiers de protection sont physiquement identiques.

Les exigences de qualification officielle applicables à cette génération d'enregistreurs (TS0-C84 du 2 septembre 1964 pour le CVR, TSO-C51-A du 5 février 1966 pour le DFDR) spécifient notamment que, pour la résistance au feu, l'enregistreur doit être exposé au cours des essais à une flamme de 1100°C enveloppant au moins 50 % de la surface extérieure de l'enregistreur pendant une durée continue de 30 mn. Après une série de tests représentatifs d'accident, le contenu du support d'enregistrement protégé doit pouvoir être lu. En exploitation normale, la température maximale prévue est de 55°C.

Les nouveaux règlements faisant référence aux documents EUROCAE ED 55 (pour les DFDR) et ED 56 (pour les CVR, en cours de mise à jour en ED56A) modifient les exigences de l'essai d'accident en portant, pour ce qui est du feu, la surface d'exposition à la flamme à la totalité de l'enregistreur. Le flux thermique est quantifié. La durée de l'essai est maintenue à une demi-heure. Il est à noter que ces tests ne prévoient pas l'exposition aux foyers de basse intensité pendant une durée prolongée.

Les modèles Fairchild F800 et A100 qui équipaient le F-GGED satisfont les tests de résistance au feu des nouveaux TSO américains 123 et 124, adaptations des normes EUROCAE ED 55 et ED 56.

Le National Transportation Safety Board (NTSB) a émis le 28 mai 1992 une recommandation envers la Federal Aviation Administration (FAA) pour qu'elle annule les vieux TSO C84 et C51-A, qu'elle mène des études pour améliorer les normes de protection au feu des TS0 123 et 124, puis annule ces derniers TSO devenus obsolètes.

Les attendus de la recommandation américaine notent que les normes anciennes ou récentes ne tiennent pas compte du feu de longue durée à basse intensité. Une étude des cas connus de destruction d'enregistreurs par le feu depuis 1966 est faite. Il en ressort que 90 enregistreurs ont souffert du feu, dont:

• 14 sur 45, certifiés aux TSO C 84 ou C 51-A, jusqu'à la destruction de la bande,


• 4 sur 45, connus du NTSB comme satisfaisant aux tests des nouveaux TSO, jusqu'à la destruction de la bande.

Remarque : les enregistrements tels que le QAR (Quick Access Recorder), et les mémoires non volatiles dont sont dotés certains calculateurs, ont vocation d'aide à la maintenance et à l'analyse des vols. Ils ne sont pas destinés aux enquêtes après accident et ne sont donc pas soumis à des exigences de protection spécifiques.

118.421 - Le CVR

Le CVR enregistre les communications entre les membres d'équipage, entre le poste de conduite et la cabine ou le contrôle aérien, enfin l'ambiance sonore générale du poste.

L'expérience acquise montre que l'enregistrement correspondant à cette ambiance générale est parfois insuffisant pour comprendre les conversations échangées entre les membres d'équipage, du fait même du caractère "généraliste" du microphone utilisé qui est nécessaire pour saisir tous les bruits du poste de pilotage. En revanche, les enregistrements des conversations sont d'une bonne qualité sur les pistes dédiées à cet effet.

Afin d'améliorer la sécurité collective par la compréhension de tous les aspects humains lors d'un accident ou d'un incident, ainsi que la sécurité du vol par des communications claires, le concept de microphone permanent (hot mike) a donc été développé. Il a été intégré dans la norme EUROCAE ED 56 et repose sur l'enregistrement de toutes les conversations sur les pistes et par les microphones dédiés.

L'utilisation par les équipages du microphone permanent, dans certaines phases de vol, est réglementaire dans certains Etats tels que les USA et le Royaume Uni. La France, en revanche, ne l'a pas intégrée dans son dispositif réglementaire.

118.422- Les paramètres du DFDR

La réglementation française actuelle exige, pour les avions de transport public, l'enregistrement de 25 paramètres au minimum.

Lors des travaux de certification de l'A320, l'enregistrement d'un nombre beaucoup plus important de paramètres (deux cents treize) a été prévu pour cet avion.

Les innovations concernant certains systèmes de commandes de vol ont conduit à ce que beaucoup de paramètres s'y référant soient pris en compte.

Par contre on constate qu'excepté pour les moteurs, les valeurs cibles de pilotage sélectionnées par l'équipage et nombre de modes de pilotage automatique ou de gestion automatique du vol ne sont pas enregistrés.

La norme récente EUROCAE ED 55 demande pour les avions soumis à la certification JAR 25 "une combinaison adaptée de discrets" donnant les "positions pilote automatique, auto-manette, mode CADV et enclenchement". Il est aussi précisé que "les discrets doivent montrer quels systèmes sont embrayés et quels modes primaires sont utilisés pour le contrôle de la trajectoire et de la vitesse de l'aéronef".

Des discrets sont demandés pour les alarmes : "un discret doit être enregistré pour l'alarme générale. Chaque alarme "rouge" (y compris la fumée dans les toilettes) doit être enregistrée si les raisons de la mise en garde ne peuvent pas être déterminées à partir d'autres paramètres ou de l'enregistreur de cabine".

En outre doivent être évaluées certaines particularités de l'avion considéré, pouvant donner lieu à enregistrement de paramètres. Sont ainsi listées les valeurs cibles sélectionnées par l'équipage, les affichages barométriques, les formats d'affichage choisis (pour les deux membres d'équipage), les distances mesurées par les DME, l'état du viseur tête haute, etc.

En pratique, les travaux de certification, ou de mise à niveau réglementaire pour les avions déjà certifiés, déterminent l'application de cette nouvelle norme suivant le type d'avion.

En France, lors de tout accident d'avion, deux procédures sont en général lancées, l'une judiciaire et l'autre administrative. La première a pour objet d'identifier des responsabilités et éventuellement des fautes au plan pénal et au plan civil. Elle prend dans un premier temps la forme d'une information ou d'une instruction judiciaire. La seconde a pour objet d'étudier les circonstances de l'accident, d'en dégager les causes et d'en tirer les enseignements pertinents pour améliorer la sécurité du transport aérien. Elle est dans les premières heures menées par les enquêteurs du Bureau Enquêtes-Accidents de l'Inspection Générale de l'Aviation Civile et de la Météorologie. Elle est ensuite poursuivie pour les accidents majeurs par une commission d'enquête instituée par le Ministre chargé de l'Aviation Civile.

Ces deux procédures, dont les finalités sont différentes, ont besoin, chacune pour ce qui la concerne, d'utiliser un ensemble de matériaux de base, notamment les bandes d'enregistrement des paramètres de vol et des communications échangées dans le poste de pilotage. Leur coordination a été organisée par l'Instruction interministérielle du 3 janvier 1953 relative à la coordination de l'information judiciaire et de l'enquête technique et administrative en cas d'accident survenu à un aéronef. Elle a été complétée par une lettre du 10 juillet 1989 aux procureurs généraux qui précise que "les boîtes noires devront, avec l'accord du magistrat saisi, êtres remises (aux enquêteurs de l'aviation civile) dans les plus brefs délais et contre décharge".

En outre, compte tenu des polémiques qui s'étaient ouvertes après l'accident de Mulhouse-Habsheim au sujet des enregistreurs, les autorités administratives et judiciaires étaient particulièrement conscientes, dans le cas de l'accident du Mont Sainte-Odile, de l'extrême importance d'une exécution tout à fait rigoureuse des premiers actes à effectuer sur le site.

118.521 - Premières dispositions prises sur les plans administratif et judiciaire

Prévenu à 22h30 qu'il était saisi d'une information pour recherche des causes de la mort à la suite de l'accident du F-GGED, le juge est arrivé sur les lieux de l'accident vers 23h30 le mardi 21 janvier avec le Procureur de la République près le Tribunal de Grande Instance de COLMAR. Dès Oh45, il a désigné et fait prévenir deux experts judiciaires.

Sur le plan de l'enquête administrative, les deux premiers enquêteurs du Bureau Enquêtes-Accidents sont arrivés par avion à Strasbourg vers 21h50 et sur les lieux de l'accident vers 0h15 le mardi 21 janvier.

118.522 - Découverte et dispositions prises pour les enregistreurs

Les enregistreurs de vol (DFDR et CVR) ont été localisés à 0h46 dans la partie arrière de l'épave. Ces deux équipements, superposés et brûlants, étaient en partie recouverts de cendres. Leur prélèvement immédiat était difficile du fait de leur température et de la présence d'un arbre incandescent abattu en travers de l'épave.

Après photographie des lieux par une équipe de gendarmes, ce prélèvement a été effectué à 1h30 et les deux équipements ont été descendus à la Brigade de BARR où ils ont été placés sous scellés. Ils ont été ensuite convoyés en présence du juge vers les laboratoires d'analyse du CEV et du BEA, où il a été procédé dans la journée du mardi 21 janvier à leur ouverture et à une première écoute du CVR en présence du juge et de ses experts.

L'enregistreur de paramètres QAR a été quant à lui découvert le 21 janvier à 9h30 et a été convoyé par un gendarme au CEV où il est arrivé le soir même à 22h30.

Les investigations sur le site ont ensuite été menées par les enquêteurs du Bureau Enquêtes-Accidents en présence, selon les cas, du juge et de ses experts ou des gendarmes. Elles ont été marquées par un grand souci de rigueur dans les actes judiciaires effectués.

Ce souci de rigueur a cependant dû être assoupli par le juge à plusieurs reprises en fonction des problèmes rencontrés sur le site. La lourdeur des procédures appliquées pouvait en effet dans certains cas empêcher les enquêteurs du BEA de pratiquer de façon efficace la collecte et le rassemblement d'éléments importants pour la suite de l'enquête.

D'autre part, compte tenu du nombre, de la complexité et de la dispersion géographique des opérations engagées, celles-ci ne pouvaient manifestement pas toutes être suivies par le juge et ses experts sans risquer de nuire à la préservation d'indices essentiels.

118.524 - Coordination entre les deux enquêtes

Le juge et le Président de la commission d'enquête se sont rencontrés régulièrement pour fixer les modalités de la coordination des deux enquêtes, régler certains problèmes concernant l'accès aux indices ou la conduite des expertises et faire le point de l'avancement des deux procédures.

118.611 - L'organisation générale du retour d'expérience, c'est à dire la prise en compte des défaillances constatées dans la pratique quotidienne et concernant les principes de sécurité du système de transport aérien, s'articule autour de deux concepts-clés: le concept d'accident et celui d'incident.

L'annexe 13 de l'OACI donne une définition de l'accident fondée sur un seuil de dommages corporels ou matériels, ou la disparition de l'aéronef. Elle donne de l'incident la définition suivante: "un événement, autre qu'un accident, lié à l'exploitation d'un aéronef, et qui compromet ou pourrait compromettre la sécurité de cette exploitation". Une note renvoit par ailleurs au Manuel de Notification des Accidents et Incidents (Doc 9156) qui contient une liste d'incidents considérés par l'OACI comme d'un intérêt particulier pour la prévention des accidents. Enfin un projet d'amendement de l'Annexe 13 consécutif à la réunion AIG/92 prévoit d'ajouter la définition suivante: "incident grave: incident dont les circonstances indiquent qu'un accident a failli se produire".

118.612 - Les dispositions précédentes concernent de fait une première catégorie d'événements qui correspond en gros au champ d'investigation des structures permanentes d'enquête sur les accidents et les incidents. Cet ensemble d'événements ne résume cependant pas, tant s'en faut, le flux total d'informations qui alimente le retour d'expérience dans l'aviation civile. Une deuxième catégorie d'événements, qui représente un volume global considérablement plus élevé, est en effet traitée dans le cadre du suivi d'exploitation et de la navigabilité continue entre les exploitants, les constructeurs, et leurs autorités de tutelle technique.

118.613 - Au niveau de l'OACI les dispositions réglementaires concernant le retour d'expérience relatif au suivi de navigabilité sont contenues dans l'Annexe 8, § 4.2.4, qui stipule:

"en ce qui concerne les aéronefs de masse maximale certifiée au décollage supérieure à 5700 Kg, l'Etat d'immatriculation fera en sorte qu'il existe un système permettant de transmettre à l'organisme responsable de la conception de type de cet aéronef des renseignements sur les défauts, anomalies de fonctionnement, défectuosités et autres cas qui ont ou qui pourraient avoir un effet défavorable sur le maintien de la navigabilité de cet aéronef."

Ces dispositions prévoient en résumé que l'Etat d'immatriculation s'assure de l'existence d'un système d'information en direction du constructeur.

Des éléments indicatifs sur la notion de "défauts, anomalies de fonctionnement, défectuosités et autres cas" figurent dans la 2° partie, Section 1, Chapitre 3 du Manuel Technique de Navigabilité" (Doc 9051).

Certains Etats ont établi des systèmes obligatoires pour la communication à l'autorité de navigabilité de renseignements similaires.

118.614 - En ce qui concerne les exploitants, la réglementation OACI (Annexe 6) ne prévoit aucune obligation de notification des incidents, qu'ils relèvent de la navigabilité ou de l'exploitation.

118.621 - En matière de notification et de rapport d'incident, le Code de l'Aviation Civile comprend les deux dispositions suivantes:

• l'article R.142-2 ( Livre I "Aéronefs", titre IV "Dommages et Responsabilités") établit pour le commandant de bord une obligation de déclaration concernant tout incident "affectant ou pouvant affecter la sécurité d'un aéronef". Cette déclaration d'incident doit être adressée soit au commandant d'aérodrome le plus proche, soit au centre de contrôle régional avec lequel le vol était en liaison;


• l'article R.425-1 (Livre IV "Personnel Navigant", Titre II "Professionnel", au chapitre "Discipline") établit, pour les aéronefs de transport et de travail aérien, une obligation de rapport circonstancié sous 48h par le commandant de bord sur tout incident pouvant avoir des conséquences graves ou toute infraction aux règlements de la circulation aérienne et aux règlements opérationnels. Ce rapport doit être adressé à la direction de l'entreprise, qui le transmet au Bureau Enquêtes Accidents, qui en assure la diffusion aux services intéressés.

118.622 - Pour ce qui est des aéronefs de transport public, l'arrêté du 5 novembre 1987 (chapitre 12) établit pour l'exploitant une obligation d'informer le ministre chargé de l'aviation civile de tout incident, panne ou défaut de nature à mettre en cause la navigabilité de l'avion, ou dont la connaissance présente un intérêt pour l'amélioration de la sécurité au niveau de la conception, de l'utilisation et de l'entretien de l'avion.

Les comptes rendus doivent être adressés sous un délai d'un mois au Bureau Enquêtes Accidents. Le support de transmission peut être soit un rapport technique interne, soit un formulaire spécifique établi par le constructeur ou l'exploitant, soit des formulaires établis par la DGAC, dits Constat d'événements en Exploitation (CEE) et Constat d'Intervention sur le Matériel (CIM), et qui portent les références du SFACT.

Ce même texte recommande aux exploitants de tenir informés les constructeurs de tous les incidents dont la transmission est exigée.

118.623 - Enfin dans son annexe relative aux conditions associées à l'autorisation d'exploiter un avion de plus de quarante tonnes en équipage sans mécanicien navigant, ce texte stipule:

" L'exploitant adoptera un système d'analyse des vols basé sur l'exploitation systématique des documents de bord et/ou des enregistrements de paramètres en vol. Cette analyse sera conduite d'une manière anonyme et utilisée de façon à assurer le respect des droits des personnes concernées et à interdire toute utilisation répressive.

L'exploitant transmettra à la première date anniversaire de l'autorisation, un rapport de synthèse sur l'exploitation des avions couverts par l'autorisation, notamment les résultats généraux de l'analyse des vols et les enseignements tirés."

118.624 - Par ailleurs la réglementation française dans ce domaine comprend l'Instruction IGAC/300 du 3 juin 1957 "concernant les dispositions à prendre en cas d'irrégularité, d'incident ou d'accident d'aviation". Cette instruction définit deux types d'événements qui font intersection avec le concept d'incident tel que défini dans l'annexe 13 de l'OACI: les "irrégularités d'exploitation" ( définies comme l'un des événements suivants: retard au départ de plus de deux heures, demi-tour en vol, atterrissage sur un aérodrome non prévu au plan de vol), et les "incidents" (définis comme "toute infraction aux règlements de la circulation aérienne, aux règlements opérationnels, ou tout événement ayant fait courir un risque aux personnes et au matériel, même s'il n'a pas entraîné d'irrégularité d'exploitation").

Vis à vis de ces événements, cette instruction établit les obligations suivantes:

• à un exploitant de transport public, de notifier les "irrégularités d'exploitation" et d'en établir un relevé trimestriel adressé à l'Inspection Générale de l'Aviation Civile, au SFACT, et à la Direction de la Navigation Aérienne;


• au commandant de bord, à un membre d'équipage, ou un représentant du propriétaire ou de l'exploitant, de déclarer tout "incident" au contrôle local d'aérodrome ou à l'autorité locale civile ou militaire. Cette obligation est à rapprocher de celle établie par l'article R.142-02 du Code de l'Aviation Civile;


• au commandant de bord d'un aéronef de transport ou de travail aérien d'établir un rapport circonstancié sous 48h sur tout incident pouvant avoir des conséquences graves ou toute infraction aux règlements de la circulation aérienne et aux règlements opérationnels". Ce rapport doit être adressé à la direction de l'entreprise, qui la transmet au Bureau Enquêtes Accidents, qui en assure la diffusion aux services intéressés. Cette obligation est identique à celle établie par l'article R.425-1 du Code de l'Aviation Civile.

118.625 - Enfin l'arrêté du 11 juillet 1962 relatif à l'organisation et aux attributions du Bureau Enquêtes Accidents prévoit dans son article 8 que le Bureau Enquêtes Accidents et les directions et services de l'administration centrale de l'aviation civile se communiquent toutes les informations qu'ils reçoivent concernant les incidents et irrégularités d'emploi survenus aux aéronefs civils.

Dans la pratique les différents intervenants ne s'en tiennent pas aux strictes dispositions réglementaires. En particulier, bien qu'aucune exigence réglementaire n'existe à cet égard, les exploitants rendent généralement le SFACT destinataire des comptes rendus d'incidents qu'ils envoient au Bureau Enquêtes Accidents, et informent également les constructeurs. Cependant un grand nombre de documents véhiculant des informations techniques ou opérationnelles ne sont vus ni par le SFACT ni par le BEA. Il en va ainsi de documents tels que les TFU (Technical Follow Up).

Au delà de l'aspect réglementaire, les constructeurs en général et Airbus Industrie en particulier ont mis en place leur propre système de recueil et de traitement des incidents en service.

Pour le système mis en place par Airbus Industrie, l'information provient, de ses représentants, détachés chez les compagnies utilisatrices, des compagnies elles mêmes, des systèmes mis en place par les organisations de tutelle des compagnies dans les différents états, ou encore d'autres moyens moins formels.

Tout incident est analysé par les bureaux d'étude responsables de la conception des systèmes affectés ou à l'origine de l'incident. Cette étude est menée en contact avec le ou les utilisateurs concernés et en recherchant éventuellement des informations complémentaires à partir, par exemple des enregistrements disponibles.

Suivants les résultats de cette analyse, différentes mesures pourront être prises: modification des procédures ou programme d'entretien, inspection de la flotte concernée, lancement d'une étude de modification de l'avion, modification de procédures opérationnelles, consigne temporaire, information des personnels concernés, évolution des programmes d'instruction.

L'information de l'utilisateur concerné, mais également de toutes les compagnies utilisatrices, sera faite via différents documents spécifiques, ou par modifications temporaires ou définitives des documents, approuvés ou non (FCOM, programme d'entretien... ). Par ailleurs, des réunions symposiums réunissant toutes les compagnies utilisatrices concourent également à la circulation de l'information.

Enfin, lorsque le constructeur est informé d'un incident, Airbus tient son autorité de tutelle (la DGAC) informée. Les événements sont revus entre le constructeur et l'autorité de tutelle lors des "Airworthiness Review Meetings". Suite à ces réunions, la DGAC décide, ou non, de renforcer les actions correctives du constructeur par le biais de l'émission d'une consigne de navigabilité.

L'objet de ce chapitre est d'exposer de nouvelles techniques d'investigation sur les accidents d'aviation qui ont été mises en oeuvre à l'occasion de cette enquête:

• La lecture optique "par grenat" d'une bande magnétique a permis d'exploiter certaines zones de la bande magnétique du QAR, alors que les techniques traditionnelles s'avéraient inefficaces (voir § 1.19.1).


• L'analyse génétique a été l'un des moyens d'identification des victimes de l'accident (voir § 1.19.2).

L'objectif dans le cas de l'accident du F-GGED consistait à essayer de dépouiller les dernières secondes qui avaient été enregistrées sur la bande QAR et que les dommages causés par l'incendie avaient rendues impossibles à relire à l'aide d'un enregistreur classique. Trois morceaux de bande de quelques centimètres de longueur ont été expertisés.

A cette fin, il a été fait appel à une technique développée par la société Schlumberger Industries, la lecture de bande magnétique par grenat.

Cette technique permet de visualiser simultanément un grand nombre de pistes sur la bande. De plus, c'est la seule méthode non destructive pour l'enregistrement, à l'inverse d'autres procédés comme les ferro-fluides.

Chaque morceau de bande détérioré a été défroissé dans la mesure du possible afin d'en exploiter une plus grande partie. Pour cela, la méthode retenue a été de fixer avec du ruban adhésif la dorsale de la bande sur du papier millimétré en la défroissant délicatement au moyen de bâtonnets en bois. La bande se trouvait ainsi sur un support plus aisément manipulable. De plus, on obtenait un meilleur contact avec le grenat et, donc, une meilleure visualisation des informations.

Une loupe binoculaire et un outillage permettant de plaquer au moyen d'un feutre le morceau de bande endommagé contre le grenat ont été utilisés. Le faible grossissement de cet équipement offre la possibilité de visualiser simultanément toute la largeur de bande (1/2 pouce).

La détermination de la piste de l'accident a été effectuée sur un échantillon de bande "simulé", puis sur le morceau de bande du QAR enregistré avant l'accident.

En observant la bande de la bobine débitrice lors de l'accident, il a été constaté l'absence de la piste 10. En revanche, la bobine réceptrice contenait la piste 10 enregistrée.

Cette première expérimentation a permis de vérifier que la piste 10, correspondant sur ce morceau de bande aux dernières secondes de vol, était visualisable et exploitable au moyen du procédé.

L'outillage utilisé possédait une fenêtre d'observation de 2 mm de large. La partie optique du banc de contrôle de format a été munie d'un grossissement adapté pour visualiser une seule piste à la fois ainsi que d'un appareil photo 24x36 ; ceci a permis d'effectuer les photographies de la piste 10.

La vitesse de défilement sur le QAR PC 6033-3-55 est de 1,18 cm/s et le rythme d'enregistrement est de 768 bits/s. Avec la procédure choisie, une seconde d'enregistrement correspond à 36 prises de vue avec un recouvrement d'au moins 30% entre chaque photographie pour garantir un dépouillement correct.

Les grenats sont des silicates doubles de différents métaux. Ils possèdent des propriétés magnétiques et optiques. Leur structure naturelle en domaines magnétiques est très sensible à un champ magnétique extérieur. De plus, ces domaines, possédant une aimantation alternativement opposée, peuvent être observés au microscope en lumière polarisée (effet magnéto-optique appelé effet Faraday).

Le principe de la lecture consiste à visualiser les informations enregistrées sur la bande magnétique à travers une couche de grenat. Les transitions magnétiques entre les bits d'information enregistrés créent des champs de fuite qui influencent la structure magnétique du grenat. Les domaines magnétiques de ce dernier s'alignent sur ces transitions qui deviennent ainsi visibles et peuvent être photographiées. Elles apparaissent comme une succession de traits assimilables à un code barre, alternativement sombres et clairs (voir figure ci après).

Le codage des informations sur ce type d'enregistreurs est du type bi-phase M. Il est caractérisé par un changement d'état (une transition magnétique) à chaque début de cellule (la "cellule" correspond au codage d'un bit), le 1 étant représenté par une seconde transition une demi-cellule après, alors que le 0 correspond à l'absence de cette transition intermédiaire.

La figure ci-dessous représente une séquence codée ainsi que l'équivalence des transitions visualisables avec leurs espacements élémentaires. Celles-ci apparaissent alternativement sombres et claires et entre deux transitions de même couleur seuls trois espacements sont possibles : a, 3/2a ou 2a.

Selon les réglages utilisés au moment de la lecture un front montant peut correspondre à une transition sombre ou à une transition claire. Dans le cas considéré les fronts montants correspondaient aux bandes sombres.

Après le tirage des photographies, celles-ci ont été numérotées et classées. Leur décodage manuel a été effectué en mesurant les distances entre les transitions claires. Connaissant les espacements entre les fronts descendants d'une séquence, il suffisait de la compléter par les fronts montants en respectant les définitions du codage bi-phase M pour reconstituer le message binaire.

L'identification des victimes a été conduite par l'Institut de Médecine Légale (IML) de Strasbourg. Cette équipe a, pour la première fois dans le cadre d'un accident aérien, utilisé l'analyse des empreintes génétiques, tant pour reconstituer les corps que pour obtenir une identi- fication fiable quand les critères morphologiques ont fait défaut.

Les méthodes classiques appliquées par cet Institut dans les premières étapes de son travail lui ont permis d'identifier 67 victimes sur 87 au bout de dix jours. Ces méthodes sont, pour mémoire :

• le ramassage minutieux des corps, débris humains et de leurs objets de voisinage selon un quadrillage du terrain;


• la recherche d'éléments d'identification auprès des familles et des médecins et chirurgiens-dentistes traitants des victimes;


• l'examen des corps et la recherche de particularités anatomiques notamment par examen radioscopique et étude des empreintes digitales;


• l'autopsie médico-légale, notamment l'étude comparative des odontogrammes ante et post-mortem, et les prélèvements tissulaires en vue des investigations toxicologiques et génétiques ultérieures.

Dans la suite de son travail, l'Institut a procédé à des investigations génétiques. Ces investigations ont consisté tout d'abord à déterminer le génotype de chaque corps ou fragments de corps par amplification géniques des lois HLA DQ alpha et DI S80. Il s'agit d'une technique de réalisation rapide et suffisamment discriminatoire pour permettre le rapprochement des fragments issus d'un même individu. Elle a permis le rapprochement des restes mortels des deux PNT, de deux PNC et de trente six passagers. Dans un second temps, l'analyse génétique a concerné les restes humains pour lesquels aucune identification formelle n'a pu être établie par les méthodes morphologiques conventionnelles. La démarche a consisté à rechercher un éventuel lien de parenté entre les ascendants ou les descendants d'une victime non identifiée et des fragments non encore attribués à l'aide de sondes moléculaires uniloculaires explorant des régions hautement polymorphes du génome humain.

Le typage par amplification génique combinée à la recherche des liens de parenté a permis de poursuivre les procédures d'identification en reconstituant dans leur totalité ou partiellement 18 des 87 victimes recensées par les autorités comme portées disparues (le pilote, deux PNC, et quinze passagers). Pour les deux victimes non identifiées, aucune trace biologique de leur présence n'a pu être formellement établie, vraisemblablement du fait d'une carbonisation quasi complète des corps dans le foyer d'incendie.

Au cours de ses travaux, la commission a sollicité de nombreux témoignages concernant les différents aspects de l'enquête.

Certains de ces témoignages ont été recueillis longtemps après les faits.

La compréhension des circonstances et des causes possibles de l'accident ne nécessitait pas qu'ils soient pris en compte dans leur totalité ni, pour ceux qui ont été jugés pertinents, qu'ils soient retranscrits dans leur intégralité.

Ni les passagers ni l'hôtesse ne se souviennent d'une quelconque impression d'anomalie concernant le vol dans les instants qui ont précédé l'accident. Pour la plupart, ils n'ont aucun souvenir de l'impact et se sont retrouvés soit encore assis sur leur siège soit sur le sol à côté de l'épave.

Ils n'ont pas de souvenir précis de la localisation et de l'importance des foyers d'incendie. Pour résister au froid très vif, certains d'entre eux se sont regroupés à proximité du feu qui s'était déclaré à l'arrière de l'appareil.

L'hôtesse se souvient avoir entendu des bruits d'hélicoptère. Une tentative pour trouver des feux de bengale (à utiliser comme signaux de localisation) dans l'épave est restée infructueuse.

Ils ne sont pas en mesure de préciser l'heure à laquelle sont arrivés les premiers secours. Selon un témoignage, les premiers sauveteurs parvenus sur le site de l'accident n'avaient aucun équipement de secours. Il leur a en particulier fallu confectionner des brancards avec des branches de sapin et leur veste.

Selon leur témoignage, certains blessés ont dû attendre plus d'une heure que l'ambulance dans laquelle ils avaient été installés les transporte au CHU Hautepierre.

Des personnes qui se trouvaient au couvent du Mont Sainte-Odile ont indiqué que le brouillard était très dense en fin d'après-midi (visibilité réduite à quelques dizaines de mètres).

L'hélicoptère de la Sécurité Civile a décollé de l'aéroport de Strasbourg vers 20 heures. La base des nuages se trouvait à environ 600 m d'altitude, ce qui interdisait le survol du mont La Bloss.

En ce qui concerne le déroulement des opérations de secours, la commission a exploité les témoignages joints au rapport établi localement sous l'autorité du Préfet et ceux qui ont été recueillis par la Gendarmerie.

Le contrôleur du CRNA Est a conservé le F-GGED en fréquence jusqu'à ce que le croisement de cet appareil avec un vol Air France au départ de Strasbourg soit réalisé. Ensuite, conformément à ce qui avait été négocié lors de la coordination avec le contrôleur d'approche de Strasbourg, il a dirigé le F-GGED sur ANDLO en descente vers le niveau 70.

Le contrôleur d'approche de Strasbourg avait demandé que le F-GGED soit dirigé vers ANDLO pour lui permettre d'effectuer une approche VOR DME 05 directe. Compte tenu de l'évolution de la situation, c'est pour écourter l'approche du F-GGED qu'il a proposé un guidage radar jusqu'à ANDLO. En ce qui concerne les moyens matériels (notamment radar) le contrôleur a indiqué qu'ils n'étaient l'objet d'aucun dysfonctionnement. Il avait sélectionné les réglages suivants sur la console de contrôle d'approche:

• sur l'écran l'image radar était centrée;


• l'échelle de distance de visualisation était réglée sur 50 NM avec marqueurs de 2 NM en 2 NM;


• l'axe de piste 05 était affiché en vidéo synthétique interne. Cet axe part de la piste jusqu'à la limite extérieure de l'écran;


• le point ANDLO était figuré sur l'écran;


• durant toute la séquence, avant et pendant le guidage, l'écho primaire et le mode C associé à l'étiquette STRAPP étaient lisibles sur l'écran;


• à partir du moment où l'équipage a affiché le code 6100 le symbole (rectangle plein) associée à ce code s'est ajouté aux éléments cités précédemment.

Le copilote est venu très en avance en salle de préparation des vols pour examiner le dossier de la rotation prévue. Une heure avant le départ, il effectuait la visite avant vol de l'avion.

Le commandant est arrivé à l'avion environ trente minutes avant l'heure prévue de départ.

L'ambiance à bord était très sérieuse.

Un pilote d'Air Inter qui connaissait le commandant a effectué ce vol en passager dans le poste de pilotage. Il a constaté que les échanges verbaux de l'équipage se limitaient strictement à la conduite du vol. Chacun était plongé dans son travail de son côté et l'atmosphère était "coincée".

Au cours de ce vol, le commandant a évoqué avec lui un événement vécu peu de temps auparavant sur A320. Les circonstances de cet événement qui avait marqué le commandant sont décrites au § 15.11.

Aucun problème technique n'a été signalé.

Selon le témoignage du coordonnateur, après avoir effectué les différentes tâches leur incombant, les deux pilotes ont mangé côte-à-côte sans qu'aucune conversation ne s'engage. Ils se sont montrés très réservés.

Un agent de trafic a constaté un climat d'indifférence entre les deux pilotes.

Les témoignages recueillis auprès de pilotes d'Air Inter qui avaient travaillé avec le commandant et le copilote (au titre d'instructeur, de contrôleur ou de copilote) ont fourni des témoignages relativement concordants en ce qui concerne le comportement social et la façon de travailler de chacun.

Il en ressort que le commandant est plutôt réservé. Il est très sérieux dans son travail, prudent dans la conduite du vol, et assume sa responsabilité de commandant de bord.

Le copilote est d'un naturel plutôt détendu, décontracté et ouvert. Il paraît "à l'aise" sur A320.

Les informations fournies par ces témoignages sont exposées de façon plus détaillée au § 1.5.

L'analyse qui suit doit être lue en tenant compte des limites dans lesquelles s'inscrit la conduite normale d'une enquête technique sur un accident. En particulier :

• les circuits organisés du retour d'expérience constituent la seule base disponible pour évaluer l'ordre de grandeur de la fréquence d'une anomalie. Cette référence est peu fiable car entachée de biais systématiques toujours orientés vers la sous-estimation des fréquences d'occurrence;


• pour des raisons évidentes de limitation de la durée de l'enquête, la prise en compte des anomalies ou incidents connus a été arrêtée pour cette analyse à la date du 1° décembre 1992.

21.111 - On appelle dans la suite de ce rapport "scénario de l'accident" la séquence factuelle (non interprétée) des événements significatifs qui ont abouti à l'accident. Les éléments d'information disponibles ou recueillis par l'enquête n'ont pas permis d'établir directement ce scénario. La commission a donc été amenée à utiliser des méthodes indirectes. Pour cela, elle a cherché à déterminer de façon aussi exhaustive que possible quels étaient les scénarios envisageables, pour sélectionner ensuite le(s) plus pertinent(s) pour sa réflexion sur de possibles recommandations de sécurité.

Pour maintenir néanmoins cette exploration dans des dimensions acceptables, elle a remarqué que tous les événements composant un scénario n'avaient pas le même poids. Elle a en particulier identifié pour le cas du F-GGED un événement déterminant, dont la compréhension pouvait orienter de façon décisive celle de l'accident. Cet événement est :

Cet événement est dénommé pour la suite "pivot" des scénarios, et la commission a concentré son exploration systématique sur cet événement pivot. Cependant la compréhension des mécanismes directs de l'accident ne se réduit pas à l'explication de cet événement, quel que soit son caractère critique. La réalisation de l'accident implique d'autres événements, d'autres conditions, d'autres circonstances, qui constituent globalement le scénario de l'accident.

21.112 - Dans un premier temps (§ 21.2), la commission s'est donc attachée à expliquer cet événement pivot par une séquence ou des coïncidences d'événements primaires, de type panne ou erreur, liés à lui par des relations directes de cause à effet. Dans la suite de ce rapport, on appellera une telle séquence un "générateur" de l'accident.

Pour tenter de déterminer le générateur de cet accident, on a construit d'abord sous la forme d'un arbre l'ensemble des générateurs potentiels. On a procédé en utilisant le principe de dichotomie: en partant de l'événement pivot, on a divisé l'espace de ses origines possibles en deux branches complémentaires que l'on a subdivisé à nouveau en deux branches complémentaires, et ainsi de suite jusqu'à trouver un sous-ensemble, soit indivisible, soit dont on pouvait connaître l'état de vérité ou estimer la probabilité globale.

On a procédé ensuite à "l'élagage" de l'arbre à partir des éléments recueillis par l'enquête: données de vol enregistrées, renseignements fournis par l'examen ou les expertises de l'épave, analyse des défaillances connues, témoignages, etc.

21.113 - Pour chaque branche, la conclusion de l'analyse a été choisie parmi l'une des trois suivantes:

• générateur réfuté: l'hypothèse (panne ou erreur) impliquée ne peut pas s'être produite, et/ou elle n'a pas pu contribuer à l'événement pivot;
• générateur possible: l'hypothèse peut s'être produite et sa contribution potentielle au pivot serait alors directe et essentielle.
• facteur contributif possible: l'hypothèse peut s'être produite, mais sa contribution potentielle au pivot serait alors indirecte et secondaire. Elle participerait seulement à un contexte favorisant l'événement pivot, ou à un autre événement du scénario.

21.114 - Dans un deuxième temps (§ 21.3), la commission s'est attachée à compléter de façon détaillée le ou les scénarios de l'accident jugés possibles après élagage de l'arbre des générateurs. Elle a alors cherché à mettre en évidence les autres événements contributifs, et à établir la cohérence de l'hypothèse retenue avec la totalité des informations disponibles.

21.121 - L'arbre des générateurs

L'annexe 14 présente l'arborescence schématique des hypothèses qui ont été explorées comme explication potentielle de l'événement pivot (apparition et maintien d'un taux de descente de 3300 pieds par minute en approche pour une valeur de référence de 800 pieds par minute environ).

Note : Cette recherche concerne dans certains cas beaucoup plus le mécanisme de la mise en descente que celui de son maintien. Ce que l'on cherche alors en toute rigueur, ce sont les mécanismes susceptibles de déclencher une telle descente, et compatibles avec une détection difficile de l'anomalie.

La présentation de cette arborescence obéit aux principes suivants:

• chaque branche représente un ensemble d'hypothèses, et deux branches issues d'un même parent sont complémentaires;


• le rang (R1, R2, etc) d'une branche mesure le nombre de dichotomies effectuées depuis l'événement pivot pour atteindre cette branche;


• le numéro de la branche de rang n est obtenu en ajoutant, à la fin du numéro du parent de rang (n-1), le chiffre "0" si on passe du rang n au rang (n-1) en parcourant la branche de gauche et le chiffre "1" si on emprunte la branche de droite (directions définies face à la figure).

• la branche "0" regroupe l'ensemble des hypothèses dans lesquelles le taux de descente élevé résulte de la réaction normale de l'avion aux actions de l'équipage sur les commandes;


• la branche "1" regroupe l'ensemble des hypothèses dans lesquelles le taux de descente ne résulte pas de la réaction normale de l'avion aux actions de l'équipage sur les commandes.

21.122 - Contenu de la branche 0

21.122.1 - Dans ce premier ensemble, qu'on intitulera par la suite "taux de descente effectivement commandé par l'équipage", et qui regroupe tous les cas où l'avion a répondu normalement aux actions de l'équipage sur les commandes, on a d'abord distingué l'ensemble des commandes volontaires (branche 00), et l'ensemble des commandes effectuées involontairement (branche 01), c'est à dire sans que l'équipage ait une conscience correcte de ce qu'il demande réellement à l'avion par l'intermédiaire des commandes de vol (manuelles ou automatiques).

21.122.2 - En développant la branche 00, on a examiné séparément:

• (branche 000): l'ensemble des hypothèses pour lesquelles la commande volontaire d'un taux de descente très élevé résulterait d'une erreur de positionnement, induite par une anomalie dans les données de navigation présentées à l'équipage par l'instrumentation de bord, et provoquée par une anomalie concernant soit les stations au sol (branche 0000), soit l'installation de bord (branche 0001).


• (branche 001): l'ensemble des hypothèses pour lesquelles la commande volontaire ne résulte pas d'anomalies d'information présentées à l'équipage.

21.122.3 - En développant la branche 01, on a distingué:

• les cas où l'équipage disposait d'une conscience correcte du mode vertical activé sur le pilote automatique (branche 011). La commande involontaire d'un taux de descente anormal supposait alors une conscience incorrecte de la valeur commandée elle-même, et on s'est attaché à en identifier les sources possibles, qui apparaissent dans les branches de rang supérieur.


• les cas au contraire où sa conscience du mode vertical actif n'était pas conforme à la réalité (branche 010).n Dans ce cadre, on a identifié et analysé séparément deux mécanismes d'erreur: une absence d'action de changement de mode (branche 0100), et une erreur dans l'exécution du changement de mode (branche 0101).

21.123 - contenu de la branche 1:

21.123.1 - Dans ce deuxième ensemble, qui regroupe toutes les hypothèses où le taux de descente élevé ne résulte pas de la réaction normale de l'avion aux actions de l'équipage sur les commandes, on a isolé les cas (branche 10) où l'embardée verticale résulterait d'une défaillance de l'un des moyens de pilotage et de contrôle de la trajectoire longitudinale (chaîne de profondeur et moteurs).

En explorant cette branche 10, on a d'abord distingué les cas de perte de la poussée (branche 100) des autres hypothèses. Celles-ci, regroupées dans la branche 101, concernent les défaillances de la chaîne de commande de profondeur, depuis le panneau de commande des modes de pilotage automatique jusqu'aux servocommandes elles mêmes. Ces défaillances ont été explorées systématiquement en utilisant la nomenclature ATA, et en examinant d'une part (branche 1010) les composantes fonctionnelles de la chaîne situées en amont de la prise en compte de la consigne (VS ou FPA) par le FMGC, et d'autre part (branche 1011) les composantes fonctionnelles situées en aval, chargées du traitement et de l'application de la consigne.

21.123.2 - La branche complémentaire (11) regroupe alors toutes les autres causes possibles d'embardée verticale: perte de contrôle aérodynamique d'une part (branche 110), et d'autre part tous les autres cas (qui comprennent essentiellement les ruptures structurales en vol) (branche 111).

L'ensemble des docum