Verslag van het veligheidsonderzoek

Air Accident Investigation Unit (Belgique) City Atrium Rue du Progrès 56 1210 Bruxelles

Verslag van het veligheidsonderzoek

ONGEVAL PILATUS PC-6 TE GELBRESSEE OP 19 OKTOBER 2013

Ref. AAIU-2013-21 Datum van publicatie: 22 juli 2015 Statut: Eindversie

AAIU-2013-21

Eindverslag:

DEZE PAGINA WERD OPZETTELIJK LEEG GELATEN

2

AAIU-2013-21 INHOUDSTAFEL

INHOUDSTAFEL ................................................................................................................... 3 VOORWOORD ...................................................................................................................... 6 SYMBOLEN EN AFKORTINGEN.......................................................................................... 7 TERMINOLOGIE DIE IN DIT VERSLAG WORDT GEBRUIKT ........................................... 11 OVERZICHT ........................................................................................................................ 13 FEITELIJKE INFORMATIE. ............................................................................ 16 1.1 1.2 1.3 1.4 1.5 1.6 1.7 1.8 1.9 1.10 1.11 1.12

1.13 1.14 1.15 1.16

1.17

1.18

1.19 2

HISTORIEK VAN DE VLUCHT. ............................................................................... 16 PERSOONLIJK LETSEL. ....................................................................................... 18 SCHADE AAN HET LUCHTVAARTUIG ..................................................................... 18 OVERIGE SCHADE. ............................................................................................ 18 PERSOONSGEGEVENS. ...................................................................................... 18 INFORMATIE OVER HET LUCHTVAARTUIG. ............................................................ 20 METEOROLOGISCHE GEGEVENS. ........................................................................ 38 NAVIGATIEHULPSYSTEMEN. ............................................................................... 40 COMMUNICATIE. ................................................................................................ 43 INFORMATIE OVER HET VLIEGVELD. .................................................................... 46 VLUCHTRECORDERS. ........................................................................................ 48 INFORMATIE OVER HET WRAK EN DE INSLAG ........................................................ 51 1.12.1 Onderzoek van het wrak in situ .......................................................... 51 1.12.2 Gedetailleerd onderzoek van het wrak ............................................... 59 MEDISCHE EN PATHOLOGISCHE INFORMATIE ....................................................... 77 BRAND ............................................................................................................. 78 OVERLEVINGSASPECTEN ................................................................................... 79 TESTEN EN NADERE ONDERZOEKEN. .................................................................. 81 1.16.1 De trimaandrijver van het horizontale staartvlak ................................. 81 1.16.2 Prestaties van het luchtvaartuig ......................................................... 82 1.16.3 Tonrol (Engels: ‘barrel roll’) in een Marchetti 260-vliegsimulator......... 83 INFORMATIE OVER ORGANISTATIE EN BEHEER. .................................................... 84 1.17.1 Exploitatie van het vliegtuig ................................................................ 84 1.17.2 Exploitatievergunning voor een permanente site voor valschermspringactiviteiten ............................................................................. 86 1.17.3 Bijzondere bevoegdverklaringen voor piloten die droppingvluchten voor valschermspringers uitvoeren .................................................................. 87 1.17.4 Eisen van de verzekeringsmaatschappij ............................................ 88 1.17.5 Organisatie van de Paraclub Namen.................................................. 88 AANVULLENDE INFORMATIE................................................................................ 89 1.18.1 Over de beheersing van een doorgeslagen trimvlak van een horizontaal staartvlak ...................................................................................... 89 1.18.2 Over ongevallen met vliegtuigen die gebruikt worden voor valschermspringen, periode 1987-2014........................................................... 89 1.18.3 Ongevallen met een Pilatus PC-6 die gelijkenissen vertonen ............. 92 NUTTIGE EN DOELTREFFENDE ONDERZOEKSTECHNIEKEN .................................... 93 ANALYSE ....................................................................................................... 94

2.1 2.2

INFORMATIE VAN GETUIGEN ............................................................................... 94 ONDERZOEK VAN HET WRAK .............................................................................. 95

Eindverslag: INHOUDSTAFEL

1

3

AAIU-2013-21 2.3 2.4 2.5 2.6

2.7 2.8 2.9 2.10 2.11 2.12 2.13 3

BESLUIT. ...................................................................................................... 123 3.1 3.2

4

4.2

4.3


4.4 4.5

4

BEVINDINGEN.................................................................................................. 123 OORZAKEN. .................................................................................................... 126 VEILIGHEIDSAANBEVELINGEN ................................................................. 128

4.1

4.6 4.7 4.8 5

GESPREKKEN ................................................................................................... 96 OPEENVOLGING VAN DE VERSCHILLENDE STRUCTURELE DE TEKORTKOMINGEN ............................................................................................ 97 RECONSTRUCTIE VAN DE LAATSTE FASE VAN DE VLUCHT ..................................... 99 MOGELIJKE MANEUVERS .................................................................................. 103 2.6.1 Mogelijke medische ongeschiktheid / malaise .................................... 104 2.6.2 Vermijden van een botsing tijdens de vlucht. ..................................... 104 2.6.3 Bird strike ........................................................................................... 104 2.6.4 Zogvortex ........................................................................................... 105 2.6.5 Turbulenties door windturbines .......................................................... 106 2.6.6 Weergerelateerde turbulenties ........................................................... 106 2.6.7 Gewilde maneuvers ........................................................................... 106 2.6.8 Analyse van het V-n-diagram ............................................................. 111 2.6.9 Besluit van de analyse van de mogelijke maneuvers ......................... 112 EXPLOITANT EN DE ORGANISATIE VAN DE PARACHUTECLUB ............................... 113 GEWICHT EN EVENWICHT (‘W EIGHT AND BALANCE’ OF ‘W&B’)............................ 114 HET GEBRUIK VAN BEVESTIGINGSSYSTEMEN ..................................................... 115 GEBRUIK VAN ZUURSTOFSYSTEEM ................................................................... 118 PILOTENSTOEL EN RUGBESCHERMING VAN DE PILOOT ....................................... 119 ONDERHOUDSHANDLEIDING ............................................................................. 120 OPSLAG VAN VLUCHTGEGEVENS ...................................................................... 121

VEILIGHEIDSKWESTIE: HET ZWAKKE WETTELIJKE KADER EN EEN ZWAK DAADWERKELIJK TOEZICHT. ............................................................................. 128 VEILIGHEIDSKWESTIE: HET GEBREK AAN EEN VERPLICHTE EIS OM INSTRUMENTEN VOOR DE OPSLAG VAN VLUCHTGEGEVENS TE INSTALLEREN AAN BOORD VAN VLIEGTUIGEN DIE VOOR VALSCHERMSPRINGEN WORDEN GEBRUIKT. ...................................................................................................... 129 VEILIGHEIDSKWESTIE: HET ZWAKKE KADER IN VERBAND MET DE NOOD AAN BEVESTIGINGSSYSTEMEN VOOR VALSCHERMSPRINGERS AAN BOORD VAN EEN LUCHTVAARTUIG. ...................................................................................... 130 VEILIGHEIDSKWESTIE: ONVOLDOENDE RUGBESCHERMING VOOR DE PILOOT. ....... 130 VEILIGHEIDSKWESTIE: WEIGHT & BALANCE VAN HET VLIEGTUIG IS NIET GEMAKKELIJK TE BEPALEN OMDAT DE PASSAGIERS NIET OP VASTGELEGDE PLAATSEN ZITTEN. ........................................................................................... 132 VEILIGHEIDSKWESTIE: TOEKENNING VAN ELKAAR OVERLAPPENDE MACHTIGINGEN DOOR HET DGLV. .................................................................... 133 VEILIGHEIDSKWESTIE: MOGELIJK FOUTIEVE INTERPRETATIE VAN DE ONDERHOUDSHANDLEIDING. ............................................................................ 134 VEILIGHEIDSKWESTIE: GEBREK AAN EEN ORGANISATORISCHE STRUCTUUR TUSSEN DE EXPLOITANT EN DE PARACHUTECLUB. .............................................. 135

BIJLAGEN .................................................................................................... 136 BIJLAGE 1: EXTRACT OF BCAA DELIVERED AERIAL WORK AUTHORIZATION ....................... 136 BIJLAGE 2: EXTRACT OF BCAA DELIVERED “AUTHORIZATION FOR THE OPERATION OF A PERMANENT SITE FOR PARACHUTE JUMPS”..................................................... 138

AAIU-2013-21


BIJLAGE 3: EXTRACT OF PART SPO REGULATION REGARDING THE PARACHUTE OPERATION AND SEATS, SEAT SAFETY BELTS AND RESTRAINT SYSTEMS .............. 141 BIJLAGE 4: SPECIAL CONDITION DOCUMENT “USE OF AEROPLANE FOR PARACHUTING ACTIVITIES. ..................................................................................................... 143 BIJLAGE 5: ROYAL MILITARY ACADEMY FRACTOGRAPHICAL ANALYSIS .............................. 146 BIJLAGE 6: HORIZONTAL STABILIZER TRIM ANALYSIS ....................................................... 150

5

AAIU-2013-21 VOORWOORD Dit verslag is een technisch document dat de standpunten van het onderzoeksteam over de omstandigheden die tot het ongeval hebben geleid, weergeeft. Conform Bijlage 13 van het verdrag van Chicago inzake de Internationale Burgerluchtvaart en conform Verordening (EU) Nr. 996/2010 beoogt het onderzoek van luchtvaartongevallen niet om schuld of aansprakelijkheid te bepalen. Het enige doel van het onderzoek en van het eindverslag bestaat erin de oorzaken te bepalen en aanbevelingen te doen om toekomstige ongevallen en incidenten te voorkomen. Meer bepaald artikel stelt 17-3 van Verordening (EU) Nr. 996/2010 dat de veiligheidsaanbevelingen die in dit verslag worden gedaan, geen enkel vermoeden met betrekking tot schuld of verantwoordelijkheid voor het ongeval inhouden. Het onderzoek werd geleid door Luc Blendeman, Henri Metillon en Sam Laureys. Het verslag werd opgesteld door Henri Metillon en werd gepubliceerd onder het gezag van de hoofdonderzoeker. Dit document is een vertaling van het oorspronkelijke rapport geschreven in het Engels, met uitzondering van de bijlagen die niet werden vertaald . Het oorspronkelijke rapport is leidend in geval van twijfel over de interpretatie van de tekst of afwijking tussen het origineel en het vertaalde.

Eindverslag: VOORWOORD

Opmerkingen: 1. Over hoogte en vliegniveau: De verticale stand van het luchtvaartuig tijdens de klim wordt uitgedrukt in hoogte (met voet als maateenheid) tot de overgangsvlieghoogte (die in de FIR van Brussel 4500 voet bedraagt) bereikt is, boven deze hoogte wordt de verticale stand uitgedrukt in vliegniveaus (flight levels). Om de hoogtes aan te geven, wordt de lokale barometerdruk op zeeniveau (QNH) gebruikt als hoogtemeterinstelling. Om de vliegniveaus weer te geven, wordt de standaardatmosfeerdruk van 1013,25 hPa gehanteerd als hoogtemeterinstelling.

6

2. Over de tijd: In dit verslag gebeurt de tijdsaanduiding in UTC, tenzij anders aangegeven.

AAIU-2013-21

’ ° °C AAD AAIU(Be) ACC AccRep ACTT AD AFIS AFM AFMS AGL AMM Amp AMSL APP ARC ASD ATC(O) ATIS ATPL ATS BCAA BCMG BEA

bhp CAMO CAS CAVOK CERPS CIAIAC

CG

Minuut Graad Graden Celsius Automatic Activation Device van een reddingsparachute Air Accident Investigation Unit (Belgium) (Onderzoekscel voor luchtvaartongevallen (België)) Area Control Center (En-route luchtverkeersleiding) Accredited Representative (Gemachtigd vertegenwoordiger van een onderzoekseenheid van een staat) Aircraft Total Time (Totale tijd in gebruik van een vliegtuig) Aerodrome (Vliegveld) Aerodrome Flight Information Service (Vluchtinlichtingendiensten van de luchthaven) Airplane Flight manual (Vlieghandboek) Airplane Flight manual Supplement (Supplement bij het vlieghandboek) Above Ground Level (Boven grondniveau) Aircraft Maintenance Manual (Handboek voor luchtvaartuigonderhoud) Ampère Above Mean Sea Level (Boven gemiddeld zeeniveau) Approach Control Service (Naderingsluchtverkeersleidingsdienst) Airworthiness Review Certificate (Bewijs van herbeoordeling van de luchtwaardigheid) Air Safety Directorate (Raadgever in de vliegveiligheid van de Belgische Defensie) Air Traffic Control (Officer) (Luchtverkeersleiding (leider)) Automatic Terminal Information Service Airline Transport Pilot Licence (Vergunning lijnpiloot) Air Traffic Services (Luchtverkeersdiensten) Belgian Civil Aviation Authority (zie DGLV) Becoming (term gebruik in weerverslagen) Bureau d’Enquêtes et d’Analyse (Franse instantie die verantwoordelijk is voor het veiligheidsonderzoek van ongevallen en incidenten in de burgerluchtvaart) Brake horsepower (Remvermogen in paardenkracht) Continuing Airworthiness Management Organisation (Managementorganisatie voor permanente luchtwaardigheid) Calibrated airspeed (Gekalibreerde luchtsnelheid) Ceiling and Visibility OK Centre Ecole Régional de Parachutisme Sportif de Namur Comisión de Investigación de Accidentes e Incidentes de Aviación Civil (Dit is de Spaanse onderzoeksinstantie voor ongevallen en incidenten in de burgerluchtvaart) Center of Gravity (Zwaartepunt)

Eindverslag: SYMBOLEN EN AFKORTINGEN

SYMBOLEN EN AFKORTINGEN

7

AAIU-2013-21


CPL CS DGLV EASA

8

Commercial Pilot Licence (Vergunning beroepsbestuurder) Certification specification (Certificeringsspecificatie) Directoraat-Generaal Luchtvaart European Aviation Safety Agency (Europees Agentschap voor de veiligheid van de luchtvaart) EBBE Beauvechain Air Base (Vliegveld Beauvechain) EBBR Brussels Airport (Luchthaven Brussel) EBCI Charleroi - Brussels South Airport (Luchthaven Charleroi) EBNM Airfield of Namur/Suarlée (Vliegveld van Namen/Suarlée) EBLG Liège airport (Luchthaven Luik) EBMO Airfield of Moorsele (Vliegveld van Moorsele) ETD Estimated Time of Departure (Geplande vertrektijd) EU Europese Unie EUROCAE European Organisation for Civil Aviation Equipment FAA Federal Aviation Administration (USA) (Federale Luchtvaartadministratie in de VS) FARs Federal Aviation Regulations (Federale luchtvaartvoorschriften VS) FDR Flight Data Recorder (Recorder voor de opslag van vluchtgegevens) FH Flight hour(s) (Vlieguren) FIR Flight Information Region FL Flight Level (Vliegniveau) FOCA Federal Office of Civil Aviation (Zwitserse burgerluchtvaartautoriteit) fps Voet per seconde ft Foot (Feet) /voet ft/m Voet per minuut FTD Flight Training Device (Vliegtrainingstoestel) FTL Flight Time Limitation (Vliegtijdbeperking) pk Paardenkracht (eenheid van vermogen) hPa Hectopascal(s) g Versnelling ingevolge de zwaartekracht van de aarde GDF-05 BCAA Circular Descentes en Parachute–Valschermspringen ICAO International Civil Aviation Organisation (Internationale Burgerluchtvaartorganisatie) IMC Instrument Meteorological Conditions (Instrumentweersomstandigheden) IPC Illustrated Parts Catalog / geïllustreerde onderdelencatalogus KIAS Knots Indicated Airspeed / aangegeven luchtsnelheid in knopen kgf Kilogram-force (gelijk aan de kracht die wordt uitgeoefend door een gewicht van één kilogram op het aardoppervlak) km Kilometer(s) kt Kno(o)p(en) KTAS Knots True Airspeed (Werkelijke luchtsnelheid in knopen) lbs Pounds (Pond) LH Left hand LOC-I Loss of Control In-flight (Controleverlies tijdens de vlucht) L/R Left Roll m Meter(s)

MAC METAR MHz MSN MTOW N n NM NOSIG NTSB O O/H PIC POH PN PPL QFE QFU QNH RH RPM RWY S.A. SAIB SCF-NP SEP SET SHP SN SPO STOL TMA TSB ULM VS US CARs

US gal

Gemiddelde aerodynamische koorde Meteorological Aerodrome Report (Weerverslag opgesteld door het vliegveld) Megahertz Manufacturer’s serial Number (Serienummer van de fabricant) Maximum Take-off Weight (Maximale opstijgmassa) Noord Belastingsfactor Nautical mile(s) (Zeemijl(en)) No significant change (Term gebruik in weerverslagen) National Transportation Safety Board (Onderzoeksdienst transportongevallen VS) Oost Overhaul (Herziening) Pilot in Command (Gezagvoerder) Pilot’s Operating Handbook (Vlieghandboek) Part Number (Nummer van het onderdeel) Private Pilot License (Bewijs van bevoegdheid voor privévlieger) Atmosferische druk om de hoogte boven de baan van het vliegveld aan te geven. Magnetische richting van de startbaan Atmosferische druk om de hoogte boven het gemiddeld zeeniveau weer te geven Right hand Revolutions per Minute (Omwentelingen per minuut) Runway Sociéte Anonyme (Naamloze Vennotschap) Swiss Accident Investigation Board System/Component Failure or malfunction (Non-Powerplant) (storing of fout van het systeem/onderdeel (niet-motorgerelateerd)) Single Engine Piston rating (Klassebevoegdverklaring voor éénmotorige vliegtuigen met zuigermotor) Single Engine Turbine rating (Klassebevoegdverklaring voor éénmotorige vliegtuigen met turbinemotor) Shaft Horse Power (Asvermogen in paardenkracht) Serienummer Specialised Operations Short Take-Off and Landing (Kort opstijgen en landen) Terminal Control Area (Naderingsverkeersleidingsgebied) Transport Safety Board of Canada Ultra-Léger Motorisé (Ultralicht Motorluchtvaartuig) Verenigde Staten Civil Aviation Regulations (Regels voor de Burgerluchtvaart (Voormalige wettelijke vereisten van de VS die de huidige Titel 14 van de Code of Federal Regulations van de Verenigde Staten voorafgingen – ook wel FARs genoemd) US (United States) Gallon


AAIU-2013-21

9

AAIU-2013-21 UTC V VA VC VD VFE


VFR VNE VS VMC

10

Gecoördineerde wereldtijd Als een eenheid: Volt. Als een hoeveelheid: Snelheid Design manoeuvring Speed (Ontwerpmanoeuvreersnelheid) Design cruise Speed (Ontwerpkruissnelheid) Design diving Speed (Ontwerpduiksnelheid) Maximum flaps extended speed (Maximale snelheid met flaps (welvingskleppen) uit) Visual Flight Rules (Zichtvliegvoorschriften) Never exceed speed (Nooit te overschrijden snelheid) Stall speed (Overtreksnelheid) Visual Meteorological Conditions (Zichtweersomstandigheden)

AAIU-2013-21 TERMINOLOGIE DIE IN DIT VERSLAG WORDT GEBRUIKT Veiligheidsfactor: een voorval of toestand die het veiligheidsrisico doet toenemen. Met andere woorden is het iets dat, als het zich zou voordoen in de toekomst, de waarschijnlijkheid van een voorval doet toenemen, en/of de ernst van de negatieve gevolgen verbonden aan een voorval.

Overige veiligheidsfactor: een veiligheidsfactor die tijdens het onderzoek van een voorval werd geïdentificeerd en die niet beantwoordde aan de definitie van een veiligheidsfactor die het ongeval in de hand werkte, maar niettemin belangrijk genoeg werd bevonden om mee te delen in een onderzoeksverslag in het belang van een betere vervoersveiligheid. Veiligheidskwestie: een veiligheidsfactor die (a) redelijkerwijze kan worden beschouwd als een factor die het potentieel heeft om de veiligheid van toekomstige operaties op negatieve wijze aan te tasten en (b) veeleer een kenmerk is van een organisatie of van een systeem, dan wel een kenmerk van een specifiek individu, of een kenmerk van een operationele omgeving op een bepaald tijdstip. Veiligheidsactie: de maatregelen die een persoon, een organisatie of een agentschap uit eigen beweging neemt of voorstelt als reactie op het veiligheidsprobleem. Veiligheidsaanbeveling: een voorstel van de instantie die het ongeval onderzoekt en een antwoord is op een veiligheidsfactor en die gebaseerd is op informatie afgeleid uit het onderzoek, gedaan met de bedoeling om ongevallen of incidenten te voorkomen. Wanneer de AAIU(Be) een veiligheidsaanbeveling doet aan een persoon, een organisatie, een agentschap of een regelgevende overheid, dan moet de betrokken persoon, de betrokken organisatie, het betrokken agentschap, de betrokken overheid binnen 90 dagen een schriftelijk antwoord geven. Dat antwoord moet aangeven of de aanbeveling wordt aanvaard, of moet elke reden opgeven waarom een deel van of de volledige aanbeveling niet wordt aanvaard, en moet elke voorgestelde veiligheidsactie om de aanbeveling in praktijk te brengen gedetailleerd uiteenzetten.

Eindverslag: TERMINOLOGIE DIE IN DIT VERSLAG WORDT GEBRUIKT

Bijdragende veiligheidsfactor: een veiligheidsfactor die, als hij zich niet had voorgedaan of bestaan op het ogenblik van een voorval, dan ofwel: (a) het voorval zich niet zou hebben voorgedaan; of (b) de nefaste gevolgen verbonden aan het voorval zich niet zouden hebben voorgedaan of althans niet zo ernstig zouden zijn geweest; of (c) een andere veiligheidsfactor die het ongeval in de hand heeft gewerkt zich waarschijnlijk niet zou hebben voorgedaan of dat deze niet zou hebben bestaan.

11

AAIU-2013-21

Eindverslag: TERMINOLOGIE DIE IN DIT VERSLAG WORDT GEBRUIKT

Veiligheidsbericht: een bewustmaking die het bestaan van een veiligheidsfactor en de lessen die men eruit getrokken heeft, onder de aandacht brengt. De AAIU(Be) kan een veiligheidsbericht verspreiden onder een gemeenschap (van piloten, instructeurs, examinatoren, luchtverkeersleiders), een organisatie of een industriesector, opdat deze groepen rekening zouden houden met de veiligheidsfactor en actie zou ondernemen waar ze dit gepast achten. Bij een veiligheidsbericht is er geen verplichting tot een formeel antwoord, maar de AAIU(Be) zal wel elk antwoord die het ontvangt, publiceren.

12

AAIU-2013-21 OVERZICHT Datum en tijdstip van het ongeval:

19 oktober 2013 om 13:35

Luchtvaartuig:

Pilatus PC-6/B2-H4, MSN 710

Plaats van het ongeval:

50°31’0.5’’ N - 4°57’1.0’’ E Terreinhoogte: rond de 200 m. In een veld in Gelbressée, Namen, België

Eigenaar van het luchtvaartuig:

Namur Air Promotion S.A.

Soort vlucht:

Luchtarbeid - droppen van valschermspringers

Personen aan boord:

11

Algemeen:

Type van het voorval: Controleverlies tijdens de vlucht (LOC-I) gevolgd door een falen van een systeem/onderdeel (niet-motorgerelateerd) (SCF-NP).

1

"Paraclub Namur" heet officieel Centre Ecole Régional de Parachutisme Sportif de Namur (CERPS).

Eindverslag: OVERZICHT

Het vliegtuig werd gebruikt om valschermspringers van de parachuteclubvan Namen1 te droppen. Het was de vijftiende vlucht van die dag. Het vliegtuig steeg op vanop het vliegveld van Namen/Suarlée rond 13:25 en had 10 valschermspringers aan boord. Na 10 vliegminuten, toen het vliegtuig het vliegniveau 50 (FL50) bereikte, zag een getuige het vliegtuig in een horizontale vlucht, maar lager dan normaal vliegen. Hij keerde terug naar zijn bezigheden. Kort daarna hoorde hij een geluid waarvan hij dacht dat het veroorzaakt was door een verandering van de propellerspoed en hij draaide zich om om naar het vliegtuig te kijken. De getuige verklaarde dat hij het vliegtuig een duikvlucht zag nemen gevolgd door een steile klim van het toestel (scherp opwaarts, meer dan 45°) gevolgd door het afbreken van de vleugel. Vervolgens begon het vliegtuig te tollen. Een andere getuige die dichter bij het vliegtuig was, meldde dat hij het vliegtuig horizontaal zag vliegen waarbij de vleugels verschillende malen op en neer gingen en dat hij tezelfdertijd een geluidsvariatie hoorde in het propeller- en motorgeluid alvorens hij het vliegtuig uit zijn blikveld zag verdwijnen. Het vliegtuig stortte neer in een veld op het grondgebied van Gelbressée. Alle inzittenden kwamen om. Het vliegtuig vatte vuur. Een groot stuk van de linkervleugel en onderdelen daarvan werden teruggevonden op 2 km van het hoofdwrak.

13

AAIU-2013-21 Oorza(a)k(en): De oorzaak van het ongeval is het begeven van de constructie van de linker vleugel door een aanzienlijke aerodynamische overbelasting in negatieve versnelling, wat leidde tot een oncontroleerbaar vliegtuig en de daaropvolgende crash. De meest waarschijnlijke oorzaak voor de breuk van de vleugel is het gevolg van een bewust maneuver van de piloot dat niet goed werd uitgevoerd en resulteerde in een ongewild negatief g-maneuver waarbij de exploitatielimieten van het vliegtuig werden overschreden. Veiligheidsfactoren die het ongeval in de hand werkten: • •

Het zwakke toezicht van de exploitant op de vluchtoperaties van het vliegtuig. Het gebrek aan een organisatorische structuur tussen de exploitant en de parachuteclub.

Veiligheidsfactoren die tijdens het onderzoek werd geïdentificeerd: • • • • • • •


• • •

14

De uitvoering van stuntvlieg2manoevers met een vliegtuig dat niet gecertificeerd is om dergelijke manoevers uit te voeren. De uitvoering van stuntvliegmanoevers door een piloot die niet voldoende gekwalificeerd en/of getraind is om dergelijke manoevers uit te voeren. Vervoer van passagiers die geen gebruik maken van veiligheidsgordels of niet in een zetel zitten tijdens vluchtfases met een hoger risico. Het zwakke wettelijke kader en een zwak daadwerkelijk toezicht. Het gebrek aan een verplichte eis om toestellen voor de opslag van vluchtgegevens te installeren aan boord van vliegtuigen die voor valschermspringen worden gebruikt. Onvoldoende rugbescherming voor de piloot. Gebrek aan begeleiding voor berekeningen van gewicht en evenwicht (Engels: ‘Weight & Balance’, afgekort ‘W&B’) bij een vliegtuig dat gebruikt wordt voor valschermspringen. Toekenning van elkaar overlappende machtigingen door het DGLV. Mogelijk foutieve interpretatie van de onderhoudshandleiding. Schendingen en/of veiligheidsvoorvallen niet gemeld zoals vereist door Circulaire GDF-04, wat het DGLV belemmerde om passende maatregelen te nemen.

2

"Stuntvlucht" betekent maneuvers die met opzet met een vliegtuig worden uitgevoerd en die een plotse wijziging in de stand van het vliegtuig, een abnormale stand of een abnormale variatie in de snelheid veroorzaken, die niet nodig zijn voor de uitvoering van een normale vlucht, noch voor het geven van vlieglessen voor het behalen van vergunningen of bevoegdverklaringen die geen bevoegdverklaring voor stuntvliegen zijn.

AAIU-2013-21

•

Groepsdruk van parachutisten die soms de piloten aanmoedigen om manoeuveres uit te voeren die niet toegelaten zijn met vliegtuigen in de normale categorie Vliegen op grote hoogte zonder zuurstofsysteem hoewel vereist door de regelgeving.


•

15

AAIU-2013-21 1

FEITELIJKE INFORMATIE.

1.1 Historiek van de vlucht. Op 19 oktober 2013 werd de Pilatus Porter gebruikt voor de dropping van valschermspringers. De dag begon normaal met een eerste vertrek om 07:21. Elke vlucht vervoerde 9 of 10 passagiers. Behalve de eerste twee werden alle vluchten van die dag uitgevoerd door dezelfde piloot. Vlucht #

Tijdstip van vertrek

1 2 3 4 5 6

07:21 7:49 8:12 8:39 9:02 9:24

7 8 9 10 11 12 13 14 15

10:24 10:47 11:11 11:32 11:54 12:21 12:48 13:07 13:25

Tijdstip van de dropping

7:39 8:03 8:32 8:55 9:18 9:42 Tanken en lunch 10:40 11:04 11:26 11:48 12:13 12:40 13:01 13:20

Piloot

# passagiers

P1 P1 P2 P2 P2 P2

9 10 9 10 10 10

P2 P2 P2 P2 P2 P2 P2 P2 P2

9 9 9 10 9 10 10 10 10

Eindverslag: FEITELIJKE INFORMATIE.

Het vliegtuig landde voor het laatst in EBNM om 13:20 om de volgende groep van 10 valschermspringers aan boord te nemen. Na het opstijgen verscheen het vliegtuig opnieuw op de radar om 13:28 op een hoogte van 1200 voet.

16

Om 13:28:52 gaf de luchtverkeersleider (Engels: ‘Air Traffic Control Officer’, afgekort ‘ATCO’) van EBCI het vliegtuig de instructie om op 2000 voet AMSL te blijven voor kruisend luchtverkeer, een Boeing 737 die aan het landen was op EBCI, en om verder oostwaarts te vliegen. Na de kruising kreeg het Pilatustoestel de toestemming om te stijgen tot 5000 voet. Om 13:33:32, toen het vliegtuig op een hoogte van 4400 voet vloog, kreeg de piloot de toestemming om terug te vliegen naar het gebied waar de dropping zou gebeuren en hij draaide het toestel naar zijn bestemming, het EBNM-vliegveld.

AAIU-2013-21

Kort daarna zag een getuige het vliegtuig een wijde bocht maken naar links. Deze getuige hield het vliegtuig gedurende 40 seconden in het oog. Hij verklaarde dat het vliegtuig een abnormaal geluid maakte dat hij vergeleek met de knallen van de uitlaat van een racewagen die decelereert. Uiteindelijk hoorde de getuige een luide ontploffing en zag hij het vliegtuig duiken. Hij meende dat het geluid van een explosie veroorzaakt was door het uiteenvallen van de turbinemotor. Een andere getuige die op de E42-snelweg reed, zag het vliegtuig naar wat hij meende stuntvliegoefeningen uitvoeren. Hij zag het vliegtuig een duikvlucht maken en tollen. Een moment later zag hij hoe de vleugel afbrak en hoe ook kleinere onderdelen loskwamen en neervielen. Een zweefvliegtuigpiloot stond in zijn tuin niet ver van de site waar het toestel neerstortte. Eerst hoorde hij het geluid van de Pilatus dat hij beschreef als typerend, gelijkmatig en constant. Hij keek naar het vliegtuig en zag dat het lager vloog dan normaal. Na een paar seconden hield hij op te kijken. 30 tot 40 seconden later hoorde hij een abnormale geluidsverandering waarvan hij dacht dat het een verandering was in de stand van de propeller of een schakeling van het motorvermogen. Hij zocht het toestel in de lucht en zag het verticaal duiken in een hoek van meer dan 45° onmiddellijk gevolgd door een scherpe hoek van meer dan 70° om het toestel uit de duik te halen, gevolgd door het naar boven afbreken van de vleugel. Het toestel stortte neer "als bij een overtrek” (Engels: ‘stall’). De getuige kon nog steeds "het geluid van de verstelling van de propellerhoek" horen nadat de vleugel was losgekomen. Een andere getuige stond op een horizontale afstand van 600 m van het toestel en beschrijft hoe hij een geluidsverandering hoorde. Hij keek naar het vliegtuig en zag het horizontaal vliegen terwijl de vleugels krachtige rolbewegingen maakten naar links en naar rechts, net voor het uit zijn blikveld verdween. Het vliegtuig stortte neer in een veld op het grondgebied van Gelbressée. Alle inzittenden kwamen om. Het toestel vatte kort na de crash vuur. Een


Afbeelding 1: laatste vlucht vliegbaan bij benadering

17

AAIU-2013-21 groot deel van de linker vleugel, onderdelen ervan en de rechter schuifdeur van de cabine werden op een afstand van 2 km van het hoofdwrak gevonden. Van de inzittenden van het toestel werden 4 valschermspringers net voor de crash uit het toestel geslingerd. 1.2 Persoonlijk letsel. Gewonden

Dodelijk Ernstig Licht Geen Totaal

Piloot

Passagiers

1 0 0 0 1

10 0 0 0 10

Overige

Totaal

0 0 0 0 0

11 0 0 0 11

1.3 Schade aan het luchtvaartuig Het vliegtuig was volledig vernield. 1.4 Overige schade. Lichte schade aan het grasveld en bodemvervuiling door Jet A1 brandstof en motorolie.


1.5 Persoonsgegevens. Piloot Geslacht: Leeftijd: Nationaliteit: Vergunningen:

18

Bevoegdverklaring:

Man 35 jaar Belg PPL-vergunning voor het eerst afgeleverd op 6 juni 2001 CPL-vergunning voor het eerst afgeleverd op 23 maart 2006 ATPL-vergunning voor het eerst afgeleverd op 23 november 2011, de laatste afgifte op 19 juli 2013 conform de EASA-voorschriften voor vliegend personeel, part FCL. (SEP) Eenmotorig vliegtuig met zuigermotor (land) was geldig tot 31 maart 2014. Pilatus PC-6, geldig tot 30 September 2015 Cessna SET, geldig tot 31 juli 2015 Avro RJ/Bae146, geldig tot 30 april 2014 Laatste aantekening in het logboek van de piloot voor de uitvoering van dropvluchten voor

AAIU-2013-21

Medisch:

valschermspringers op 21 september 2013, geldig tot 30 november 2015. Medisch attest: Klasse 1&2, afgeleverd op 12 november 2012, geldig (klasse 1) tot 23 november 2013.

Algemene ervaring: Totale ervaring: 2919 vlieguren, waarvan 775 vlieguren als gezagvoerder (Engels: ‘Pilot in Command of ‘PIC’). De piloot legde onder meer een praktijkexamen stuntvliegen af op 19 mei 2005 met het oog op het behalen van een CPL-vergunning. Er zijn geen aanwijzingen dat er een stuntvliegtoelating was gegeven. Pilatus PC-6 ervaring: Kwalificatie voor PC-6 voltooid op 1 november 2011. Uit het logboek van de piloot blijkt een accumulatie van 332 vlieguren op de PC-6 vanaf 17 maart 2012, met inbegrip van 782 landingen. De droppingvluchten met de PC-6 vertonen: • een gemiddelde duur van 25 minuten en 30 seconden. • de kortste duurtijd voor een rondvlucht is 18 minuten. • De langste totale vliegduur op een dag bedraagt 12:30 vlieguren. • Het hoogste aantal landingen op een enkele dag is 34 op 12:30 vlieguren. De laatste vlucht als verkeersvlieger van een BAe146 vliegtuig vond plaats op 17 oktober 2013 om 22:00 uur en eindigde op 18 oktober 2013 om 01:10. Vliegactiviteiten tijdens de voorafgaande 24 uur: De piloot voerde die dag 13 vluchten uit met het Pilatustoestel. Totale vliegduur rond 4:20 vlieguren (gemiddelde vluchtduur 20 minuten).

PC-6-vluchten tijdens de laatste 6 maanden: Datum (2013) 5 april 6 april 7 april 14 april 21 april 4 mei 18 mei 14 juni 15 juni 16 juni

Uren 1 3 8 7 5 6 9 0 4 7

Min 4 15 43 45 45 56 12 26 0 14

Totaal min 64 195 523 465 345 416 552 26 240 434

Landingen 3 6 19 20 13 17 (schatting) 22 (schatting) 1 8 18


Vliegactiviteiten tijdens de voorafgaande week: 08:22 vlieguren (BAe146)

19

AAIU-2013-21 29 juni 4 juli 6 juli 6 juli 21 juli 15 augustus 17 augustus 18 augustus 21 september 21 september 21 september 21 september 22 september 19 oktober

10 10 0 10 8 7 11 0 0 1 0 0 6 4

32 15 45 30 42 10 10 45 25 12 40 40 22 20

632 615 45 630 522 430 670 45 25 72 40 40 382 280

25 23 1 25 20 17 28 1 1 3 2 2 15 12

Verleden van de piloot op het EBNM-vliegveld: De piloot werd tweemaal tot de orde geroepen: in december 2012 en in juli 2013 door de toezichthouder van het EBNM-vliegveld omwille van herhaaldelijke schendingen van aangenomen vliegveldprocedures en de uitvoering van maneuvers die als ongepast werden beschouwd. Deze voorvallen werden niet aan het DGLV gemeld.


1.6 Informatie over het luchtvaartuig.

20

Algemene informatie Het Pilatus PC-6-toestel is een eenmotorig propellervliegtuig, behorend tot de ‘short take-off & landing’ (STOL)-vliegtuigen. Het is een nutsvliegtuig met een conventioneel vast landingsgestel, ontworpen door Pilatus Aircraft uit Zwitserland. Deze PC-6-toestellen die voor het eerst vlogen in 1959 werden zowel gebouwd in een versie met zuigermotor als in een versie met een schroefturbine (turboprop). Het verongelukte toestel werd aangedreven door een P&WC PT6A-27 turboprop. Certificering De eerste Pilatus PC-6-versie werd in december 1959 gecertificeerd door het Federal Office for Civil Aviation (FOCA) van Zwitserland met de typecertificaatreferentie F 56-10. Het vliegtuig voldoet aan de US Civil Air Regulations, deel 3 als een vliegtuig behorend tot de normale categorie. Het PC-6-toestel is niet goedgekeurd voor stuntvliegmanoevers. Het model PC6/B2-H4 variant werd goedgekeurd op 20 november 1985.

Algemene kenmerken Bemanning: één piloot Capaciteit: tot tien passagiers Lengte: 10,90 m Vleugelbreedte: 15,87 m Hoogte (Statisch): 3,20 m Vleugeloppervlak: 30,15 m². Ledige massa: 1387 kg Maximale opstijgmassa: 2800 kg (Maximum Take-off Weight, afgekort MTOW) Maximale massa zonder brandstof: 2400 kg (Maximum Zero Fuel Weight, afgekort MZFW) Zwaartepuntbegrenzing: Tot 1450 kg = 11% tot 38% gemiddelde aerodynamische koorde (Engels:‘mean aerodynamic chord’, afgekort ‘MAC’) (3.209 m tot 3.722 m van het referentiepunt). Tot 2800 kg = 32% tot 38% MAC (3.608 m tot 3.722 m van het referentiepunt). Motor: P&W Canada PT6A-27 turboprop, 550 SHP 280 km/u (151 knopen) nooit te overschrijden snelheid (VNE): (Never exceed speed) Maximale snelheid in normale vlucht (VC): 220 km/u (119 knopen) Max. manoeuvreersnelheid (VA): 220 km/u (119 knopen) Max snelheid welvingskleppen (in het Engels ‘flaps’) uitgeschoven (VFE): 176 km/u (95 knopen) Stallsnelheid (VS): 96 km/u (52 knopen) (welvingskleppen naar beneden, aandrijving uit) Manoeuvreerbelastingsfactoren: + 3.58 - 1.43 Praktische hoogtegrens: 25000 voet


AAIU-2013-21

21

AAIU-2013-21

Afbeelding 2: Pilatus PC-6 B2H4


Vliegtuigromp: Fabrikant: Type:

22

Pilatus PC-6/B2-H4 (modernisering van een originele PC 6/B1H2 in 1985) Serienummer: 710 Bouwjaar: 1969 Staat waar het toestel is ingeschreven: België Bewijs van inschrijving: Nr. 5269, afgeleverd door het DGLV op 5 maart 2003 Luchtwaardigheidsbewijs: EASA Formulier 25, afgeleverd door het DGLV op 15 februari 2007 Certificaat van de herbeoordeling van de luchtwaardigheid: Hernieuwing op 28 maart 2013 Dit certificaat (Engels: ‘Airworthiness Review Certificate’, afgekort ‘ARC’) was geldig tot 25 maart 2014. Totale tijdsduur: 16159:20 vlieguren Tijdsduur sinds revisie: 4427:55 vlieguren (uitgevoerd van 08/2002 tot 02/2003) Tijdsduur sinds laatste gedeeltelijke revisie (Engels: ‘overhaul’, afgekort O/H): 765 vlieguren (uitgevoerd van 11/2011 tot 03/2012)

AAIU-2013-21

Brandstofcapaciteit:

34903 18 september 2013 op 16112:58 vlieguren Het vliegtuig was uitgerust met grote brandstoftanks. De totale bruikbare brandstofhoeveelheid bedroeg 170 US GAL (644 liter).


Totale aantal landingen: Laatste 100 uur-inspectie:

23

AAIU-2013-21

Motor: Fabrikant: Type: Serienummer: Motoruren: Tijdsduur sinds herziening:

Pratt and Whitney Canada PT6A-27 PC-E41246 Totale tijdsduur: 15273:50 vlieguren 764:57 vlieguren

Propeller: Fabrikant: Type: Serienummer: Propelleruren: Tijdsduur sinds herziening:

Hartzell (FAA STC SA377CH) HC-D4N-3P FY2365 Totale tijdsduur: 4427:55 vlieguren 1161:20 vlieguren


Dit type propeller is een vierbladig, hydraulisch aangedreven model met constante snelheid en met vaanstelling en negatieve spoed. De oliedruk van de propellerregelaar wordt gebruikt om de schoepen in de lage spoed (bladhoek) te brengen. Bij gebrek aan oliedruk van de regelaar maakt men gebruik van een veer en van contragewichten om de schoepen in vaanstand te brengen. De propeller is uitgerust met een Betamechanisme wat omkering van de stuwkracht mogelijk maakt, en dat in werking treedt wanneer de bladhoeken lager zijn dan in de stationaire stand. De propeller is uitgerust met een aluminium naaf met aluminium schoepen. Vanuit de staart van het toestel gezien gaat de draairichting van de propeller met de klok mee.

24

Propellerbeheersing - Beta-propellerspoed tijdens de vlucht De Pilatus Porter is goedgekeurd om de beta-stand te gebruiken tijdens de vlucht. Beta-stand is een concept waarbij de propeller in een positieve kleine propellerhoek staat om als rem te fungeren bij gecontroleerde duikvluchten. Wanneer de propeller zo is ingesteld, fungeert hij als een enorme luchtrem. Betamodus is voorzien bij een luchtsnelheid onder 100 KIAS met de vermogenshendel dichtbij of op zijn stop. Optionele uitrusting Het vliegtuig had onder meer de optionele uitrusting aan boord voor valschermspringactiviteiten zoals beschreven in het AFM supplement 1824 (beschreven in het FOCA informatieblad (datasheet) F 56-10 deel 2.96-21 “Optional Equipment”). De aanpassing omvat de installatie van een bank in de lengterichting, een kruk, een buitenboordvoettrede en verschillende beveiligingsmiddelen. AFM supplement 1824 bepaalt dat de veiligheidsgordels voor valschermspringers moeten worden geïnstalleerd indien exploitatieverordeningen dit voorschrijven. In België was de installatie veiligheidsgordels een eis van het DGLV sinds 2003 op grond van

de de van een

AAIU-2013-21 veiligheidsaanbeveling naar aanleiding van een andere fatale crash bij dezelfde parachuteclub en met hetzelfde type toestel in juni 2002.

Namur Air Promotion S.A. kocht het toestel in 2003 zonder veiligheidsgordels voor de op de bank en op de vloer gezeten inzittenden. De eigenaar liet lokaal vervaardigde bevestigingspunten installeren die door het DGLV waren goedgekeurd. De bevestigingspunten (heupgordels) waren gelijkwaardig met het Pilatus’ artikelnummer (Engels ‘part number’ of ‘P/N’) 112.50.06.824. Tezelfdertijd eiste het DGLV dat er op het instrumentenbord een plaatje zou worden aangebracht dat erop wijst dat het de verantwoordelijkheid is van de piloot om te controleren dat alle inzittenden goed zijn vastgegespt voor hij opstijgt.

Afbeelding 3: plaats van het bevestigingssysteem

F Afbeelding 4: Foto van de pilotenstoel in het verongelukte toestel


Pilotenstoel en rugbescherming van de piloot

25

AAIU-2013-21

Zoals op de bovenstaande foto te zien is, is er geen scheidingswand tussen de cabine en de cockpit en ook de lage rugleuning van de pilotenstoel biedt geen enkele bescherming aan het bovenlichaam en het hoofd van de piloot. Zuurstofvoorziening Dit vliegtuig was niet uitgerust met een zuurstofsysteem voor piloot of inzittenden. Vlieghandboek van de piloot Het originele vlieghandboek (in het Engels: ‘Airplane Flight Manual’, afgekort ‘AFM’) van het toestel werd noch in het wrak noch elders teruggevonden. Het vlieghandboek (AFM) dat van toepassing was en betrekking heeft op de PC6/B2-H4 blijkt het verslag Nr. 1072-20 op datum van 10 september 1985 (Herziening 5 van februari 2013) te zijn. Een supplement Nr. 1824 bij het vlieghandboek (AFM) heeft betrekking op valschermspringactiviteiten. Voor deze activiteiten bedraagt het maximum aantal inzittenden 10 personen, de piloot uitgezonderd. Dit supplement vermeldt een aanpassing op verzoek van het DGLV, en toont aan dat het onderstaande plaatje op het instrumentenbord moest worden aangebracht:


Afbeelding 5: Op het instrumentenbord aan te brengen plaatje.

26

Het vlieghandboek (AFM) van het verongelukte toestel werd nagekeken en geactualiseerd door de Continuing Airworthiness Management Organisation (CAMO) tijdens de laatste luchtwaardigheidsbeoordeling van het toestel op 28 maart 2013. Na actualisatie door de CAMO omvatte dit vlieghandboek (AFM) (herziening 4 van januari 2003) alle van kracht zijnde tijdelijke herzieningen en supplementen en beantwoordde het aan de ‘Status List Documentation PC-6’ van 1 februari 2013. Stuurorganen Het toestel is uitgerust met een conventioneel besturingssysteem voor de rolroeren, hoogteroeren en richtingsroer. Er wordt gebruik gemaakt van stuurstangen en -kabels om de stuurinrichtingen te bedienen. De belangrijkste stuurorganen omvatten een stuurkolom voor de piloot en voor de copiloot voor de bediening van zowel de rolroeren als het hoogteroer en pedalen voor de bediening van het richtingsroer. Elk rolroersamenstel bestaat uit twee delen die in het midden met elkaar verbonden zijn. Een contragewicht bestaande uit een lange zware buis is

AAIU-2013-21 bevestigd aan de onderzijde van ieder buitenste rolroer. Dit betekent dat het buitenste rolroerdeel beduidend zwaarder is dan het binnenste rolroerdeel. Op de rolroeren en het hoogteroer staan balansvlakken om de lasten die nodig zijn voor de bediening van deze organen tijdens de vlucht te verminderen. Op de stuurorganen van het richtingsroer is er een trimvlak gemonteerd dat tijdens de vlucht kan worden aangepast. Voor de longitudinale trimbesturing er een horizontaal staartvlak met veranderlijke aanvalshoek gebruikt. De stuurkolom van de copiloot is verwijderbaar en bij dit toestel was dit ook gebeurd. Elke vleugel heeft een samenstel van welvingskleppen gaande van de aanhechtingen van de vleugel aan de romp tot ongeveer het midden van de vleugelspanwijdte; het bestaat uit twee delen die in het midden aan elkaar zijn vastgemaakt. Er is geen wisselwerking tussen het rolroer en de welvingskleppen. De welvingskleppen van het neergestorte toestel werden handmatig bediend met een handkruk die zich op het plafond van de cockpit bevond.

Afbeelding 6: schets van een horizontaal staartvlak en hoogteroer

Een ingetrokken stand van de aandrijver brengt het toestel in een neerwaartse neusstand of ‘nose-down’ (= achterkant van het horizontale staartvlak naar beneden), terwijl de uitgeschoven stand van de aandrijver het


Beschrijving van het trimsysteem van het horizontale staartvlak Het staartvlak is aan beide zijden van de romp opgehangen ter hoogte van de hoofdligger, dit bevindt zich op ongeveer 25% van de gemiddelde aerodynamische koorde (MAC) wat de achterste rand toelaat om op en neer te bewegen onder de bediening van de aandrijver van de longitudinale trim. De aandrijver bevindt zich in het staartdeel van de romp, onder het staartvlak en blijft stationair zolang hij niet elektrisch wordt bediend. Wanneer de piloot de schakelaar van de trimaandrijver bedient, beweegt de achterzijde van de staartvlakaandrijver verticaal (op/neer) waardoor de aanvalshoek van het staartvlak kan worden gewijzigd.

27

AAIU-2013-21 toestel in een opwaartse neusstand of ‘nose-up’ (achterkant van het horizontale staartvlak achterkant naar boven) brengt.

De beweegbare stang van de trimaandrijver is door een lager in het uiteinde vastgemaakt aan de achterste onderkant van het staartvlak terwijl het vaste uiteinde van de aandrijver met een vorkfitting en een bollager aan het rompframe is bevestigd. In de elektrisch volledig ingetrokken stand steekt de lager van het stanguiteinde46 mm uit buiten de omkasting van de aandrijver. De volledige slaglente van de aandrijver bedraagt 85.8 mm.


Afbeelding 7: Schets van de trimaandrijver, het uiteinde van het staartvlak en de tuimelaar van het hoogteroer

28

Afbeelding 8: zijaanzicht van de aandrijver.

Afbeelding 9: installatie van de trimaandrijver

Zoals men in bovenstaande afbeeldingen kan zien, is het longitudinale trimsysteem van de PC-6 B2H4 volledig elektrisch aangedreven, terwijl het richtingsroer en de trimsystemen van de rolroeren handmatig worden bediend.

AAIU-2013-21 Het elektrische systeem van de trim van het horizontale staartvlak omvat een dubbelmotorig aangedreven lineaire aandrijver (een motor voor het hoofdsysteem en een tweede motor voor het alternatieve systeem). Op elke stuurkolomhendel is een driestandige (1-3), veerbelaste trimschakelaar geïnstalleerd. Het systeem bevat ook twee relais, één om de elektrische motor voor de neusomhoogstand aan te drijven en één om de neus-omlaagstand aan te drijven. De trimschakelaar dient om ofwel de ‘nose-up’-relais ofwel de ‘nose-down’relais van de hoofdtrimmotor te verbinden met de elektrische massa. Bij activering geeft de relais een positieve 28-voltvoeding aan de overeenkomstige spoel van de trimmotor.

Afbeelding 10 : foto van een vergelijkbare trimschakelaar voor het staartvlak

De 28-volt-voeding van het elektrisch systeem van het horizontaal staartvlak wordt aangeleverd via een onderbrekingsschakelaar en een zekering van 10 ampèrer.

Afbeelding 11: typische trimvervangingsschakelaar voor het staartvlak met onderbrekingsschakelaar

Bij een ongewild trimmen van het staartvlak zal de onderbrekingsschakelaar op het instrumentenbord, wanneer deze in de onderbreekstand wordt geplaatst, zowel het hoofdals alternatief systeem deactiveren.


Er moet worden opgemerkt dat de aandrijver ongeveer 9 seconden nodig heeft (wanneer geactiveerd door het hoofdsysteem) om vanuit een neutrale stand naar de elektrische stops van de ‘nose-up’- of ‘nose-down’-stand te gaan.

29

AAIU-2013-21 Het alternatief systeem kan worden bediend nadat men handmatig de zekering van het hoofdsysteem heeft uitgetrokken en de onderbrekingsschakelaar opnieuw in de normale stand heeft gezet. Deze procedure is beschreven in het vlieghandboek en werd als bijlage 6 bij dit verslag gevoegd.


Historiek van de aandrijver van de longitudinale trim De identificatie van de elektrische trimaandrijver is “Electromec” EM483-3 PN: 978.73.18.103 SN: 173. Deze aandrijver werd nieuw gemonteerd op 10 april 2009. Hoofdstuk 4 van de AMM nr.01975 rev.17 dat betrekking heeft op beperkingen van de luchtwaardigheid stipuleert dat deze aandrijver na elke 3500 uren een controlebeurt moet krijgen. De gebruiksduur van de gemonteerde aandrijver viel binnen de door de fabrikant voorgeschreven grenzen. De volgende vervanging was gepland op 17645 uren .

30

AAIU-2013-21 Variatie in de belastingsfactor met luchtsnelheid voor manoevers (V-ndiagram).

Afbeelding 12: V-n-diagram dat de snelheid versus de belastingsfactor weergeeft

Het diagram (ook wel de structurele begrenzing of structurele enveloppe genoemd) beschrijft de toelaatbare combinatie van luchtsnelheden en vliegbelastingsfactoren voor een veilige bediening van het toestel. Elk maneuver, elke windvlaag, of een combinatie daarvan buiten de begrenzing kan structurele schade of zelfs breuk veroorzaken. Ook kan het de levensduur van het vliegtuig aanzienlijk verkorten. Het diagram vertoont verschillende begrenzingen. De bovenste horizontale lijn is de positieve uiterste belastingsfactor. Voor de Pilatus PC-6 B2H4 3

De gekalibreerde luchtsnelheid (CAS) is de aangegeven luchtsnelheid gecorrigeerd voor instrumentfouten en voor een positiefout. Het beschrijft de dynamische druk op de wanden van het toestel, los van de heersende omstandigheden op het vlak van temperatuur, druk, hoogte of wind.


De vliegbelastingsweerstand van een vliegtuig wordt weergegeven in een grafiek, het V-n diagram genoemd, met de gekalibreerde luchtsnelheid3 (snelheid "V") in de X-as en de belastingsfactor ("n" of "g") is in de Y-as. Elk vliegtuigmodel heeft een uniek V-n-diagram bepaald door de certificeringscriteria en het vliegtuigontwerp en is geldig voor een bepaald gewicht. Bepaalde punten op het V-n-diagram bepalen de voornaamste bedrijfsluchtsnelheden, die bedoeld zijn om de piloot toe te laten schade aan de constructie van het toestel ingevolge buitensporige aerodynamische belastingen te voorkomen.

31

AAIU-2013-21 bedraagt deze bovengrens 3.58 zoals bepaald conform US CAR3. De lagere horizontale lijn is de negatieve uiterste belastingsfactor, die volgens de certificeringsbepalingen -0.4 keer de positieve uiterste belastingsfactor bedraagt (in dit geval: -1.43). Het toestel is ontworpen om lasten te weerstaan die overeenkomen met het MTOW (2800 kg) van het vliegtuig vermenigvuldigd met de uiterste belastingsfactoren, bepaald in het V-n-diagram van het vliegtuig. Een belasting die deze factoren te boven gaat, kan permanente vervormingen veroorzaken aan de constructie van het vliegtuig. Een belasting die de breukbelastingsfactor overschrijdt (wat 50% meer dan de uiterste belastingsfactor is), kan de breuk van de primaire constructie tot gevolg hebben.


De vertikale grens aan de rechterkant van het diagram is de maximumsnelheidslimiet VD. Boven deze snelheid kunnen er zich ook vervormingen en breuken in de constructie voordoen. De maximaal toegestane luchtsnelheid is vastgelegd op 90% van de snelheidslimiet (veiligheidsmarge). Deze snelheid wordt de VNE (velocity never to exceed) genoemd, of de nooit te overschrijden snelheid.

32

Het witte gebied links in het diagram wordt afgelijnd door de zogenaamde "overtreklijnen". Dit zijn de minimumsnelheden waarmee moet worden gevlogen bij een bepaalde belastingsfactor en maximale liftcoëfficïent. Wanneer het vliegtuig tegen lagere snelheden wordt gevlogen, zal het overtrekken en/of beginnen dalen. De curves boven en onder de X-as van het V-n-diagram zijn niet gelijk. Dit is te wijten aan het asymmetrische vleugelprofiel van de PC-6-vleugel. De snelheden waar de curves de limietbelastingsfactorlijnen snijden, worden de manoeuvreersnelheden genoemd en in dit verslag zal ernaar worden verwezen als VA (bij positieve belasting) en VA- (bij negatieve belasting). Deze snelheden zijn belangrijk omdat wanneer men vliegt met snelheden onder de manoeuvreersnelheid, het vliegtuig altijd zal overtrekken voor het de limietfactoren van het toestel overschrijdt. Wanneer men met hogere snelheden vliegt (geel gebied in het diagram) dan moeten bruuske stuurinputs of het vliegen in turbulente omstandigheden worden vermeden om een overschrijding van de limietfactoren te voorkomen. Er werd berekend dat de PC-6 binnen de begrenzing zal blijven en windvlaagomstandigheden zal weerstaan van +30 en -30 fps in een normale niet-versnelde vlucht (de belastingsfactor gelijk is aan +1). Degele zone begint bij een lagere snelheid wanneer men vliegt onder negatieve belastingen (94 knopen versus 119 knopen). Dit betekent dat de limietbelasting eerder zal worden bereikt. Bij extrapolatie van de negatieve overtreklijn ligt, zoals men kan vaststellen, de snelheid waarop de negatieve limietbelastingsfactor wordt bereikt rond 115 knopen.

AAIU-2013-21 Weight & Balance Het vliegtuig werd voor het laatst gewogen op 28 maart 2013 in de onderstaande configuratie/samenstelling: Met het motoroliereservoir volledig opgevuld, onbruikbare brandstof en met de specifieke uitrusting voor de dropping gemonteerd. Er werd zelden een berekening gemaakt van de ‘Weight & Balance’ voorafgaand aan een vlucht. Een piloot die regelmatig met dit toestel vloog en ook de voorzitter van de parachuteclub bevestigde dat er was vastgesteld dat de PC-6-lading de zwaartepuntbegrenzing niet zou overschrijden. Deze aanname was gebaseerd op verschillende berekeningen van de ‘Weight & Balance’ die samen met de instructeur werden gemaakt tijdens alle omscholingstrainingsessies op de PC-6 voor de piloot.

• • • •

•

•

Het gewicht van alle inzittenden was gekend. De plaats in de cabine was voor de meesten onder hen gekend. Het gemiddelde gewicht van de volledige uitrusting en kledij van elke valschermspringer werd geraamd op 6 kg. Er werd gekozen voor een voorzichtige aanname betreffende de plaatsen nummer 6, 7, 8 en 10, waarvan men niet wist wie ze innam, en men heeft de zwaardere personen dus meer voorin geplaatst en de lichtere meer achterin. De vermoedelijke brandstofhoeveelheid was gebaseerd op het aantal rondvluchten die sinds de laatste tankbeurt werden uitgevoerd en op basis van het gemiddelde brandstofverbruik van 12.5 US GAL per rondvlucht. De afstand vanaf de referentielijn werd berekend op basis van de vermeende plaats van de inzittenden.

Afbeelding 13: schets die de verschillende afstanden tot de referentielijn weergeeft


Tijdens het onderzoek werd de ‘Weight & Balance’ van het vliegtuig berekend uitgaande van de gegevens van het toestel en het eigenlijke gewicht en de plaats van de inzittenden, voor zover dit kon worden vastgesteld en gebruikmakend van de onderstaande gegevens en/of aannames.

33

AAIU-2013-21


Afbeelding 14: schets van de romp die de vermeende plaats van de valschermspringers weergeeft

34

AAIU-2013-21 Referentiep unt (m) vanaf de referentielijn

Gewicht (in kg)

Moment (kgm)

Bovenstaande berekening toont aan dat het zwaartepunt (‘center of gravity’ of ‘CG’) dicht bij of mogelijk al voorbij de uiterste limiet van de zwaartepuntbegrenzing van het vliegtuig lag (de uiterste limiet ligt op 3.722 m van de referentielijn). Ook lag het gewicht van het vliegtuig binnen de begrenzingen (MTOW bedraagt 2800 kg).


Item Ledig gewicht van het vliegtuig (*) 3,354 1387,3 4653,004 Pilot in Command (gezagvoerder) 3 91 273 Valschermspringer 5 (met de rug naar de voorkant van de 93 279 stoel van de copiloot) 3 Valschermspringer 1 3,5 66 231 Valschermspringer 3 4 81 324 Valschermspringer 2 4,7 92 432,4 Valschermspringer 4 5,45 96 523,2 Valschermspringer 9 5,5 81 445,5 Valschermspringer 10 (plaats onzeker) 3,6 96 345,6 Valschermspringer 8 (plaats onzeker) 4 82 328 Valschermspringer 7 (plaats onzeker) 4,7 83 390,1 Valschermspringer 6 (plaats onzeker) 5,1 70 357 Geschatte brandstofhoeveelheid (50 USG) 3,95 161 635,95 TOTAAL 3,718 2479,3 9217,754 (*) een klein stoeltje voor de copiloot in de cockpit, de stoel rechtsachter in de cabine, de zitbank, de cabinevloer en statische scheerlijn zijn meegerekend in het lege gewicht van het vliegtuig.

35

AAIU-2013-21

Het vlieghandboek (AFM) supplement nr. 1824 bepaalt in afdeling II dat de gezagvoerder bijzondere aandacht moet besteden aan de belading van het vliegtuig. Er zijn echter geen richtlijnen voorzien over hoe men de afstand tussen de referentielijn en de verschillende valschermspringers moet bepalen, omdat deze op de banken en op de vloer zaten en hun daadwerkelijke plaats moeilijk nauwkeurig te bepalen is.

Afbeelding 15: excerpt uit POHS Nr.1824


Historiek van het vliegtuig De Pilatus Porter MSN 710 werd gebouwd in 1969 als een PC-6/B1H2-model en werd voor het eerst gevlogen door Ciba-Pilatus voor het besproeien van gewassen. Nadien werd het gebruikt door de organisatie van het Rode Kruis in Angola.

36

In 1989 werd het aangekocht door een Belgische parachuteclub. Het toestel was op dat ogenblik al gemoderniseerd naar een PC-6/B2H4-model. Op 12 maart 2000 kreeg het een ongeval tijdens het opstijgen van Moorsele (EBMO) vliegveld. Het vliegtuig was aanzienlijk beschadigd. Als gevolg van dit ongeval werd het toestel hersteld en in 2002 opnieuw geïnspecteerd door Pilatus Flugzeugwerke.Het werd nadien, in 2003, aangekocht door “Namur Air Promotion SA”. Tijdens de herstelling werd een nieuwe vierschoepige propeller van het type Hartzell HC-D4N-3P met SN: FY2365 geïnstalleerd conform FAA STC SA377CH. Het toestel werd van dan af aan gebruikt door “Namur Air Promotion SA” voor de uitvoering van valschermspringerdroppings in Temploux, Namen (EBNM). Sinds het door zijn laatste eigenaar werd aangekocht tot het ogenblik van het ongeval had het ongeveer 4420 vlieguren gevlogen.

AAIU-2013-21 Onderhoud Het vliegtuig werd onderhouden door een EASA Part M subpart F erkende onderhoudsinstantie. Deze instantie was ook naar behoren erkend als Continuing Airworthiness Management Organisation (CAMO) en was in die hoedanigheid zowel verantwoordelijk voor het onderhoud als voor het luchtwaardigheidsbeheer van het vliegtuig. Verslagen tonen aan dat het onderhoud regelmatig plaatshad conform het door het DGLV goedgekeurde ‘Aircraft Maintenance Program’ van 25 mei 2013. Het laatste periodieke onderhoud (100 u) gebeurde op 20 september 2013 na 16112:58 FH (Airframe Total Time).

Zoals gebruikelijk werd het inspectieschema van hoofdstuk 5 van de onderhoudshandleiding voor de Pilatus "getiteld 100 Hours / Annual Inspection – Airframe” gebruikt voor de uitvoering van het onderhoud. De onderhoudsverslagen werden onderzocht. Deze documenten vertoonden een anomalie; een taak was niet afgetekend en de vermelding "NA" (niet van toepassing) was ingeschreven naast item 49 (zie hieronder), ook al was dit item gedeeltelijk van toepassing. Het personeel van de onderhoudsinstantie werd ondervraagd en men stelde vast dat de werkingstest (volgens Ref. 2740-00) vermeld in punt 49 op adequate en volledige wijze werd uitgevoerd als onderdeel van punt 47 “Electrical system – Examine”.

Afbeelding 16: uittreksel van het 100u inspectieschema dat het onderhoud weergeeft dat zowel op het mechanische als op het elektrische systeem dient te worden uitgevoerd


Het laatste foutenrapport met betrekking tot dit laatste onderhoud lijst een paar kleine openstaande elementen op die ofwel genoteerd waren in afwachting van de werkopdracht van de eigenaar of van de levering van de bestelde onderdelen. Een van deze onderdelen betreft de vervanging van het tijdelijk herstelde buitenste rolroerdeel van de linkervleugel en een ander aandachtspunt betreft een mogelijke brandstofvervuiling waarvoor de eigenaar van het toestel de raad kreeg zijn brandstoflevering te controleren. De resterende items werden onbelangrijk geacht in het raam van dit onderzoek.

37

AAIU-2013-21 1.7 Meteorologische gegevens. Algemene weersvoorspelling - wind- Geldig voor 19 oktober 2013 van 06:00 tot 18:00 op EBBR SURFACE AT 1000FT AT 2000FT AT 3000FT AT 4000FT AT 5000FT

205 DEG 05-10KT (COAST 10-15KT) BECMG SW/10-15KT 210 DEG 20-25KT BECMG 230 DEG 25-30KT 220 DEG 20-25KT BECMG 230 DEG 30-35KT 230 DEG 20-25KT BECMG 240 DEG 35-40KT 230 DEG 20-25KT BECMG 240 DEG 35-40KT 230 DEG 25KT BECMG 240 DEG 35-40KT

Observatieverslagen EBCI EBCI METARs 19/10/2013 (11:50 – 13:50) METAR EBCI 191150Z 18011KT 9999 FEW008 16/13 Q1009 NOSIG= METAR EBCI 191220Z 18010KT 140V210 CAVOK 16/14 Q1009 NOSIG= METAR EBCI 191250Z 19012KT CAVOK 16/13 Q1009 NOSIG= METAR EBCI 191320Z 19010KT CAVOK 17/13 Q1009 NOSIG= METAR EBCI 191350Z 18008KT 9999 FEW018 17/14 Q1009 NOSIG=


EBLG METARs 19/10/2013 (11:50 – 13:50) METAR EBLG 191150Z 20011KT CAVOK 17/13 Q1009 NOSIG= METAR EBLG 191220Z 19011KT CAVOK 18/13 Q1009 NOSIG= METAR EBLG 191250Z 19010KT CAVOK 18/13 Q1009 NOSIG= METAR EBLG 191320Z 19013KT CAVOK 18/13 Q1009 NOSIG= METAR EBLG 191350Z 18011KT CAVOK 18/13 Q1009 NOSIG=

38

AAIU-2013-21 Observatiegegevens (EBCI)

Afbeelding 17: weerradarbeeld om 13:20


Weerradar

39

AAIU-2013-21 Samenvatting van de weersomstandigheden De plaats van de crash is gelegen tussen luchthavens EBCI en EBLG. Uit een interpolatie van de METAR’s van EBCI en EBLG blijkt dat de windsnelheid op de grond op de plaats van de crash rond de 10 knopen lag komende uit 180°/190°. De gegevens van de algemene voorspelde wind op hoogte werden geëxtrapoleerd op basis van de vergelijking met de windwaarden op de EBCI en EBLG METAR’S om 13:20 en 13:50. Op grond hiervan kan worden aangenomen dat de wind op vliegniveau FL50 ongeveer 25 knopen bedroeg komende van 210°. Waarnemingsverslagen van EBCI en EBLG tonen aan dat het wolkenplafond en de zichtbaarheid uitstekend waren voor VFR-vluchten. In de EBCI METAR om 13:50 werd er melding gemaakt van enkele wolken (CAVOK geen wolken onder 5000 voet boven het niveau van het vliegveld) en geen windstoten. Daarenboven maakte ook geen van de getuigen die zich in de nabijheid van de crash bevonden, melding van enige abnormale weersomstandigheden.


1.8 Navigatiehulpsystemen. Aangezien het EBNM-vliegveld onder de EBCI TMA One (FL55 / 2500 voet AMSL) is gelegen, moeten alle luchtvaartuigen die opstijgen van het EBNMvliegveld en opereren boven de 2500 voet zich onderwerpen aan de EBCIluchtverkeersleiding. Bij het stijgen naar de overgangshoogte van 4500 voet AMSL wordt het luchtvaartuig overgedragen van Charleroi Approach (call sign ‘Charleroi Approach’) naar de luchtverkeersleiding van Brussel (ACC) (call sign ‘Brussels Control).

40

Er werd echter een speciale procedure afgesproken tussen de verschillende betrokken luchtverkeersleidingsdiensten en de piloten van de droppingvluchten. Elke droppingvlucht die van Charleroi APP wordt overgedragen aan de luchtverkeersleiding (ACC) van Brussel, moet in contact blijven met Charleroi APP op de tweede frequentie van de radio. De reden voor deze procedure is om ervoor te zorgen dat beide betrokken luchtverkeersleidingseenheden (Brussels ACC en Charleroi APP) geraadpleegd worden voor de toelating voor de dropping van de valschermspringers voor de luchtruimen waar zij bevoegd voor zijn. Wanneer het vliegtuig de voor de dropping vereiste vlieghoogte bereikt, neemt het contact op met Brussels ACC om toelating te krijgen voor de zone van vliegniveau FL245-FL55. Voorts is het toestel verplicht om contact op te nemen met Charleroi APP om een gelijkaardige toelating te krijgen voor de zone FL55-2500 voet AMSL.

AAIU-2013-21 De vliegbaan van het vliegtuig kon op basis van de radargegevens worden gereconstrueerd. De Pilatus verscheen op de radarschermen rond 13:28:10 bij het passeren van 1300 voet. Kort daarna om 13:28:55 contacteerde de piloot ‘Charleroi Approach’ en vroeg hij toestemming om te stijgen naar FL135. De luchtverkeersleider gaf de piloot de instructie om verder oostwaarts te vliegen op lage hoogte omwille van binnenkomend verkeer dat EBNM naderde en dat voorbijvloog op 4400 voet op 3 nm (zeemijl) ten zuiden van de Pilatus. De positie van de Pilatus was 1 NM (zeemijl) zuidwest van EBNM.

Om 13:30:35 bevond het vliegtuig zich boven het bos van Neverlée - Mode C gaf 1800 voet aan. Om 13:30:50, bij het dwarsen van de N904-weg, nog steeds een oostwaartse koers aanhoudend, kreeg de piloot de instructie om te stijgen naar FL50. Toen het toestel over de E411-snelweg vloog in de nabijheid van Champion (tijd: 13:32:32),vroeg de piloot of er een mogelijkheid was om een bocht naar links te maken voor de terugkeer naar de target (target = het droppinggebied), maar dit werd geweigerd door de luchtverkeersleider. Om 13:33:30, krijgt het toestel toestemming van de EBCI-luchtverkeersleider om de eigen navigatie in de richting van de target te hernemen. De EBCIluchtverkeersleider gaf de piloot de instructie contact op te nemen met de verkeersleiding van Brussel op 128.2 (radiofrequentie in MHz) om hoger te stijgen en zich ook opnieuw aan te melden bij EBCI vlak voor de dropping.


Afbeelding 18: uittreksel uit de kaart van de lagere luchtlagen met weergave van de vliegbaan bij benadering

41

AAIU-2013-21 Om 13:33:42, vloog het vliegtuig op vlieghoogte van 4500 voet, dichtbij de plaats waar de wegen N992 en N80 elkaar kruisen (= rechterbovenhoek van de EBCI-TMA3B). De piloot herhaalde de laatste instructies van de luchtverkeersleider en het toestel zette de bocht naar links in en klom naar vlieghoogte FL51 (5000 voet). De piloot nam geen contact op met de luchtverkeersleiding van Brussel op 128.2.


Afbeelding 19: vliegbaan tijdens de laatste 2 minuten

42

AAIU-2013-21

Afbeelding 20: vliegbaan tijdens de laatste minuut

Om 13:34:30, vertoont de radarbaan een bruuske verandering van de richting. Het toestel verandert van koers naar rechts. Tussen 13:34:28 en 13:34:32, wordt er geen hoogte geregistreerd en vanaf dat ogenblik vertoont de radar: • de 3 laatste echo's van de secundaire radar (met de hoogtegegevens) uitgaand van de transponder en de encoder van het toestel om 13:34:36, 13:34:40 en 13:34:44. • Enkele echo's van de primaire radar ten noordoosten van de vliegbaan (niet weergegeven op de grafische voorstelling) en zonder hoogtegegevens, overduidelijk afkomstig van onderdelen die van het vliegtuig waren losgekomen. 1.9 Communicatie. Er was een normaal radiocontact voor het opstijgen met de “Namur Radio” Aerodrome Flight Information Service (AFIS). Gesprekken die op deze


Zoals op de voorgaande grafieken te zien is, maakte het vliegtuig een bocht naar links van ongeveer 120° van 13:33:36 tot 13:34:16, daarbij stijgend van 4500 voet naar FL 51 (5000 voet). Nadien tonen de radargegevens het vliegtuig in een rechte en horizontale vlucht gedurende 12 seconden (13:34:16 tot 13:34:28).

43

AAIU-2013-21 frequentie worden gevoerd, worden niet geregistreerd, maar dit is ook niet vereist. Na het opstijgen nam de piloot contact op met Charleroi APP vóór hij de EBCI TMA Sector 1 (2500 voet AMSL – vlieghoogte FL55) binnenvloog. Alle communicatie tussen het toestel, Charleroi APP en uiteindelijk Brussels ACC werden opgenomen. Laatste vlucht (Nr. 15) transcript van de communicatie: Tijdstip

Charleroi APP

Brussels ACC

13:28:52

Pilatus

Vlieghoo gte

"Charleroi", (call sign) on 2000, request one three five (call sign), track to the east, call you back shortly for further climb Roger, (call sign)

13:30:50

(call sign), climb to flight level five zero

1800 ft Ok, (call sign) "Charleroi", (call sign), request left turn back to the target

13:32:32

3300 ft

(call sign), continue to the east, call you back shortly to resume Ok, (call sign) 13:33:30

(call sign), cleared to resume navigation over the target

4200 ft

Right, navigation over the target, (call sign)


13:33:38

44

13:33:42 13:34:27 13:34:30 13:34:39 13:34:45

(call sign), for higher "Brussels control", one too eight decimal too. Report before the drop (call sign)

4500 ft

Radio emission: silence Radio emission: silence 4 seconds Radio emission: silence 4 seconds "Aah"

De piloot verzette de radiofrequentie naar Brussels ACC op of net na 13:33:42 maar hij meldde zich niet aan bij Brussels ACC. Hij klom verder naar vliegniveau FL 51 (5000 voet) en beëindigde deze klim met een rechte horizontale vlucht gedurende meer dan 10 seconden.

AAIU-2013-21 Tussen 13:34:27 en 13:34:45, waren er verschillende oproeptransmissies op de radiofrequentie van Brussels ACC waarop er enkel achtergrondgeluid (zoals windvlagen) te horen zijn. Tijdens de laatste oproeptransmissie was er iets wat leek op een korte schreeuw te horen. Vlucht (Nr. 14) transcript van de communicatie: Tijdens de voorgaande vlucht (Nr. 14) duurde het slechts 24 seconden voor de piloot contact opnam met Brussels ACC, nadat hij van EBCI APP de toelating had gekregen om hoger dan vliegniveau FL50 te stijgen. Het toestel vloog op dat ogenblik op 3000 voet.

13:08:45

Charleroi Tower

Brussel (128.2)

Pilatus "Charleroi Tower", (call sign), one three five

(call sign), Climb to flight level five zero (call sign), for higher "Brussels control", one two eight two, report before the drop One two eight two, report before the drop, (call sign) ‘Brussels Control’, (call sign), passing 3000 ft request one three five

13:09:09

(call sign)climb to flight level one three five


Tijdstip 13:07:23

45

AAIU-2013-21 1.10 Informatie over het vliegveld. EBNM – Namen Suarlée vliegveld


De crash vond plaats op een afstand van ongeveer 12,5 kilometer oostnoordoost van het EBNM-vliegveld. EBNM Vliegveld Namen ligt 7 km westnoordwesten van Namen. De aardrijkskundige coördinaten zijn 50°29’17” N – 4°46’08” O en de elevatie is 594 voet (181 m). Het vliegveld is uitgerust met twee parallelle tweerichtingsbanen 24/06 uit gras. De afmetingen van de baan 06L/24R (zweefvliegtuigen) zijn 630 m x 50 m, terwijl de afmetingen van baan 06R/24L (gebruikt voor gemotoriseerde vliegtuigen) de volgende afmetingen heeft: 695 m x 31 m. Beide banen met richting 24 hebben een rechtsdraaiende circuitrichting. Er was echter een speciaal tegengestelde circuitrichting (linksdraaiend voor baan 24 en rechtsdraaiend voor baan 06) van kracht voor de droppingvliegtuigen voor valschermspringers die op het vliegveld hun basis hadden. Voorafgaande toelating (PPR: Prior permission is required) van de exploitant voor het gebruik van het vliegveld. Een mix van luchtvaartuigen (vliegtuigen, helikopters en zweefvliegtuigen) gebruiken het vliegveld als uitvalsbasis en bij zichtweersomstandigheden (VMC) zijn valschermspringactiviteiten toegestaan. Overvlucht van het vliegveld moet tijdens het valschermspringactiviteiten worden vermeden. Aerodrome Flight Information Service (AFIS) is voorzien op 118.000 MHz en radio-uitrusting is verplicht in elk toestel. De technische en operationele voorwaarden die van kracht zijn op een vliegveld zonder ATC zijn verplicht op grond van Circulaire GDF-04 van het DGLV. Een uittreksel uit Circulaire GDF-04 over de verantwoordelijkheden van de vliegveldoverste bij de vaststelling van overtredingen:

46

6.4 Verantwoordelijkheden van de vliegveldoverste

6.4 Responsabilités commandant d’aérodrome

6.4.2 De vliegveldoverste of zijn plaatsvervanger: a) … b) is gehouden elke inbreuk op de luchtvaartwetgeving en reglementering dat voorkomt op het vliegveld op te tekenen en zonder uitstel mee te delen aan het DGLV … Vertaling in het Engels:

6.4.2 Le commandant d'aérodrome ou son suppléant: a) … b) est tenu de consigner et de communiquer sans délai à la DGTA toute infraction à la législation et la réglementation aéronautique …

6.4. Responsibilities of the airfield commander

du

AAIU-2013-21 6.4.2. The airfield commander or his replacement: a) ... b) records and communicates as soon as possible to BCAA every violation of the aeronautical regulation and legislation etc.

Charleroi luchthaven Brussel-Zuid Brussels South Charleroi Airport (EBCI) ligt op 23 km ten westen van het EBNM-vliegveld van Namen. Bijgevolg liggen er verschillende Terminal Manoeuvring Areas (TMA’s) boven het EBNM-vliegveld, dat in een klasse G luchtruim is gelegen.

Afbeelding 21: relatieve ligging van EBCI, EBNM en de plaats van de crash


Hierdoor vond een groot deel van de droppingsvlucht plaats onder het toezicht van de luchtverkeersleiding van de EBCI-luchthaven. Onder meer de onderstaande communicatiefaciliteiten van luchtverkeersdiensten (ATS: Air Traffic Services) zijn beschikbaar op Charleroi luchthaven: Charleroi TWR (121.300 MHz) en Charleroi APP (133.125 MHz). De crash vond plaats op 35 km ten oosten van EBCI, dichtbij de kruising van EBCI TMA ONE, TMA TWO A en TMA THREE B (vlieghoogte FL55/3500 voet AMSL).

47

AAIU-2013-21 Het luchtruim boven EBNM De onderstaande schets toont de opbouw van de verschillende gecontroleerde en ongecontroleerde gebieden boven het vliegveld van Namen.


Namur Area One is een cirkel met een diameter van 2 NM met middelpunt op de coördinaten 50°29’17” N 4°46’26” O en gaande vanaf grondniveau tot vliegniveau FL135. Dit gebied geeft de zone aan waar valschermspringactiviteiten worden georganiseerd.

48

Afbeelding 22: luchtruim boven EBNM (niet op schaal)

1.11 Vluchtrecorders. Het toestel was niet uitgerust met een vluchtrecorder, en dit was evenmin een vereiste. Sommige valschermspringers droegen actiecamera's. De camera’s werden in het laboratorium van de politie onderzocht, maar er werden geen opnames gevonden van de laatste vlucht, wat niet abnormaal is aangezien de camera's normaal gezien enkel tijdens de sprong zouden worden gebruikt.

AAIU-2013-21 Alle reservevalschermen waren uitgerust met een Automatic Activation Device (AAD). Uit 7 AAD's (van het Belgische merk Vigil) werden gegevens gedownload. De AAD-instrumenten registreren de omgevingsluchtdruk om de hoogte te berekenen en 8 maal per seconde de verticale snelheid. De valschermspringer zet de AAD aan wanneer hij aan boord gaat van het vliegtuig om het systeem toe te laten de omgevingsluchtdruk op de grond te meten, die de grondhoogte is van de toekomstige dropzone.

Afbeelding 23: Automatic activation device (AAD) van een reservevalscherm

Tijdens het opstijgen, zal de AAD in een ’actieve’ status gaan en is hij klaar om de valschermspringer in een kritieke situatie bij te staan. Ondertussen begint het instrument ook de omgevingsdruk te meten en dit 8 keer per seconde. De AAD activeert zichzelf automatisch wanneer het een snelle toename van de druk waarneemt die overeenkomt met een valsnelheid van 35 m/s. Deze activeringsvalsnelheid ligt dicht bij de vrije valsnelheid van een valschermspringer (rond de 50 m/s). De AAD zal het reservevalscherm onmiddellijk uitschieten voor gebruik wanneer beide onderstaande voorwaarden zijn vervuld: • de vrije valsnelheid is bereikt en wordt aangehouden; • de hoogte duikt onder de vooraf ingestelde hoogte voor activering, wat bij benadering overeenkomt met een hoogte van 300 m boven grondniveau (AGL).

4

Onder de 10000 voet, bedraagt de drukverloopgraad ongeveer 1 hPa per 30 voet => 600voet/30voet=20 hPa


Rekening houdend met het feit dat de QNH 1009 hPa bedroeg en het vliegveldniveau van het vliegveld van Namen rond de 600 voet ligt, bedroeg de QFE (de atmosferische druk op het vliegveld) 889 hPa4 toen de AAD van de valschermspringers de atmosferische druk op de luchthaven mat. Dit verklaart waarom het hoogteverschil, dat door de AAD werd gemeten, en dat van de encoder van het vliegtuig (bepaald op 1013 hPa) rond de 720 voet (30*(1013-889) = 720 voet) bedroeg.

49

AAIU-2013-21 Het elektronisch systeem van de AAD omvat ook een intern geheugen dat eerdere gegevens in het geheugen zal opnemen vanaf 7 seconden voorafgaand aan het activeringspunt (eigenlijk 7 seconden voor de 35m/s valsnelheid wordt bereikt) en het stopt met de registratie 10 seconden nadat de grondhoogte werd bereikt. De gegevens van alle zeven AAD konden met de hulp van de fabrikant (Vigil – een Belgisch merk) worden gerecupereerd. Men stelde vast dat alle AAD’s een valsnelheid van meer dan 35 m/s hadden gedetecteerd en dat ze zich gelijktijdig activeerden terwijl de valschermspringers nog steeds aan boord waren.


Afbeelding 24: de laatste 27 seconden van een AAD-registratie

50

De bovenstaande AAD-gegevensopslag toont de laatste 27 seconden voorafgaand aan de impact. De Y-as toont de hoogte boven het grondniveau van het EBNM-vliegveld terwijl de X-as de tijd in seconden weergeeft. Het vliegveldniveau van het EBNM-vliegveld ligt op 594 voet (181 m) wat betekent dat de eerste hoogtegegevens (linkse ordinaat) die op de grafieken verschijnen, rond de 5000 voet (±1520 m) AMSL liggen Het niveau van de plaats van de crash is vrij vergelijkbaar met dat van het vliegveldniveau van EBNM wat betekent dat de laatste seconden van horizontale vlucht werden uitgevoerd op een hoogte van 1330 meter boven het grondniveau.

AAIU-2013-21

Afbeelding 25: AAD-verslag van 7 seconden voor de 35m/s vrije valsnelheid werd gedetecteerd.

1.12 Informatie over het wrak en de inslag

Afbeelding 26: algemeen zicht op de ongevalssite


1.12.1 Onderzoek van het wrak in situ Het toestel crashte in een omgeploegd veld ten noorden van het dorpje Gelbressée. De propeller, de motor en het voorste deel van de romp sloegen het eerst in, waarbij de stand van het vliegtuig nagenoeg verticaal was. De richting van de impact bij benadering was het westen.

51

AAIU-2013-21 De propeller, de motor en het neusgedeelte van de romp werden nagenoeg in de grond gegraven en verdwenen onder de overige restanten van het toestel. Getuigen verklaarden dat het wrak slechts enkele tientallen seconden na de inslag vuur vatte en dat daarbij het voorste en centrale deel van de romp werden vernield. Het binnenste kwartdeel van de linkervleugel kwam bij de inslag los van de romp en lag op de grond ongeveer 12 meter ter linkerzijde van de romp. Het binnenboordgedeelte van de welvingsklep zat nog steeds vast aan dit deel van de vleugel. De structurele brandstoftank die in dit gedeelte van de vleugel was ingebouwd, lag volledig open ter hoogte van zijn buitenboordrib. Het buitenste driekwartdeel van de linkervleugel werd niet teruggevonden in de nabijheid van het hoofdwrak. De rechtervleugelstructuur zat nog steeds vast aan de romp en aan de vleugelophanging. De vleugel vertoonde uiteraard impactschade op de voorrand en de binnenkant van de vleugel was door brand verwoest. Het horizontale staartvlak lag ondersteboven op de grond. Het gedeelte dat normaal bovenaan zit, raakte de grond en de voorrand wees ongeveer in de richting van de voorkant van de romp. De rechterkant van het staartvlak was gedeeltelijk bedekt en verstopt door het staarteinde van de romp. Het hoogteroer zat nog steeds vast aan het staartvlak.


Het staartdeel van de romp werd liggend op zijn linkerkant teruggevonden, dit betekent dat de restanten van de vertikale vin in een horizontale positie lagen.

52

AAIU-2013-21

Afbeelding 27: luchtbeeld van het wrak.

De in de linkervleugel vervatte brandstoftank brak open bij het afbreken van de vleugel en werd bijkomend beschadigd bij de uiteindelijke inslag, maar brandde niet op. De in de rechtervleugel vervatte brandstoftank net als de collectortank die in de romp zat, braken open bij de uiteindelijke inslag en werden grotendeels verwoest door de brand die na de inslag ontstond.


Het gros van de instrumenten was zwaar beschadigd, onmogelijk nog te gebruiken.

53

AAIU-2013-21

Afbeelding 28: patroon van de tijdens de vlucht losgekomen delen

De politie zette een zoektocht op om de losgekomen onderdelen te lokaliseren. De onderdelen werden genummerd (W01, W02 …) naarmate ze gevonden werden.


De onderstaande tabel toont de afstand tussen het hoofdwrak en de verschillende onderdelen, beginnend met het onderdeel dat het dichtst bij het hoofdwrak lag en eindigend met het onderdeel dat het verst lag.

54

Onderdeel Beschrijving waarnaar wordt verwezen W03 W02 W01 W04 W10 W05 W09 W07 W06

Linkervleugel buitenste rolroer Bovenflens van de hoofdligger van de Linkervleugel Contragewicht van het richtingsroer Rechtse vrachtdeur Rechtse kielvlakhuid en antenne Linkervleugel (buitenste driekwartdeel) Fragment van de Linkervleugeltip Fragment van achterrand van de Linkervleugel bij rib 12 Linkervleugel buitenste welvingsklep

Afstand (meters)

900 980 1020 1190 1420 1460 1600 1700 2100

AAIU-2013-21

Afbeelding 30: Deel van de bovenflens van de hoofdligger van de linkervleugel


Afbeelding 29: Linkervleugel buitenste rolroer

55

AAIU-2013-21


Afbeelding 31: Contragewicht van het richtingsroer

56

Afbeelding 32: Rechtse vrachtschuifdeur.

AAIU-2013-21

Afbeelding 34: Buitenste driekwartdeel van de linkervleugel (beeld van het onderste oppervlak)


Afbeelding 33: Rechtse huid en rechtse antenne van het kielvlak

57

AAIU-2013-21

Afbeelding 35: Fragment van de linkervleugeltip

Afbeelding 36: Kleine dwarssligger


Afbeelding 37: Fragment van achterrand van de linkervleugel bij rib 12

58

Afbeelding 38: LH-vleugel buitenste welvingsklep

AAIU-2013-21

1.12.2 Gedetailleerd onderzoek van het wrak Het wrak werd overgebracht naar de gebouwen van de Belgian Defence Air Safety Directorate (ASD) te EBBE voor nader onderzoek. Een eerste gedetailleerd onderzoek vond plaats op 24 oktober 2013 met de hulp van een gemachtigde vertegenwoordiger (Accredited Representative of AccRep) van het Swiss Accident Investigation Board (SAIB) en twee veiligheidsinspecteurs van Pilatus. Experten van de Belgische Luchtcomponent en van het Directoraat Generaal Luchtvaart (Belgian CAA) hebben de AAIU(Be)-onderzoekers ook geholpen om het wrak grondig te onderzoeken. Een paar dagen later werden de motor en de propeller grondig onderzocht met steun van de veiligheidsonderzoekers van Pratt and Whitney Canada en Hartzell Propeller Inc. De veiligheidsonderzoekers van Pilatus, Pratt and Whitney Canada en Hartzell Propeller fungeerden als adviseurs van de AccReps van respectievelijk het Swiss Accident Investigation Board (SAIB), de Transport Safety Board van Canada (TSB) en de National Transportation Safety Board (NTSB) van de Verenigde Staten. De BEA uit Frankrijk stuurde ook een veiligheidsonderzoeker die onder meer ook deelnam aan het onderzoek van een ongeval met een Pilatus PC-6 in Frankrijk waarbij sprake was van een structurele breuk.

De rechtervleugel was erg samengedrukt bij de inslag en dit over de volledige lengte ervan. Een deel van de huid was losgerukt van de vleugel en kwam 15 meter verder dan het hoofdwrak neer. Het eerste, binnenste, kwart van de vleugel dat de structurele brandstoftank bevatte, was nagenoeg volledig verdwenen door de brand die na de crash ontstond. Zowel de half binnenboordse en buitenboordse welvingskleppen en rolroeren zaten nog steeds vast aan de restanten van de vleugel. De ophanging van de rechtervleugel was licht gebogen en vertoonde brandschade. Toch was de ophanging nog steeds intact en zat ze nog vast aan de restanten van zowel de romp als de vleugel.


Romp en rechtervleugelstructuur. Het voorste deel van de romp en de centrale structuur was nagenoeg volledig vernield door de impact en de daaropvolgende brand. Enkel het achterste deel, vanaf de scheidingswand (Eng: bulkhead) 6 (wand achteraan in de cabine) tot de staart bleef over.

59

AAIU-2013-21 Rechterrolroeren De binnenste en buitenste rolroeren van de rechtervleugel werden teruggevonden op hun normale plaats, namelijk de achterkant van de vleugel. Ze waren zwaar beschadigd door de uiteindelijke inslag op de grond. Welvingskleppen van de rechtervleugel De restanten van de binnenste en buitenste welvingskleppen zaten nog vast aan de achterkant van de vleugel toen ze werden teruggevonden. Alle schade strookte met de uiteindelijke impact en de brand die na de crash ontstond.


Structuur van de linkervleugel De vleugel werd gereconstrueerd en hieruit bleek dat de hoofdligger op verschillende plaatsen gebroken was. De huid en enkele ribben werden doorgesneden om een beter zicht te krijgen op de restanten van de hoofdligger.

60

Afbeelding 39: Reconstructie van de linkervleugel

AAIU-2013-21

Dit deel van de bovenflens van de ligger was geplooid en verwrongen. De boogvorm die de liggerflens vertoonde, geeft aan dat de vleugel naar beneden werd geplooid. De verwringing vertoonde een neerwaartse beweging van de voorste rand en een opwaartse beweging van de achterrand. Dit bewijst het feit dat de vleugel was blootgesteld aan negatieve g-krachten die een extreme neerwaarts drukkende mechanische belasting veroorzaakten ten opzichte van een vliegtuig in normale vliegstand. Samengevat: • De bovenflenzen van de hoofdligger braken op 3 plaatsen: bij de vleugelaanhechting, bij vleugelrib nr.5 en vleugelrib nr.8. • De onderflenzen van de hoofdligger braken ook op 3 plaatsen, maar deze verschillen van de breukplaatsen van de bovenflenzen. • De vleugelhuid was op een verschillende manier gescheurd ten opzichte van de breuken in de liggerflens, ongeveer bij de verbinding tussen de binnenste en de buitenste welvingsklep. • Het merendeel van de gebroken onder- en bovenflenzen van de ligger bleven vastzitten aan hun respectieve huidsecties en ribben met uitzondering van de bovenflenzen van de hoofdligger tussen de ribben 5 en 8 (Zie foto).


Afbeelding 40: Bovenflens van de hoofdligger van de linkervleugel geïnstalleerd tussen de ribben nr. 5 en 8.

Uit de wedersamenstelling van de vleugelhoofdligger kon worden opgemaakt dat het onderdeel dat op 980 meter van het hoofdwrak werd teruggevonden een deel was van de bovenflens van de hoofdligger van de linkervleugel, gemonteerd tussen de ribben nr. 5 en nr.8.

61

AAIU-2013-21

Afbeelding 41: schets van de breuken in de hoofdligger van de linkervleugel en de breuken van de vleugelophanging.

Visueel onderzoek van alle breuken in de flens van de hoofdligger leverden geen enkel teken van vermoeiingsscheuren op. Alle breukvlakken werden apart gehouden en voor een grondige fractografische analyse verstuurd naar het laboratorium van Koninklijke Militaire School. Uit het laboratoriumonderzoek kon worden opgemaakt dat er geen aanwijzingen waren voor metaalmoeheid, corrosie, porositeit of een andere materiaalpathologie (Het document met de resultaten van dit labonderzoek werd opgenomen op het einde van dit verslag).


Steunbalk van de linkervleugel

62

Afbeelding 42: Schade aan de steunbalk van de linkervleugel

De steunbalk van de linkervleugel was in 3 stukken gebroken, de schade bevond zich ongeveer halverwege de lengte. Een 1,25 meter lang stuk van de balk bleef vastzitten aan de vleugel, terwijl een ander 1,50 meter lang deel vast bleef zitten aan de romp. Een klein stukje van in het midden werd teruggevonden bij het gros van de wrakresten.

Grondig visueel onderzoek van de steunbalk toonde aan dat het eerst vervormd werd in een Z-achtige vorm onder een zware knikbelasting net voor

AAIU-2013-21 het brak. Het kleine stukje van de steunbalk dat in een Z-vorm was verbogen, vertoonde enkele blauwgekleurde sporen die erop wezen dat de balk in contact kwam met het onderste vleugeloppervlak. Onderzoek van het onderste vleugeloppervlak in de nabijheid van de verbinding tussen de steunbalk en de vleugel toonde aan dat de vleugelaanhechtingen onbeschadigd waren. Er had echter een botsing plaatsgevonden tussen de moer en het onderste vleugeloppervlak door een elastische vervorming van de vleugelaanhechtingen.

Deze moer sloeg in op het onderste vleugeloppervlak

Afbeelding 43: Schets van de aanhechting van de vleugel aan de vleugelondersteuning.

Net zoals het visueel onderzoek van de breuken van de vleugelhoofdligger, kon er geen zichtbaar teken van een vermoeiingsscheur worden gevonden op de steunbalk, en om de feitelijke informatie te achterhalen, werd er beslist alle belangrijke stukken te onderwerpen aan een fractografisch onderzoek, samen met de onderdelen van de linkervleugel.

Linkervleugeltip De vleugeltip werd gereconstrueerd en daaruit bleek dat het onderste oppervlak geen krassen in lengterichting vertoonde. Er was geen spoor van een voorafgaand contact met de grond.


Uit het laboratoriumonderzoek kon worden opgemaakt dat er geen aanwijzingen waren voor metaalmoeheid, corrosie, porositeit of een andere materiaalpathologie (een samenvatting en de conclusies van het fractografisch onderzoek zijn opgenomen op het einde van dit verslag).

63

AAIU-2013-21

Rolroeren van de linkervleugel Het binnenste rolroer van de linkervleugel zat nog steeds vast aan de vleugel toen het werd teruggevonden en toonde aan dat zowel de buitenhuidhoek bij de achterkant als het balansvlak ontbraken. Het buitenste rolroer, dat op 900 meter van het hoofdwrak werd teruggevonden, was nog steeds grotendeels intact, er ontbrak geen huid en het contragewicht en het balansvlak zaten nog steeds vast aan het rolroer5. Er waren sporen van wrijving zichtbaar op de contragewichtbuis en op het rood geschilderde uiteinde van het contragewicht. Deze wrijvingssporen komen overeen met de sporen van rode verf die gevonden werden op de rugvin van de romp. Sporen van losgescheurde rivetten waren zichtbaar op laterale uiteinden van de ribben. Een oude reparatie aan de huid weerstond op correcte wijze de structurele vervorming van het rolroer. Men stelde vast dat de as van de structurele vervorming van het rolroer in lijn lag met de gelijkaardige vervorming van de onderste huid van de vleugel.


Sporen van wrijving

64

Afbeelding 44: Buitenste rolroer van de linkervleugel die de gebruikelijke vervorming vertoont met het binnenste vleugeloppervlak

5

Een oude reparatie aan de huid weerstond de structurele vervorming van het rolroer.

AAIU-2013-21

Onderkant van het richtingsroer

Bovenkant van het richtingsroer

Bovenste richtingsroerscharnier

Afbeelding 45: Richtingsroer waarvan de bovenkant nagenoeg volledig is uiteengereten

Welvingskleppen van de linkervleugel De binnenboordwelvingsklep bleef bevestigd aan het eerste binnenste kwart van de vleugel tot aan de uiteindelijke inslag op de grond. De buitenboordwelvingsklep werd daarentegen 2 km verderop gevonden en was dus nog tijdens de vlucht losgekomen van de vleugel. Onderzoek toonde aan dat het loskomen van de welvingsklep veroorzaakt werd door het losscheuren van de vleugel op het verbindingspunt tussen de binnenste en buitenste welvingsklep.

Installatie van de besturing:De installatie van de primaire besturing bestond uit een samenstelling van kabels, tuimelaars, katrollen en verbindingsstangen. De meeste besturingskabels waren gebroken en enkele ervan vertoonden corrosie ten gevolge van brand. Alle kabeluiteinden zaten nog steeds vast aan hun stuurstangen, fittingen en andere aanhechtingspunten. Sommige kabels werden gesneden door de reddingsdiensten om toegang te krijgen tot de slachtoffers of om het transport van het wrak te vergemakkelijken. Onderzoek van de afgescheurde kabeluiteinden toonde duidelijk aan dat deze waren bezweken onder overbelasting, en er was geen spoor van corrosie of abnormale sleet;


Stand van de vleugelwelvingsklep De positie van de aandrijvers van beide welvingskleppen werd gemeten en de lengtes waren verschillend. Deze klaarblijkelijke ongerijmdheid was echter niet relevant omwille van de tractie op de bedieningsketting van de welvingskleppen toen de vleugel losscheurde van het toestel.

65

AAIU-2013-21 - Individuele draden werden afgewikkeld teruggevonden, wat de plotse vrijgave van kinetische energie tijdens impact toont (zie figuur 47) - De breukvlakken van de gebroken draden vertonen insnoering (‘cup and cone’); - De kabels waren ernstig vervormd, wat ook de plotse vrijgave van kinetische energie aantoont (zie figuur 46 en 48) Hetzelfde geldt voor alle defecte componenten, zoals verbindingsstangen, van de verschillende controlekringen.


Afbeelding 46: overblijfselen van de hoogteroerkabels

66

Afbeelding 47: bezweken uiteinden van de hoogteroerkabel

AAIU-2013-21

Afbeelding 48: Kabels van de rolroerbediening binnenin de linkervleugel

Het werd vastgesteld dat deze schade veroorzaakt werd door overbelasting, hoogstwaarschijnlijk op het moment van de impact op de grond.

Afbeelding 49: Tuimelaar van de rolroeren


De onderste tuimelaar van het rolroercontrolesysteem binnen de romp werd teruggevonden met een breuk dichtbij de bevestiging van de linkerrolroelkabel en aan de stang die de twee stuurknuppels met elkaar verbindt.

67

AAIU-2013-21 Kielvlak

Afbeelding 50: De structuur van het kielvlak was nagenoeg volledig uiteengereten

De structuur van het kielvlak was nagenoeg volledig uiteengereten, hierdoor is de hoofdligger zichtbaar die nog steeds vastzit aan het bovenste achterdeel van de romp en enkele stukken van de huiden. Het kielvlak was uitgerust met antennes die symmetrisch waren geïnstalleerd op beide bovenste huiden.

De antenne aan de rechterkant en een groot deel van de rechtse structuur werden teruggevonden in een bewerkt veld op 1420 meter van het hoofdwrak. De metalen aanvalsboord van deze antenne ontbrak.


De linkerbovenzijde van de structuur met de antenne inbegrepen werd teruggevonden op de plaats van de crash.

68

Afbeelding 51 : neus van het kielvlak waarop de neus van de rechtse antenne zichtbaar is en waarvan de metalen beschermingskap ontbreekt

De neus van de ontbrekende antenne werd teruggevonden onderaan in de huid van linkervleugel waar de antenne zich had ingeboord.

AAIU-2013-21

Afbeelding 52: Beeld van de neus van de rechtse antenne, teruggevonden in de huid van linkervleugel onderaan waar de antenne zich had ingeboord


Richtingsroer Het richtingsroer werd op de plaats van het hoofdwrak teruggevonden, enkele meters achter het staartgedeelte van de romp. De bovenkant van het richtingsroer is nagenoeg volledig uiteengevallen en het contragewicht van het richtingsroer ontbreekt. Het contragewicht werd teruggevonden op een afstand van 1020 meter van het hoofdwrak. De voorkant van het richtingsroer was opengescheurd.

69

AAIU-2013-21 Horizontaal staartvlak Horizontaal staartvlak met de bovenkant die de grond raakt

Rechterzijde staartvlak

Linkerzijde staartvlak

Middengedeelte van het staartvlak

Tip van het rechter staartvlak


Afb. 53: Horizontaal staartvlak ondersteboven

70

Linkerzijde staartvlak

Afbeelding 54: Horizontaal staartvlak in normale vliegstand.

Het horizontale staartvlak werd teruggevonden terwijl het ondersteboven op de grond lag met het linkerdeel gedeeltelijk bedekt door het achterste deel van de romp. Beide staartvlakneuzen vertoonden impactschade. De schade aan de linkeraanvalsboord van het staartvlak, die bevuild was met aarde, was het gevolg van de uiteindelijke inslag in de grond, terwijl de rechter en minder beschadigde aanvalsboord tekenen vertoonde van een mogelijke inslag door een ander constructiedeel van het vliegtuig. Uitgezonderd de losgekomen en gebroken scharnierplaten, ondervond het centrale deel van het staartvlak weinig schade in vergelijking met de schade aan beide aanvalsboorden van het staartvlak.

AAIU-2013-21 Afbeelding 55 toont het middendeel van het staartvlak in normale vliegstand (bovenste oppervlak naar omhoog) Onderzoek van de rivetten en gaten van beide scharnierplaten toont aan dat ze stukgingen door overbelasting. De rivetten van de rechtse scharnierplaat zijn afgeknapt maar deze scharnierplaat is minder vervormd.

Gebroken linkse scharnierplaat Rechtse scharnierplaat

Afbeelding 55: Middengedeelte vooraan van het horizontale staartvlak.

De linkse scharnierplaat is echter misvormd en gebroken.

Afbeelding 56: Linkse scharnierplaat van het horizontale staartvlak.


Reconstructie van de linkse scharnierplaat

Afbeelding 52 toont de linkse scharnierplaat die geherpositioneerd is om de stand van het staartvlak op het ogenblik waarop deze plaat het begaf (beweging naar omhoog / naar achteren van de rechtse staartvlak) weer te geven.

71

AAIU-2013-21

Hoogteroer Het hoogteroer bleef bevestigd aan het staartvlak tot de uiteindelijke grondimpact. Alle schade strookt met de uiteindelijke impact


Longitudinale trim De aandrijver was erg beschadigd, er waren duidelijke aanwijzingen van grondinslag. Het aluminium omhulsel vertoonde ernstige vervormingen die overduidelijk het gevolg waren van het feit dat de aandrijver de grond was ingeboord. Een deel van de verbindingsvork van het staartvlak werd teruggevonden terwijl het nog vastzat aan het einde van de beweegbare stang van de aandrijver. Het uiteinde van de stang was lichtjes geplooid.

72

Afbeelding 57: Elektrische aandrijver van het horizontale staartvlak.

Afbeelding 58: Vast uiteinde (onderste bevestigingspunt) van de aandrijver

Het bevestigingspunt van de aandrijver onderaan op de lagervork (het ’vaste uiteinde genoemd’" in de geïllustreerde onderdelencatalogus (Illustrated Parts Catalog (IPC)) was losgerukt van de aandrijver en ook van de vorkfitting van de romp. Van de vier bevestigingsschroeven werden er 3 teruggevonden in het staartdeel van de romp, ze waren afgeknapt ter hoogte van het oppervlak van de aandrijver.

AAIU-2013-21

Afbeelding 59: Beweegbare stang en bovenste bevestigingspunt van de aandrijver

De stand van de beweegbare stang van de longitudinale trim werd gemeten om de stand van het staartvlak bij de inslag te bepalen. Zoals te zien is op Afbeelding 59Afbeelding 58, werd de beweegbare stang in volledig ingetrokken stand aangetroffen (de as van het stangeindelager stak 46 mm uit het omhulsel uit. Deze stand van de beweegbare stang komt overeen met een volledige neus-naarbenedenstand van het staartvlak (+2° invalshoek).


De opening in de horizontale huid bovenaan van de romp die gelegen is onder het staartvlak, en ook de linkerhuid van de romp werd opengescheurd en naar buiten geplooid teruggevonden, waardoor de opening aanzienlijk groter was. Dit grote gat strookte met het naar buiten geslingerd worden van de aandrijver uit het wrak bij de uiteindelijke inslag.

73

AAIU-2013-21

Gebroken scharnierplaat

De linkse bevestigingsplaat van het staartvlak werd verzonken in de grond vlakbij het hoofdwrak teruggevonden. Een klein ontbrekend deel van de plaat bleef echter vastzitten aan het staartvlak. De vertikale rand van de plaat vertoonde inslagsporen die overeenstemmen met de ‘<’-vormige scheur van de zijkant van de romp.

Afbeelding 60: Linkse scharnierplaat van het horizontale staartvlak.


Gedeelte dat geraakt werd door het vaste uiteinde van de aandrijver

74

Afbeelding 61: LH-flank van de achterromp opengescheurd en naar buiten geplooid

De trimaandrijver van het horizontale staartvlak werd uitgebreid onderzocht en getest. De resultaten van dit onderzoek zijn achteraan in dit verslag opgenomen.

AAIU-2013-21

Afbeelding 62: Beeld van de motor en propeller klaar voor inspectie, nadat ze zijn schoongemaakt.


Motor Het onderste deel van de motor en het gebied rond het aandrijftoebehoren vertoonde impactschade en waren gedeeltelijk bedekt met roet en aarde. De motor was erg beschadigd en samengedrukt met duidelijke torsies in de gasgenerator- en de uitlaatbehuizing. De vervorming zorgde ervoor dat het voorste deel van de motor (de reductiebak) verdrongen werd naar de 3-uurstand ten opzichte van zijn oorspronkelijke stand en met de propelleras die naar de onderkant wees. De motor werd gedeeltelijk uit elkaar gehaald voor een nader onderzoek van het compressorgedeelte, het hulptandwielkastgedeelte, de verbrander, het turbinegedeelte, het smeersysteem- en de motorophanging, het brandstofsysteem, de pneumatische buizen, de motoras, het motortoebehoren en de reductietandwielkast voor de propeller. Er werd geen aan de inslag voorafgaande, bestaande afwijking gevonden en de torsies in de gasgenerator- en uitlaatbehuizing tonen aan dat de motor aandrijfkracht leverde op het ogenblik van de inslag.

75

AAIU-2013-21

Propeller Alle vier propellerbladen bleven vastzitten aan de propellernaaf. De propeller vertoonde relatief weinig impactschade. De schoepen zijn licht verbogen en vertoonden lichte rotatievervorming door de inslag op een modderig veld. De cilinder was van de propeller gebroken als gevolg van de impactschade. De bladhoek voorafgaand aan de inslag, berekend op basis van inslagsporen, was ongeveer 38° Dit ligt binnen de normale werkingsradius van een lage bladhoek en is een kenmerk van ingeschakelde motor. Er werden geen discrepanties opgemerkt die een normale werking zouden uitsluiten. Alle schade strookte met de schade veroorzaakt door de inslag.

Rechtse schuifdeur De rechtse schuifdeur vertoonde beperkte schade aan de bovenste rolwielen die zorgen voor de zijwaartse beweging in een geleider bij het openen van de deur. De teruggevonden rolwiellagers waren gedeeltelijk gescheurd, en vooral dan de voorste.


Linkse schuifdeuren De linkse schuifdeuren werden niet gebruikt en bleven gesloten. Ze werden teruggevonden in het wrak van de romp.

76

AAIU-2013-21 Bevestigingssysteem voor de valschermspringers Onderzoek van het wrak kon aantonen dat het vliegtuig was uitgerust met een bevestigingssysteem voor alle valschermspringers die op de bank en op de vloer zaten. De meeste individuele bevestigingssystemen werden gerecupereerd en vertoonden wisselende brandschade aan elke gordel. Met uitzondering van de kleurvervaging veroorzaakt door het vuur werden de meeste metalen onderdelen van het bevestigingssyteem onbeschadigd of lichtjes vervormd door de inslag teruggevonden. Bij het onderzoek van de harnassen van de valschermspringers kon er geen enkele schade worden aangetroffen die gerelateerd was aan een buitensporige krachtinwerking op de verbinding tussen het bevestigingssysteem en het harnas.

Afbeelding 63: Restanten van sommige bevestigingssystemen

1.13 Medische en pathologische informatie De autopsie van alle inzittenden toonde aan dat de krachten op het moment van de inslag onmogelijk te overleven waren. De autopsie van de piloot toonde aan dat zijn handen ernstig gewond waren. Dit strookt met het feit dat hij met zijn handen de knuppelhandgreep vasthad op het ogenblik van de inslag. Uit de autopsie bleek ook dat de piloot geen alcohol of sporen van medicijnen of enig ander product dat het vliegvermogen van de piloot kon hebben aangetast, in het bloed had. De autopsie kon niet uitmaken of er voor de inslag al of niet sprake was van een verminderde gezondheidstoestand. De piloot was 35 jaar en was houder van een geldig medisch attest Klasse 1 dat vereist is om als gezagvoerder te fungeren bij het commercieel luchtvervoer. In het medisch dossier van de piloot zijn er geen aanwijzingen dat hij een gezondheidsprobleem zou kunnen gehad hebben.


.

77

AAIU-2013-21

De vaststelling dat de piloot houder was van een geldig medisch attest (klasse 1) betekent dat hij voldeed aan de vereisten van de luchtvaartgeneeskundige standaarden. Dit systeem streeft er met jaarlijkse medische controle naar om het risiconiveau met betrekking tot situaties waarbij de piloot tijdens de vlucht niet meer in staat is te functioneren, op een aanvaardbaar niveau te houden. De periodieke medische check-up van de beroepsvlieger dient twee doelen: De eerste check-up controleert het vermogen van de vergunninghouder om in alle routine- en noodsituaties te handelen en de tweede betreft de inschatting van het risico op een plotse malaise, zoals de aanleg voor hartaanvallen, epilepsie of de aanwezigheid van metabolismeziekten zoals diabetes, enz..


Het medisch attest klasse 1 standaard is erg veeleisend en het betekent voor piloten die als beroepsverkeersvlieger actief zijn dat zij via een medisch onderzoek moeten aantonen dat hun risico op een medische malaise lager is dan 1% in 1 jaar (= 8760 uren) wat ongeveer overeenstemt met 1 malaise op 106 uren. Deze 1%-regel bepaalt de inhoud, de grondigheid en de periodiciteit van de medische check-up voor beroepsverkeersvliegers. Deze medische standaard wordt in België gehanteerd en het systeem heeft zijn doeltreffendheid aangetoond doordat het beoogde doel wordt bereikt.

78

Om de doeltreffendheid van het systeem aan te tonen, werd de incidentendatabank van België voor de commerciële luchtvaart in beschouwing genomen (19870 verslagen - periode 2007-2014). Deze bevat 45 verslagen over een medisch probleem bij een bemanningslid. De oorzaken voor het probleem waren voedselgerelateerd (21 gevallen) vermoeidheid (10 gevallen) oliegeur (3 gevallen) en overige (10 gevallen). De meeste verslagen beschrijven gevallen waarin de bemanning ziek werd, of minder goed in staat was te functioneren. Er is slechts 1 geval beschreven waarbij er een persoon echt flauwviel, maar dit gebeurde pas een tijdje nadat de symptomen zich manifesteerden. Uit de databank van de ongevallen komen er twee recente gevallen (periode 2007-2014) naar voor waarbij de malaise daadwerkelijk een oorzakelijke factor was, maar beide gevallen betroffen oudere privévliegers met een gekende medische aandoening (ULM-piloten met een medisch attest klasse 3, dat niet onder de 1%-regel valt). 1.14 Brand Het wrak vloog in brand kort nadat de getuigen op de plaats van de crash aankwamen. De brand was geconcentreerd in het centrale rompdeel en het eerste kwart van de restanten van de rechtervleugel. De brandstoftanks (rechtervleugel en voedingsreservoirs) barsten open bij de inslag en daarbij

AAIU-2013-21 vloeide er brandstof naar het motorgedeelte. De brandstof vloog in brand bij contact met de hete motor en/of vonken die door de kortsluitingen werden veroorzaakt.

Afbeelding 64: Rompreferenties.

1.15 Overlevingsaspecten De hevigheid van de uiteindelijke inslag viel niet te overleven voor de inzittenden van het vliegtuig.

Veiligheidsgordels: Het toestel had vooraan twee stoelen uitgerust met veiligheidsgordels, een voor de piloot (heup- en schouderharnas) en andere (enkel heupgordel) voor de valschermspringer die op de omgekeerde stoel van de copiloot zat. Een klein bankje achteraan rechts in de cabine was ook uitgerust met een veiligheidsgordel (enkel heupgordel). Voor de overige valschermspringers die op een bank en op de vloer zaten was er een bevestigingssysteem voorzien - een enkelvoudige bevestigingsriem met karabijnhaak - dat op (gebrekkige) wijze toeliet om hun plaats tijdens het opstijgen en, wanneer ze nog aan boord waren, ook tijdens het landen te beveiligen. Dit bevestigingssysteem werd verplicht naar aanleiding van het ongeval dat zich in 2002 met dezelfde parachuteclub en met hetzelfde type toestel voordeed. Het ontbreken van zitplaatsen en bevestigingssystemen voor de passagiers werd in het onderzoeksverslag van dat ongeval ook als de oorzaak voor de verwondingen van de passagiers aanzien.


Omdat de valschermen niet genoeg tijd hadden om open te gaan, gold hetzelfde voor de valschermspringers die het toestel net voor de crash verlieten. De krachten bij de inslag konden niet worden overleefd.

79

AAIU-2013-21

Ingevolge het ongeval van 2002 werd de onderstaande veiligheidsaanbeveling (vertaald uit het Frans) gedaan: De Belgische regelgeving is niet duidelijk over de verplichting inzake gordeldracht voor het meevoeren van valschermspringers. De wetgeving zou in die zin moeten worden aangepast, tenminste om contraproductieve gevolgen te vermijden, een aan dit soort gebruik (valschermspringen) aangepast systeem zou moeten worden geperfectioneerd.

Het DGLV aanvaardde de aanbeveling, door de installatie te eisen van een bevestigingssysteem in elk vliegtuig dat voor valschermspringen wordt gebruikt. De verordening werd echter niet formeel geamendeerd.


Toen het vliegtuig in 2003 na het herstel ervan door de fabrikant naar België terugkwam, werd het uitgerust met een lokaal vervaardigd bevestigingssysteem.

80

Een prototype van het bevestigingssysteem, zoals getoond in deze afbeelding werd naar tevredenheid beproefd in het DGLVlaboratorium met een statische belasting van 1000 kg (de breuk ontstond bij 1150 kg).

Afbeelding 65: Prototype van het bevestigingssysteem

Het gebruik van het bevestigingssysteem werd verplicht gemaakt door het aanbrengen van een plaatje in de cabine en in het vlieghandboek (zie afbeelding 5). Deze DGLV-eis, ontwikkeld in 2002, is vrij gelijkwaardig met de standaard beschreven in de nieuwe Verordening (EU) Nr. 965/2012 (die nog niet van kracht was op het ogenblik van het ongeval). SPO.IDE.A.160 Seats, seat safety belts and restraint systems Aeroplanes shall be equipped with: - a seat or station for each crew member or task specialist on board;

AAIU-2013-21 - a seat belt on each seat, and restraint devices for each station; Volgens (EU) verordening 965/2012 wordt een parachutist beschouwd als een taakspecialist6, ongeacht zijn eigenlijke functie binnen de organisatie (instructeur, gekwalificeerd valschermspringer, student, duospringer,..) SPO.SPEC.PAR.110 Seats Notwithstanding SPO.IDE.A.160(a) and SPO.IDE.H.160(a)(1), the floor of the aircraft may be used as a seat, provided means are available for the task specialist to hold or strap on.

Ondanks de DGLV-eis, wezen interviews met sleutelpersonen in de parachuteclub uit dat het bevestigingssysteem zelden werd gebruikt. Tijdens de vlucht echter maakten valschermspringers die ervoor gekozen hadden zich vast te gespen, het bevestigingssysteem opnieuw los wanneer het vliegtuig een voldoende hoogte van rond de 1500 voet AGL bereikte. Vastgeklikte valschermspringers maakten zich los van het bevestigingssysteem aangezien het hen de mogelijkheid zou ontnemenom bij een noodgeval uit het vliegtuig te springen.

Ter informatie: in 1998 heeft de FAA een onderzoek gedaan, getiteld Evaluation of Improved Restraints Systems for Sport Parachutists (DOT/FAA/AM-98/11). Nog een andere publicatie is Flying for skydive Operations – P-8740-62. Dit document geeft een samenvatting van de FAAverordening en andere informatie die betrekking heeft op skydivingactiviteiten in de USA. 1.16 Testen en nadere onderzoeken. 1.16.1 De trimaandrijver van het horizontale staartvlak De trimaandrijver van het horizontale staartvlak werd grondig uiteengehaald, onderzocht en getest. Een volledig verslag van het trimaandrijversysteem

6

‘Taakspecialist’ betekent een persoon die door de exploitant of een derde is aangewezen of die als onderneming handelt, en die grondtaken uitvoert die rechtstreeks verband houden met een gespecialiseerde taak of die gespecialiseerde taken aan boord van het luchtvaartuig uitvoert.


Een andere factor is ook dat het bevestigingssysteem goed moet worden weggeborgen zodat valschermspringers er niet over kunnen struikelen bij het verlaten van het toestel, of bij verstrooidheid wanneer ze het toestel proberen te verlaten terwijl ze nog steeds vastzitten aan de vloerverankeringen.

81

AAIU-2013-21 van het horizontale staartvlak is opgenomen in de aanhangsels bij dit verslag. 1.16.2 Prestaties van het luchtvaartuig Het vlieghandboek (AFM) geeft geen informatie over de rolsnelheid van het vliegtuig, en dit is ook niet vereist. Maar omdat deze informatie interessant was, heeft Pilatus een testvlucht gedaan om dit te onderzoeken. Dit leverde de onderstaande resultaten op: • •


•

82

6 onderscheiden manoevers werden gevlogen: 3 ’links naar rechts‘ en 3 ’rechts naar links’ Elk dubbel maneuver werd gevlogen in 3 onderscheiden configuraties, dwarshellingshoeken 30°, 45° en 60°. De vliegtuigconfiguratie was zuiver, met lege onderzijtanks, de hoofdtanks waren voor 3/4 gevuld, er waren 2 piloten aan boord 105 KIAS, max. kruisvermogensinstellingen (1030 voet.-lbs.).

AAIU-2013-21 De onderstaande resultaten werden door de bemanning getimed: • dwarshellingshoek 30° zowel links naar rechts als rechts naar links overgang in 2-3 seconden • dwarshellingshoek 45° zowel links naar rechts en rechts naar links overgang in 2,5-3,5 seconden • dwarshellingshoek 60° zowel links naar rechts en rechts naar links overgang in 3,5-4,5 seconden Gelieve op te merken dat het luchtvaartuig was uitgerust met onderzijtanks die de rolsnelheid enigszins verminderen. Voor een verandering van 120° (dwarshellingshoek 60°) heeft het toestel bijgevolg ongeveer 4 seconden nodig.

Een AAIU(Be)-onderzoeker had de kans om een aantal barrel rolls te simuleren tijdens een sessie met een vluchtopleidingstoestel (Engels: FTD ‘Flight Training Device’, afgekort ‘FTD’) van de Belgische Defensie. Deze FTD is een vliegsimulator gebaseerd op een SIA Marchetti en biedt een volledig gesimuleerde cockpit in een 3D ruimtelijke cockpitomgeving zonder bewegingsplatform. De sessie vond plaats onder begeleiding van een vlieginstructeur en het enige doel was om zich vertrouwd te maken met hoe men een barrel roll moest uitvoeren en wat de beginnersfouten waren bij het uitvoeren van dit soort maneuver. De specifieke uitvoering ervan met een Pilatus PC-6 kon met deze sessie niet accuraat worden gesimuleerd, aangezien er momenteel geen FTD bestaat voor het Pilatus PC-6-toestel. Eerst werd de snelheid opgevoerd naar 110 knopen door een duik te maken om genoeg energie op te bouwen. Bij stabilisering werd er een referentiepunt op de horizon van het toestel gekozen dat links lag in een hoek van 45° ten opzichte van de vliegbaan. De oefening startte met het optrekken van de neus en het naar links bewegen van de bedieningsknuppel om een voldoende rolsnelheid te verkrijgen, terwijl men probeerde het referentiepunt in het oog te houden. Door neus-omhoogstand in omgekeerde vlucht, ontstond er soms een aanzienlijk verlies van hoogte en toename van de


1.16.3 Tonrol (Engels: ‘barrel roll’) in een Marchetti 260-vliegsimulator In de vroege namiddag op de dag van het ongeval, verklaarden twee getuigen, waarvan eentje in het dorp vlakbij het vliegveld van Namen en de andere op dit vliegveld stond, dat hun aandacht werd getrokken door een verandering in het geluid van een motor/propeller. Ze keken naar de Pilatus en zagen het toestel een maneuver maken aan het einde van de vlucht alvorens het toestel voortvloog naar het vliegveld om te landen. Beide getuigenverklaringen gecombineerd met de verklaringen van de 2 passagiers die meevlogen, bracht de onderzoekers tot het besluit dat het vliegtuig een barrel roll maakte terwijl het ten zuidwesten van EBNM vloog op het einde van een daling bij het naderen van het vliegveld.

83

AAIU-2013-21 luchtsnelheid waardoor het referentiepunt onder de neus van het toestel verdween. Indien een gepaste reactie uitblijft, zou dit het toestel in een steile duikvlucht brengen. Dit kan worden gecorrigeerd door het lossen van de trekkracht en/of door een lichte voorwaartse druk op de bedieningsknuppel uit te oefenen. Een typische beginnersfout bestaat echter in een overreactie door een te hoge voorwaartse druk op de bedieningsknuppel uit te oefenen nadat men het referentiepunt uit het oog verloor. Tijdens de oefening op de vliegsimulator, bij uitoefening van een brutale voorwaartse druk op de bedieningsknuppel om dit te 'corrigeren’ en het referentiepunt terug in beeld te krijgen, kon er een belastingsfactor van -3g worden afgelezen op de g-meter. Verdere tonrollen brachten het vliegtuig terug naar een positieve belasting. 1.17 Informatie over organistatie en beheer. Valschermspringactiviteiten vereisen verschillende afzonderlijke vergunningen, toelatingen en vliegboekaantekeningen van het DGLV met betrekking tot de specificaties van het vliegtuig, de bediening van het vliegtuig, de voorwaarden die vereist zijn voor de uitbating van een permanente site voor valschermspringactiviteiten en de kwalificatie / bevoegdverklaring van de piloten. Voor de valschermspringsport zelf zijn de parachuteclubs leden van een vereniging die de verschillende clubs groepeert, reguleert, volgt en er ook toezicht op houdt.


1.17.1 Exploitatie van het vliegtuig De exploitatie van een vliegtuig voor een dropping van valschermspringers wordt beschouwd als een aangelegenheid van luchtarbeid, die een specifieke machtiging van de luchtvaartautoriteit vereisen (zie het Koninklijk Besluit tot regeling der luchtvaart, Artikel 50).

84

Het Koninklijk Besluit bepaalt niet de voorwaarden voor de afgifte van een machtiging om luchtarbeid uit te voeren. Het Koninklijk Besluit (artikel 50 (2)) bepaalt dat een Ministerieel Besluit de voorwaarden voor de afgifte, de schorsing en intrekking van de machtiging moet bepalen. Er werd echter geen enkel besluit over dit onderwerp gevonden. Een machtiging voor luchtarbeid werd toegekend door het DGLV (Afdeling Operaties) aan de exploitant Namur Air Promotion met een geldigheidsduur van 2 jaar beginnend op 16 november 2011. Een kopie van het machtigingsdocument is op het einde van dit verslag als bijlage opgenomen. Onder meer artikel 2 van deze machtiging voor luchtarbeid nr. 564 bepaalt dat de toelating afhangt van de onderstaande voorwaarden:

AAIU-2013-21 Vertaling: a) De activiteiten worden uitgeoefend voor rekening van en onder het gezag, de leiding en het toezicht van de exploitant. b) The operator shall comply with, and shall ensure that the staff in charge, observe the laws, regulations and conventions governing national and international air navigation, without the staff’s personal liability being discharged. c)

Originele tekst: a) Les activités seront effectuées pour le compte et sous l’autorité, la direction et la surveillance de l’exploitant. b) L’exploitant est tenu de respecter et de faire respecter par ses préposés, sans que leur responsabilité personnelle ne soit dégagée pour autant, les lois, règlements et conventions régissant la navigation aérienne nationale et internationale. c) …

Afbeelding 66: Excerpt uit de toelating voor luchtarbeid.

Ondanks hetgeen in voornoemd Artikel 2 a) en b) staat, blijkt uit interviews met sleutelpersonen van de parachuteclub en het vliegveld, en uit het interview met de exploitant zelf, dat het gezag, de acties en de initiatieven van de exploitant om het gebruik van zijn vliegtuig te regelen, erg beperkt waren. Ook zijn aanwezigheid op het vliegveld om te controleren / toezicht te houden op hoe het vliegtuig werd gebruikt, was erg beperkt.

De planning van de droppingvluchten voor valschermspringers en het vliegdienstrooster van de piloten werd echter bijgehouden door de parachuteclub. De voorzitter van de Paraclub Namen gaf aan dat alle piloten zelf hun beschikbaarheid moesten invullen op de pagina bestemd voor het vliegdienstrooster. Vervolgens en voor het weekend begon, vergewiste de voorzitter zich ervan dat er een piloot beschikbaar was en als dit niet zo was contacteerde hij de piloten om een oplossing te vinden. De meest ervaren piloot werd stilzwijgend beschouwd als de ’hoofdpiloot‘ van de parachuteclub. Hij had echter geen beslissingsbevoegdheid of officiële aansprakelijkheid. Wanneer er verschillende overtredingen plaatsvonden in de nabijheid van of op het vliegveld, dan nam de vliegveldcommandant systematisch contact op met de betrokken piloot en met de voorzitter van de Paraclub Namen om ze ter verantwoording te roepen. De hoofdpiloot was er soms ook bij betrokken.


De belangrijkste taken die de exploitant voor zijn rekening nam, bestonden erin de nieuwe piloten-aanvragers te beoordelen en erkennen op basis van de vereisten van de verzekering (vergunningen, ervaring, enz. ...) en om de kosten van de CAMO/onderhoudsorganisatie goed te keuren.

85

AAIU-2013-21 1.17.2 Exploitatievergunning voor een permanente site voor valschermspringactiviteiten DGLV Circulaire GDF-05 met de titel Descentes en parachute – Valschermspringen bespreekt de voorwaarden voor de uitvoering van valschermsprongen. In het bijzonder • Hoofdstuk 5 gaat over de karakteristieken van de drop- en landingszones van de valschermspringers. • Hoofdstuk 7 bespreekt de vereisten voor luchtvaartuigen en stuurpersoneel. De vergunningseisen die van toepassing zijn op de piloten en de technische eisen voor luchtvaartuigen worden uitgebreid beschreven en toegelicht. • Hoofdstuk 9 bespreekt de procedures in vlucht, en meer bepaald vooral de samenwerking met ATC om veilige sprongen mogelijk te maken in een luchtruim dat door verschillende gebruikers wordt bezet. Het DGLV (Afdeling Luchthavens) heeft in mei 1999 een toelating voor valschermspringactiviteiten toegekend aan de Paraclub Namen. Deze toelating werd verder aangepast op 31 augustus 2011 met de brief met het kenmerk LA/A-POR/BDC/dc/2011-1892 en deze toelating was geldig voor 3 jaar.


Uittreksel van de toelatingsbrief waarin de Paraclub Namen de toelating krijgt.

86

AAIU-2013-21 Gedeeltelijke vertaling van afdeling 3 "Gebruiksvoorwaarden" 3.1

3.2 3.3 3.4 3.5 3.6 3.7

3.8 3.9

De club moet toezien op een strikte naleving van de voorwaarden van Circulaire GDF-05 uitgave 3 van 29/04/2004 (zie bijlage 1) of elke daaropvolgende uitgave, met inbegrip van de voorschriften betreffende: de vereiste afmetingen van de site ... de kwalificaties van een valschermspringer ... het luchtvaartuig en de aangestelde piloten ( afdeling 7). de weersomstandigheden ... de vliegprocedures (afdeling 9) Niemand heeft het recht om een valschermsprong te doen of daar toelating voor te geven als deze activiteit een gevaar inhoudt voor het luchtvaartuig in vlucht, voor de springende valschermspringers, of voor de personen en goederen op de grond. het vliegtuig moet zijn uitgerust met een transponder ... De Belgische burgerluchtvaartautoriteit (het DGLV) zal steeds worden ingelicht wanneer een toelating of een vergunning, die nodig is om de huidige toelating te verkrijgen, vereist is of vervangen wordt, of telkens wanneer hierin een wijziging werd aangebracht die de geldigheid van de huidige toelating kan beïnvloeden. Afbeelding 67: Excerpt uit de toelating voor de parachuteclub.

In de voornoemde toelatingsbrief wordt de nadruk gelegd op de aansprakelijkheid van de Paraclub Namen voor wat betreft de verschillende eisen van Circulaire GDF-5. Afdeling 7 en Afdeling 9 van de Circulaire hebben echter betrekking op het luchtvaartuig, de aangestelde piloot en de vliegprocedures, die ook zaken zijn die onder verantwoordelijkheid van de exploitant ressorteren, zoals bepaald in de luchtarbeidsmachtiging.

1.17.3 Bijzondere bevoegdverklaringen voor piloten die droppingvluchten voor valschermspringers uitvoeren DGLV Circulaire FCL-27 met de titel Qualifications spéciales – Bijzondere bevoegdverklaringen bespreekt de voorwaarden waaraan een piloot moet voldoen om een bijzondere bevoegdverklaring voor droppingvluchten voor valschermspringers te verkrijgen. Deze bevoegdverklaring is enkel geldig in België en wordt zichtbaar gemaakt door een aantekening in het vliegboek van de piloot. De piloot die bij het ongeval betrokken was, legde op 21 september 2013 in het bijzijn van een examinator een bekwaamheidsproef af voor het uitvoeren van droppingvluchten voor valschermspringers. Deze test, die geldig is voor


De piloten die gemachtigd waren om droppings uit te voeren voor de parachuteclub, werden genoemd in de DGLV-toelatingsbrief; maar de piloot die bij het ongeval betrokken is, staat echter niet op deze lijst.

87

AAIU-2013-21 een periode van twee jaar, werd uitgevoerd met het toestel van het ongeval en er werd een aantekening in het vliegboek van de piloot genoteerd. 1.17.4 Eisen van de verzekeringsmaatschappij Het aan de droppingactiviteit van valschermspringers verbonden risico bleek te zijn beoordeeld door verzekeringsmaatschappijen die, bovenop de regelgevingseisen (zie Circulaire FCL-27), een reeks van meer stringente specifieke eisen voor de bij deze activiteit betrokken piloten vastlegden. Namur Air Promotion gaf aan dat de verzekeringsmaatschappij het volgende eiste: • De piloot moest houder zijn van een vergunning van beroepsvlieger (CPL(A)) • Hij moest een totale minimumvliegervaring van 750 vlieguren hebben, waarvan 350 vlieguren als gezagvoerder (PIC). • Hij moest een minimumervaring van 100 vlieguren hebben op vliegtuigen aangedreven met een turboprop. • Hij moest een minimumervaring van 10 vlieguren hebben met de dropping van valschermspringers.


1.17.5 Organisatie van de Paraclub Namen Interviews met verschillende sleutelpersonen van de parachuteclub toonden aan dat de veiligheid van de valschermspringactiviteit zelf binnen de parachuteclub behoorlijk ter harte werd genomen. De organisatie leek behoorlijk gestructureerd en werkt onder het gezag en de veiligheidskoepel van de regionale valschermspringersvereniging (Fédération Wallonne des Clubs de Parachutisme).

88

Valschermspringvluchten waren voor de passagiers een gelegenheid om plezier te maken en ze zetten de piloten er soms toe aan om hen bijzondere vliegsensaties te bezorgen. Dit gebeurde meestal met leden van de club en minder met gelegenheidsspringers. Dit waren de omstandigheden waarbij er paraboolvluchten en mogelijk andere stuntvliegmaneuvers werden uitgevoerd. De leidinggevenden van de parachuteclub hadden het volste vertrouwen in de piloten en maakten dus nooit een inschatting van de risico's die aan dergelijke maneuvers zijn verbonden. Het leek er zelfs op dat de leidinggevenden en de leden van de parachuteclub niet inzagen dat het onveilig was om de piloot ertoe aan te zetten om bijzondere maneuvers uit te voeren. Luidens getuigenverklaringen vloog het vliegtuig meer dan eens dicht bij de VNE-snelheid tijdens de duikvlucht en na de dropping. Dit werd aangetoond in

AAIU-2013-21 de loop van het onderzoek waarbij gebruik werd gemaakt van berekeningen gebaseerd op radargegevens.

1.18 Aanvullende informatie. 1.18.1 Over de beheersing van een doorgeslagen trimvlak van een horizontaal staartvlak De instructeur die de piloot tijdens zijn omscholing voor een Pilatus PC-6 B2/H4-type trainde, werd ondervraagd om informatie in te winnen over het vermogen van de piloot om met een doorgeslagen trimaandrijver van het horizontale staartvlak om te gaan. De instructeur herinnerde zich dat de piloot erg snel was om gepast te reageren bij de oefeningen voor het ondervangen van een doorgeslagen trimaandrijver. De instructeur herinnerde zich dat de piloot een sterke man was die in staat was het vliegtuig in horizontale vlucht te besturen met het horizontaal staartvlak in beide extreme standen, en dat hij dit met één hand kon.

Aangezien de bij het ongeval betrokken piloot een lijnpiloot was die regelmatig met BAe146-vliegtuigen vloog, was het interessant om de procedure te onderzoeken die bij dit type toestel bij een doorslaan van de longitudinale trim moet worden gehanteerd. Het doel bestond erin een mogelijke verwarring tussen de procedure die van toepassing is op een Pilatus PC-6 en die welke van toepassing is op de BAe146 te onderzoeken. Vergelijking van beide procedures leidde tot de vaststelling dat de handelingen die voor beide toestellen moeten worden gesteld, vrij vergelijkbaar zijn. Enige verwarring tussen beide vliegtuigprocedures bij een noodgeval is dan ook erg onwaarschijnlijk. 1.18.2 Over ongevallen met vliegtuigen die gebruikt worden voor valschermspringen, periode 1987-2014 De databanken van verschillende instanties voor veiligheidsonderzoek werden nageplozen op ongevallen met droppingvluchten voor valschermspringers. Voor de periode 1987-2014 leverde de zoektocht 46 ongevallen op, waarvan 6 in België met verschillende soorten vliegtuigen. De verzamelde gegevens toonden 5 onderscheiden vliegfases aan: • het opstijgen,


Aanvullend hierop nam een AAIU(Be)-onderzoeker de bedieningsknuppel tijdens een initiatievlucht met een gelijkaardig toestel in het bijzijn van een instructeur ter hand en hij kon zo vaststellen dat het toestel inderdaad in een controleerbare horizontale vlucht bleef bij 105 knopen met het horizontale staartvlak volledig in de neus-naar-benedenstand.

89

AAIU-2013-21 • • • •

de initiële klim die volgt op het opstijgen naar een veilige hoogte voor een sprong met een valscherm. de transitvlucht, een klim naar de drophoogte. de dropping, waarvoor het vliegtuig vertraagt om de dropping van de valschermspringers mogelijk te maken. de afdaling, soms met nog valschermspringers en/of passagiers aan boord bij de landing.


Afbeelding 68: aandeel van de ongevallen met betrekking tot de vliegfase.

90

AAIU-2013-21 De gevaarlijkste vliegfases zijn het opstijgen en de initiële klim. De oorzaken die bij dit soort ongeval werden vastgesteld, zijn: • een motordefect, in 41% van de gevallen. • ontoereikende vluchtvoorbereiding (45%), dit omvat: o onaangepast gewicht en/of evenwicht (30%); o foute instelling van de trimvlakken (12%); o ontoereikende motorvoorbereiding: brandstofgebrek, motorstoring door carburateurijs Deze wordt op de voet gevolgd door de droppingfase: • Wanneer de drophoogte wordt bereikt, moet het vliegtuig vertragen naar een snelheid die dicht bij de overtreksnelheid ligt om de valschermspringers de kans te geven om te springen. In 45% van de gevallen trok een vliegtuig echt over en ging het in een tolvlucht wat de ontsnapping van de valschermspringer bemoeilijkte (maar niet onmogelijk maakte). • De tweede ongevalsoorzaak tijdens deze fase is het ongewild in contact komen van de valschermspringers (of hun valschermen) met de staart van het vliegtuig. De ongevallen tijdens de transitvlucht -zoals in dit geval- zijn te wijten aan: • een motordefect (62%) waarbij alle valschermspringers sprongen om zich in veiligheid te brengen; • botsingen in de lucht (38%), waarvan 1 in België; Deze zijn goed voor alle dodelijke slachtoffers tijdens deze vluchtfase.


De ongevallen tijdens de afdaling zijn meestal te wijten aan botsingen in de lucht en één bijzonder geval was toe te schrijven aan een reservevalscherm dat automatisch openging toen de valschermspringers aan boord bleven tijdens de daling.

91

AAIU-2013-21 1.18.3 Ongevallen met een Pilatus PC-6 die gelijkenissen vertonen De AAIU(Be) achtte het interessant om de weinige andere ongevallen met een Pilatus PC-6 te achterhalen die gelijkenissen vertonen met het ongeval te Gelbressée, nl. een structurele breuk van een vleugel en/of voorval met de trim van het horizontale staartvlak. Datum

Plaats

Type

Voorval

1/11/1997

Laon Frankrijk

B2-H2

Controleverlies en Controleverlies door loskomen van beide een onaangepaste vleugels. stand van de longitudinale trim. Controleverlies Foutieve opwaartse onmiddellijk na het neusstand van de opstijgen trimaandrijver van het horizontale staartvlak. Controleverlies Foutieve opwaartse onmiddellijk na het neusstand van de opstijgen trimaandrijver van het horizontale staartvlak. Gebrek in de De barst werd niet aanhechting van de opgemerkt tijdens trimaandrijver van de periodieke het horizontale keuringen. staartvlak. Loskomen van de Belasting groter dan linkervleugel en van de toegestane het horizontale ontwerpbelasting staartvlak tijdens de veroorzaakt door vlucht. het binnenvliegen van een gebied met zwaar stormweer.

13/03/2000 Moorsele B2-H4 België

9/06/2002

EBNM België

15/05/2004 Agen

B2-H4

B2-H2

Frankrijk

30/05/2008 Lillo


Spanje

92

B2-H4

Oorzaak

•

Ongeval in Laon (Frankrijk) op 1 november 1997: Vliegtuigmodel B2-H2 met een mechanische horizontale trimaandrijver terwijl het toestel dat bij het Gelbressée-ongeval was betrokken een model B2-H4 is, is uitgerust met een elektrische trimaandrijver.

•

Ongeval in Moorsele (België) op 13 maart 2000: De omstandigheden van het ongeval zijn gelijkaardig aan dat van het ongeval te Temploux op 9 juni 2002.

AAIU-2013-21 •

Ongeval in Temploux (België) op zondag 9 juni 2002: Vliegtuigmodel B2-H4 met een elektrische aandrijver van de horizontale trimvlakken. Er werd bepaald dat de vermoedelijke oorzaak van het ongeval een onaangepaste neus-omhoogstand van de trimaandrijver bij het opstijgen was. NB: Alle PC-6 B2-H4 werden nadien aangepast om een systeem in te bouwen dat de piloot met een visueel en auditief signaal waarschuwt over een verkeerde instelling van de trimvlakken net voor het opstijgen. Daarbovenop werd een operationele procedure ingevoerd waarbij voorafgaand aan het opstijgen een check moet worden uitgevoerd.

•

Incident in Agen (Frankrijk) op 15 mei 2004: Vliegtuigmodel B2-H2 uitgerust met een mechanische horizontale trimaandrijver (terwijl het geaccidenteerde toestel een model B2-H4, was uitgerust met een elektrische trimaandrijver). Het toestel is veilig geland met een loszittende trimaandrijver.

•

Ongeval in Temploux (België) op vrijdag 30 mei 2008: Vliegtuigmodel B2-H4, vergelijkbaar met dit toestel, vertoonde een loskomen van de linkervleugel tijdens de vlucht. Bij het onderzoek van dit ongeval kwam men tot het besluit dat de vleugelstructuur het begaf door aerodynamische overbelasting door het vliegen in slechte weersomstandigheden (zware storm).


1.19 Nuttige en doeltreffende onderzoekstechnieken Niet van toepassing.

93

AAIU-2013-21

2

ANALYSE

2.1 Informatie van getuigen Tijdens de laatste fase van de vlucht, werd de aandacht van de getuige getrokken door een verandering in het geluid dat het toestel tijdens de vlucht maakte. Dergelijke veranderingen, beschreven als het geluid van de motor en de propeller kunnen ontstaan door variaties in het motorvermogen en in de propellerstand of door veranderingen in de richting of hellingshoek van het vliegtuig, of door een combinatie ervan. Het vliegtuig vloog op een hoogte van 1330 m boven het grondniveau (AGL). Deze hoogte gepaard met de horizontale afstand tot de getuigen en de snelheid van het geluid zorgden ervoor dat de aandacht van de getuigen werd getrokken enkele seconden nadat de gebeurtenis begon. Geen enkele getuige zag of was in staat om de volledige gebeurtenis die tot het afbreken van de vleugel leidde, te beschrijven. Van alle ondervraagde getuigen waren er twee wier getuigenis cruciale informatie bevatte voor het onderzoek: • Een getuige die ongeveer op 600 meter van het vliegtuig stond, beschreef een geluidsverandering die gepaard ging met een paar significante open neerwaartse rolbewegingen van de vleugels voor het toestel uit het blikveld van deze getuige verdween. • Een andere getuige die ongeveer 2,4 km van het vliegtuig af stond, hoorde een geluidsverandering, keek naar het toestel en zag het in een steile duikvlucht gevolgd door een optrekmaneuver. Op dat ogenblik zag hij een vleugel naar boven toe afbreken.

Eindverslag: ANALYSE

Uit gesprekken met sleutelpersonen van de parachuteclub, met piloten en met de vliegveldautoriteit bleek dat de piloot al verscheidene keren door de vliegveldautoriteit tot de orde was geroepen. De piloot was eerder al bestraft omwille van ontoelaatbaar gedrag in de onmiddellijke nabijheid van het vliegveld, meestal op het einde van de laatste vlucht van de dag.

94

Bovendien was het algemeen geweten dat sommige valschermspringerspiloten nu en dan stuntvliegmaneuvers zoals paraboolvluchten met of zonder passagiers aan boord uitvoerden en dat ze het vliegtuig tijdens de duikvlucht dicht tegen de VNE-snelheid7 aan deden vliegen. Niemand leek echter de ernst van het probleem met betrekking tot dit gedrag in te zien.

7

Dit werd aangetoond in de loop van het onderzoek waarbij gebruik werd gemaakt van berekeningen gebaseerd op radargegevens.

AAIU-2013-21

De trimaandrijver van het horizontale staartvlak werd echter in volledige neus-naar-benedenstand teruggevonden. Een grondig onderzoek van het elektrisch systeem van de aandrijver kon geen enkele technische storing vinden die de volledige neus-naarbenedenstand kon verklaren. Het onderzoek kon aantonen dat de elektrische verbindingen van de trimaandrijver bruikbaar bleven tot aan de uiteindelijke inslag op de grond. De radio-opname toonde aan dat de piloot de push-to-talk-knop 4 maal indrukte voor een totale duur van 10 seconden tijdens de ongewilde duik van het vliegtuig, zonder dat hij met de luchtverkeersleiding (ATC) sprak. Het is waarschijnlijk dat de piloot ongewild ook de schakelaar van de longitudinale activeerde toen hij met kracht de stuurknuppel wou grijpen om tijdens de ongewilde duikvlucht het toestel opnieuw onder controle probeerde te krijgen. Deze hypothese wordt ondersteund door het feit dat de schakelaar van het staarttrimvlak alsook de push-to-talk-knop allebei op de handgreep van de stuurknuppel staan. De tijd (ongeveer 9 seconden) die bovendien nodig is om de aandrijver van een horizontale vliegstand naar een volledige neusnaar-benedenstand te bewegen, strookt bovendien zowel met de duur van de ongewilde duik (bij benadering 18 seconden) en de 10 seconden voor de activering van push-to-talk-knop. Deze aanname wordt ondersteund door het onderstaande: • Het is aangetoond dat de piloot degelijk was opgeleid om om te gaan met een elektrisch doorgeslagen trimaandrijver. • Het ontwerp van het vliegtuig en de procedure van het vlieghandboek volstonden om een doorgeslagen trimaandrijver te onderbreken en te corrigeren. • De instructeur die de piloot tijdens zijn omscholing voor de PC-6 trainde, gaf aan dat de piloot de procedure om een doorgeslagen trimaandrijver te onderbreken en te corrigeren, heel snel uitvoerde. • De instructeur die de piloot trainde, gaf ook aan dat de piloot fysiek in staat was om, tijdens de oefeningen met gesimuleerde doorgeslagen trimaandrijver, het vliegtuig met één hand in horizontale vlucht te houden. • Tijdens de certificeringstestvluchten werd aangetoond dat het Pilatus PC6 B2H4-toestel controleerbaar blijft in horizontale vlucht bij een volledige neus-naar-benedenstand van de longitudinale trim. Gegevens van de fabrikant tonen aan dat de optrekkracht die op de knuppel moet worden uitgeoefend rond de 150 N zou bedragen om het toestel in een horizontale vlucht te houden met een zwaartepuntligging van 31% MAC en een totaal gewicht van 2800 kg. • Een testvlucht die werd uitgevoerd met een AAIU(Be)-onderzoeker aan boord, kon vaststellen dat de optrekkracht die op de knuppel moest


2.2 Onderzoek van het wrak Zoals gezien in deel 1.12 ’Informatie over het wrak en de inslag’, bracht grondig onderzoek van het wrak geen vóór het ongeval bestaande structurele fout of gebrek in de besturingsorganen aan het licht.

95

AAIU-2013-21

•

worden uitgeoefend, haalbaar is voor een persoon met een normale fysieke conditie. Toen het ongeval zich voordeed, zou de uit te oefenen trekkracht minder dan 150 Newton (15 kgf) hebben bedragen, rekening houdend met het feit dat de zwaartepuntligging van het toestel erg dicht, en mogelijk al voorbij de meest achterste begrenzing van de evenwichtsbegrenzing lag.

Onderzoek van het wrak kon aantonen dat de linkervleugel afbrak omdat de vliegtuigstructuur aan een excessief hoge negatieve kracht werd blootgesteld. Het nader bekijken van het V-n-diagram (Afb.12) toont aan dat de Pilatus de uiterste negatieve belastingsfactor van -2.14g te buiten kan gaan vanaf een snelheid van 115 kt en hoger. Daarom is het mogelijk dat de structuur een bruuske voorwaartse manipulatie van de stuurkolomknuppel bij deze of een hogere snelheid niet weerstaat, wanneer ze aan negatieve belastingen blootstaat. Rekening houdend met het feit dat de snelheid net voor het afbreken van de vleugel werd bepaald op ten minste 110 knopen, betekent dat het vliegtuig, als het in goede toestand verkeert en vrij van gebreken is, catastrofaal structureel falen kan kennen als gevolg van een onaangepaste brute voorwaartse druk op de stuurkolomknuppel. Deze situatie is niet typisch voor de Pilatus en is vrij gelijkaardig voor alle vliegtuigen die in een normale categorie worden gecertificeerd. Onderzoek van de vliegtuigstructuur, gepaard met de verklaringen van de getuigen, doen ons besluiten dat de overbelastingsbreuk van de vleugel te wijten was aan een bruut voorwaarts indrukken van de stuurkolomknuppel toen het vliegtuig omgekeerd hing.


2.3 Gesprekken De gesprekken van de vlucht ervoor werden vergeleken met de gesprekken die tijdens de laatste vlucht gehouden werden.

96

Tijdens vlucht 14 gaf Charleroi APP de Pilatus die rond 3000 voet vloog, de instructie om de luchtverkeersleiding (ACC) van Brussel te contacteren om de toelating te krijgen om tot boven vliegniveau FL50 te stijgen. Kort daarna nam de Pilatus contact op met de ACC van Brussel (24 seconden later). De piloot nam ruim op voorhand contact op met de luchtverkeersleiding (ACC) van Brussel rekening houdend met de tijd die nog nodig zou zijn om nog eens 1900 voet hoger te stijgen alvorens het vliegniveau FL50 (4900 voet) te bereiken. Tijdens de laatste vlucht echter, gaf Charleroi APP de Pilatus pas op het ogenblik dat het toestel al op een hoogte van 4400 voet vloog, de instructie om ’Brussels Control‘ te contacteren om te mogen stijgen boven vliegniveau FL 50 (4900 voet). De piloot stemde af op de frequentie van Brussels ACC

AAIU-2013-21 (128.2), maar maakte geen contact met de luchtverkeersleider. In de plaats daarvan klom het toestel naar FL50 (4900 voet) en ging het, voorafgaand aan het controleverlies, horizontaal vliegen zonder ooit Brussel te contacteren. De tijd tussen de laatste instructie van Charleroi APP en het controleverlies bedroeg 46 seconden. Bij problemen vervullen de piloten hun handelingen in volgorde van prioriteit: ’vliegen, navigeren en communiceren‘. Dit betekent dat communicatie de laagste prioriteit heeft wanneer de piloot worstelt met de twee eerste taken. De piloot herhaalde de instructies de van Charleroi APP echter correct en hervatte ook, zoals hem was opgedragen, de terugvlucht naar het vliegveld van Namen/Suarlée door westwaarts draaien terwijl hij steeg met een normale stijgsnelheid. Dit toont aan dat de piloot het toestel nog steeds onder controle had, toen hij naar vliegniveau FL50 (4900 voet) klom. Analyse van de optekeningen van de gesprekken tonen ook aan dat de frequentie van ’Brussels Control‘ (Luchtverkeersleiding Brussel) tijdens de laatste fase van de vlucht van het Pilatustoestel niet overbelast was met gesprekken. Beide voormelde feiten doen besluiten dat er voor de piloot geen problemen waren om met ’Brussels Control‘ te kunnen spreken. Het feit dat de piloot niet met Brussels ACC in gesprek trad, zou kunnen worden gezien als een manier om vrij te zijn van zowel het toezicht van Charleroi APP (die niet meer gefocust was op de navigatie van het vliegtuig) en ook van Brussels ACC dat nog niet belast was met de navigatie van het toestel.

De schade aan de buitenste welvingsklep van de linkervleugel, beperkt tot beide ribuiteinden, met uitgerukte rivetten bleek te stroken met de twee scharnierophangingen die werden afgerukt bij het losscheuren van de vleugel, wat precies gebeurde ter hoogte van de verbinding van de binnenste en buitenste welvingsklep. Het buitenste rolroer dat is uitgerust met een contragewicht en beduidend zwaarder is dan het binnenste rolroer, werd op de grond teruggevonden in hetzelfde gebied als het contragewicht van het richtingsroer en een deel van


2.4 De opeenvolging van de verschillende structurele tekortkomingen De inslagsporen op de onderzijde van de vleugel die werden achtergelaten door de bevestigingsbout die de vleugel met de steunbalk verbond en de blauwgekleurde sporen die op een klein stuk van de ophanging werden aangetroffen, suggereren dat de steunbalk het als eerste begaf na een opstuwvervorming naar de vleugel toe, gevolgd door het breken van de hoofdligger van de vleugel. De vleugelsteun begaf het toen ze werd blootgesteld aan buitensporige samendrukkende krachten alsook aan een buigmoment veroorzaakt door de wrijving ter hoogte van de verbinding tussen vleugel en steunbalk.

97

AAIU-2013-21 de flenzen van de bovenste ligger van de linkervleugel. Al deze onderdelen zijn elementen met een hoge dichtheid en minder vermogen om in de lucht te blijven drijven. Dit laat toe te besluiten dat deze delen ongeveer gelijktijdig losscheurden en ze werden daarom ook ongeveer teruggevonden onder het gebied waar de structurele breuk zich voordeed. De reconstructie van de vleugel bracht de gebruikelijke impactschade aan het licht, de impactschade aan de onderkant van het buitenboordse rolroer strookt met de schade aan de onderkant van de vleugel. Dit leidt tot het besluit dat het rolroer nog steeds vastzat aan de vleugel toen het werd geraakt. Daarnaast waren er wrijvingssporen zichtbaar op de verf van de staaf van het contragewicht van het rolroer en op het roodgeverfde uiteinde van het contragewicht zelf. Op de romprugvin trof men rode verfsporen aan die hiermee overeenstemmen. Dit toont aan dat het buitenste driekwartdeel van de linkervleugel als eerste losscheurde. Vervolgens kwamen de onderkant van de vleugel en het buitenste rolroer in botsing met de rugvin, waardoor het buitenste rolroer afbrak. Nagenoeg gelijktijdig botste de voorkant van de vleugel zowel met het kielvlak als met de rechterkant van het horizontale staartvlak. Deze botsing veroorzaakte de breuk van alle drie steunen van het horizontale staartvlak namelijk: de beide naar de voorkant gelegen scharnierplaten en het verbindingsstuk met de aandrijver bij de vorkfitting (dit is het aanhechtingspunt achteraan van het staartvlak).


Er is geen schade aan het centrale aanhechtingsgedeelte van het horizontale staartvlak en dit gepaard met het feit dat het staartvlak ondersteboven onder het staarteinde van de romp lag en dat de huid van het staarteinde van de romp werd opengereten door de bedieningskabels van het hoogteroer, tonen aan dat het staartvlak enkel via de bedieningskabels van het hoogteroer aan de romp bleven vastzitten tot de uiteindelijke inslag op de grond. Er kan worden aangenomen dat het staartvlak/hoogteroersamenstel in de lucht zweefde tijdens de ongewilde duikvlucht, en het zich waarschijnlijk naast de linkerzijde van het rompeinde bevond. Dit veroorzaakte waarschijnlijk hevige schokken in de stuurkolom tijdens de ongewilde duikvlucht.

98

Het onderzoek van de rechtse schuifdeur leidde tot het besluit dat de deur van zijn geleider schoof door de vervorming van het rompframe toen de vleugel en de vleugelsteun het begaven. De rompvervorming was meer uitgesproken in het gebied waar de aanhechtingspunten van de vleugel en de vleugelsteun zich bevonden, wat verklaart waarom de voorste glijwielaanhechtingen van de deur (die zich juist achter de achterzijde van de vleugel bevonden) meer beschadigd waren dan de achterste.

AAIU-2013-21 Alle besturingselementen werden onderzocht en de restanten ervan bleken volledig te zijn. Er werden geen aan de inslag voorafgaande anomalieën gevonden. De continuïteit van de besturing vanuit de cockpit naar alle besturingsvlakken werden gecontroleerd en dit toonde aan dat alle besturingskabelbreuken gekenmerkt werden door typische overbelastingskarakteristieken.

2.5 Reconstructie van de laatste fase van de vlucht De vlucht werd gereconstrueerd op basis van radargegevens en de gegevens die door de AAD's werden opgeslagen. Om de 4 seconden slaat de radar de positie van het toestel op en de transponder van het vliegtuig geeft de hoogte-informatie door. Ieder 1/8ste van een seconde registreren de AAD's de omgevingsdruk. Door de informatie van de radar, de radiogesprekken en de AAD bij elkaar te leggen, kon het onderzoek het onderstaande besluiten: • De piloot kreeg de toestemming om door te vliegen naar de dropzone en hij kreeg de instructie om de radio af te stemmen op de frequentie van de luchtverkeerleiding van Brussel (‘Brussels Control‘). • De piloot stemde de radio af op de luchtverkeersleiding van Brussel (het exacte tijdstip is niet gekend). • Het toestel stopte met draaien en zette een rechtlijnige horizontale vlucht op vliegniveau (FL) 51 (5000 voet) voort gedurende 12 tot 16 seconden (punt A op Afbeelding 70). • Plots klom het vliegtuig snel gedurende 1,5 seconden, onmiddellijk gevolgd door een daling (punt B op Afbeelding 70). • De geregistreerde gegevens tonen een steile duik en op punt C van afbeelding 67 is de transponder van het vliegtuig niet meer in staat om informatie door te sturen naar de radar, wat erop wijst dat het vliegtuig ondersteboven hangt (een transponder heeft een gezichtslijn met de radar nodig voor de gegevenstransmissie). • De AAD-gegevens tonen aan dat de waarden van de verschillende AAD's vanaf dat punt uiteenlopen, wat relevant is aangezien de waarden daarvoor eerder dichtbij elkaar lagen. De oorzaak van de uiteenlopende waarden is hoogstwaarschijnlijk het loskomen van de schuifdeur tijdens de vlucht waardoor de omgevingsdruk door turbulenties in de cabine verschillend werd voor elke valschermspringer waardoor deze waarden afhangen hun plaats in het vliegtuig.


Grondig onderzoek van de schade aan zowel de trimaandrijver van het horizontale staartvlak en aan de rompstaartstructuur leidde tot het besluit dat de trimaandrijver bevestigd bleef aan de binnenkant van het rompstaartdeel tot aan de uiteindelijke inslag. Dit betekent dat de aandrijver elektrisch verbonden bleef met het vliegtuig tot het bij de uiteindelijke inslag uit het toestel werd geslingerd.

99

AAIU-2013-21 • •

Het loskomen van de schuifdeur is volgens de inspectie veroorzaakt door een overbelasting in de structuur van het vliegtuig. Het is op dit tijdstip dat het vliegtuig zijn linkervleugel verloor. Vervolgens wordt het vliegtuig door de radar opgepikt terwijl het in een omgekeerde baan zit die tegengesteld is aan de initiële vliegrichting (punt C op Afbeelding 70).


Afbeelding 69: Radar- en AAD-gegevens

100

AAIU-2013-21

Afbeelding 71: Grafiek waarop de fases te zien zijn gedurende welke de door de verschillende AAD VIGIL gemeten omgevingsdrukwaarden ongeveer gelijk en uiteenlopend zijn.


Afbeelding 70: Overeenkomsten tussen de AAD VIGIL-gegevens en de radargegevens.

101

AAIU-2013-21

Bij een nader onderzoek van de AAD-waarden in Afbeelding 71, kan men vaststellen dat gedurende de initiële klim de waarden kleine schommelingen vertonen in 3 van de 7 registraties. De klim zal kleine bewegingen van de valschermspringers in de cabine tegen de cabinewanden en tegen elkaar veroorzaakt hebben. De kleine schokken die de valschermrugzakken ondergingen kan voor een overdruk in de rugzak gezorgd hebben, wat bijgevolg een valse waarde van de AAD opleverde (lagere hoogtewaarde).


Afbeelding 72: Grafiek met dichter bij elkaar liggende drukschommelingen.

102

De klim werd gevolgd door een duik van 40 voet (12 m) in 1 seconde. Een dergelijke beweging veroorzaakte een versnelling van om en bij 24m/s2 dit is meer dan tweemaal de zwaartekrachtversnelling. Deze beweging veroorzaakte waarschijnlijk de tweede groep van door de AAD's geregistreerde drukschommelingen. Deze schommelingen zijn groter in amplitude en worden opgemerkt in alle individuele waardenregistraties door de AAD's. Na deze fluctuaties vertoont de vliegbaan van het toestel een steilere duik. De gegevens van de AAD’s werden uitgezet in een grafiek waarna er trendlijnen konden aan toegevoegd worden. Zo’n trendlijn voorspelt de hoogte in functie van de tijd door middel van een polynomische (vijfdegraads in dit geval) functie. De determinatiecoeffciënt is een cijfer tussen 0 en 1 en geeft aan hoe dicht de voorspelde waarde tegen de werkelijke waarde ligt.

AAIU-2013-21 Hoe dichter bij 1, hoe betrouwbaarder de waarde, m.a.w. hoe nauwkeuriger de trendlijn de echte waarde benadert. Door de beschouwde tijdsintervallen te beperken werden er trendlijnen gevonden met R² gelijk aan 0,99. Door deze functies af te leiden naar de tijd, konden we een benadering voor de verticale snelheid vinden. Door een tweede keer af te leiden naar de tijd, werd er een functie gevonden die de versnelling langs de verticale as voorspelt. Hierbij kwamen telkens waarden van 50-60 m/s² (5 tot 6g) naar boven in het gebied van de eerste knik (rood omcirkeld) in Afbeelding 71. Het blijft een zeer ruwe benadering en de nauwkeurigheid valt moeilijk te bepalen aangezien er nog andere onbekende factoren meespelen zoals onder andere de inertie van het drukmeetsysteem. Toch komen de op deze manier bekomen valsnelheden overeen met de snelheden berekend met de software van Vigil en liggen ook de waarden van de versnelling in de seconden voor de duik in de te verwachtte grootte-orde. Deze methode toont alleszins aan dat er op het ogenblik van de knik uitzonderlijk hoge externe g-krachten op het toestel werkten.

Het uitgevoerde maneuver was ofwel gewild of het gevolg van een reflex, zoals mogelijk is tijdens een ontwijkingsmaneuver. De onderstaande maneuvers of de aanleiding om deze uit te voeren, werden onderzocht: • mogelijke medische ongeschiktheid bij de piloot om zijn taak uit te voeren; • vermijden van een botsing tijdens de vlucht; • vermijden van bird strike; • zogturbulentie; • turbulenties door windturbines; • weergerelateerde maneuvers; • gewilde maneuvers: o optrekken o paraboolvlucht


2.6 Mogelijke maneuvers Na de toelating van Charleroi APP om de vlucht zoals gepland te hervatten, zou de piloot normaal koers zetten naar het vliegveld van Namen en zou hij na contact te hebben opgenomen met de luchtverkeersleiding van Brussel (Brussels ACC), verder geklommen zijn tegen een normale stijgsnelheid van ongeveer 1000 voet/minuut. De piloot riep Brussel echter niet op, stopte met stijgen en onderbrak de afbuiging naar de dropzone. In de plaats daarvan zette hij na een paar seconden van rechtlijnige horizontale vlucht een korte steile klim in (2000voet/min), die gevolgd werd door een steile duik (2400voet/min - tot aan de grote drukschommelingen die door de AAD's werden geregistreerd). Er werd bepaald dat de amplitude van deze handelingen binnen het vermogen van het Pilatus PC-6-toestel lag.

103

AAIU-2013-21 o barrel roll 2.6.1 Mogelijke medische ongeschiktheid / malaise Ofschoon er geen feitelijk element werd gevonden dat op plotse malaise bij de piloot kan wijzen, werd de mogelijkheid van een mogelijk bewustzijnsverlies onderzocht. Bewustzijnsverlies moet, gelet op de leeftijd van de piloot, als onaannemelijk worden beschouwd. De piloot was fit en verkeerde in goede gezondheid en het feit dat hij aan regelmatige medische onderzoeken van klasse 1 werd onderworpen, toont aan dat het risico op een malaise lager lag dan 1 op 106 uren. Er zijn bovendien elementen die aantonen dat de piloot actief bezig was met de bedieningsinstrumenten tot aan de uiteindelijke impact. • Het laatste radiogesprek met Charleroi APP was normaal. • Daarna stemde de piloot af op de radiofrequentie van de luchtverkeersleiding van Brussel. • Het vliegtuig rondde net een wijd beschreven draai naar links, naar de dropzone af, die gevolgd werd door een rechtlijnige horizontale vlucht op 5100 voet. • Tijdens de laatste vliegfase, net voor de vleugel losbrak, maakte het toestel bewegingen die op twee tegengestelde besturingsbevelen van de piloot wijzen (klim, duik). • Tijdens de laatste ongewilde duik werd de radioschakelaar op de stuurkolomhendel vier keer ingedrukt. • Bijkomend wijzen ook de ernstige verwondingen aan de handen van de piloot erop dat hij de besturingsknuppel tot aan de uiteindelijke inslag met beide handen stevig omkneld hield in een poging om terug controle te krijgen over het toestel.


AAIU(Be) besluit dat een mogelijke malaise van de piloot niet kan worden uitgesloten, maar dat dit scenario erg onwaarschijnlijk is.

104

2.6.2 Vermijden van een botsing tijdens de vlucht. De radargegevens werden nagekeken en toonden aan dat er geen enkel ander toestel in de onmiddellijke nabijheid van de Pilatus PC-6 aanwezig was. Geen enkele getuige verklaarde andere vliegtuigen te hebben gezien in de nabijheid van het Pilatus PC-6-toestel en evenmin maakten ze gewag van een botsing. 2.6.3 Bird strike Op het wrak of in de buurt ervan werd geen enkel spoor van vogels gevonden (pluimen, vogelresten, enz.) en geen enkele getuige had het over een zwerm vogels in de buurt van het vliegtuig. Het bird strike-risico werd onderzocht voor het geval de piloot mogelijk gedwongen was

AAIU-2013-21 uitwijkmaneuvers te maken en als gevolg hiervan de controle over het toestel verloor. Ofschoon het zelden voorkomt, is het niet ongebruikelijk dat er vogels worden aangetroffen op hoogten van 5000 voet AMSL. Eenden en grotere vogels zoals ganzen en kraanvogels kunnen vliegen tot op hoogten van 10000 voet. Dit gebeurt meestal tijdens het trekseizoen, in de maanden oktober-november en maart-april, en meestal 's nachts. Rond het ogenblik van het ongeval signaleerde de Bird Control Unit van de Belgische defensie een lage vogelincidentie in het gebied en ook de radar detecteerde geen (grootschalige) vogelbewegingen (door de trek) van vogels, noch op lage noch op hoge hoogte. Er werd geen BIRDTAM8 verspreid. Er werd echter wel melding gemaakt van trekvluchten van grijze kraanvogels die die dag van op de grond werden opgemerkt, maar in het oostelijke landsgedeelte (Aywaille, Beuzet, Tilff, enz.…), in de richting van NO tot ZW. Overdag, op de dag van het ongeval, en rekening houdend met de weersomstandigheden, zou de gemiddelde trekhoogte rond de 3000 voet hebben gelegen. Tijdens de nacht vliegen trekvogels meestal in hun eentje. Overdag daarentegen vliegen de meeste trekvogels in groepen. Meestal vliegen ze in groep in de vroege ochtend- en avonduren. De historiek van bird strikes (in de burgerluchtvaart) wijst uit dat het merendeel van de meldingen voor België luchthavens of hun onmiddellijke omgeving betreffen. Er zijn erg weinig verslagen over bird strikes door General Aviation aircraft (16 op een totaal van 2317 voor de periode 20052014) en geen enkele ervan veroorzaakte controleverlies.

Het laatste kruisende verkeer, bijna 6 minuten voor het verlies van controle, was een Boeing 737 die op 4000 voet (AMSL) vloog wanneer de Pilatus PC6 op 2000 voet vloog. Rekening houdend met de verticale afstand tussen beide vliegtuigen, de hoogte van de Pilatus wannneer het verlies van controle gebeurde (5000 voet AMSL) en de afstand die de vortexen al hebben afgelegd (neerwaarts en daarbij gaandeweg aan kracht verliezend), 8

Birdtam: mededeling voor luchtvarenden om hen attent te maken op gevaar door vogelactiviteiten.


2.6.4 Zogvortex Zogturbulentie bestaat uit vortexen, dit zijn roterende luchtstromen. Wanneer deze door zware vliegtuigen worden veroorzaakt, kan dit rolmomenten teweegbrengen bij een vliegtuig dat de turbulentie doorkruist, waarbij de rolgraad die bereikt kan worden door het tegenoverliggende rolroer volledig in te zetten, toch wordt overschreden en het vliegtuig uiteindelijk overtrekt.

105

AAIU-2013-21 kan de hypothese dat het toestel door een zogvortex uit evenwicht werd gebracht, worden uitgesloten. 2.6.5 Turbulenties door windturbines Windmolenturbulenties kunnen worden uitgesloten, gelet op de hoogte (4370 voet AGL +/- 1330m) van het vliegtuig boven het onderliggende terrein, op het ogenblik dat het gebeurde. Windmolenturbulenties blijven doorgaans op dezelfde hoogte. 2.6.6 Weergerelateerde turbulenties Het wolkenplafond en de zichtbaarheid waren uitstekend. Er werden geen windvlagen of turbulenties gerapporteerd. In tegenstelling tot zogturbulentie, zijn turbulenties door het weer ons in niet-bergachtige deel van Europa min of meer unidirectioneel en zullen deze een vliegtuig nooit ondersteboven doen rollen. Bovendien is de bouw van de Pilatus PC-6 ontworpen om windvlaagomstandigheden van ten minste 30 voet/s zowel op-als neerwaarts, wat geclassificeerd is als matige tot sterke turbulentie, te kunnen weerstaan. Aangezien een dergelijke turbulentie het gevolg is van wijdverbreide ongunstige weersomstandigheden, kon dit met de heersende weersomstandigheden worden uitgesloten als rechtstreekse oorzakelijke factor voor de rugvlucht van het vliegtuig, en kon dit het afbreken van de vleugel niet hebben veroorzaakt. 2.6.7 Gewilde maneuvers In tegenstelling met de hierboven besproken maneuvers, bracht het onderzoek aan het licht dat het toestel occasioneel werd gebruikt voor gewilde maneuvers en dit zowel met als zonder passagiers aan boord. Deze maneuvers kunnen worden omschreven als stuntvliegmaneuvers volgens de definitie hiervan door de ICAO en in de EU-verordening.


Het PC-6-toestel is niet gecertificeerd voor de uitvoering van stuntvliegmaneuvers. Dit wordt ook bevestigd in het vlieghandboek van het toestel (Section 1: Certification Limitations).

106

De volgende mogelijke vliegkunstmanouvres werden onder de loep genomen: • Een optrekmaneuver, gevolgd door een overtrek (stall) • Assymetricj optrekmaneuver / overtrek van één vleugel • Parabolische vlucht • Barrel roll

AAIU-2013-21

2.6.7.1 Optrekmaneuver gevolgd door een overtrek (stall) Wanneer een plotse klim met een overdreven aanvalshoek wordt aangesneden, kan dit resulteren in een overtrekbeweging. Als de aanvalshoek overdreven is, kunnen beide vleugels tezelfdertijd overtrekken, of slechts één vleugel kan overtrekken, afhankelijk van de eigenlijke vliegtuigstand. Er was echter op het eerste gezicht geen operationele reden om de aanvalshoek bruusk te vergroten om de klim voort te zetten. De onderstaande grafiek toont de valafstand (hoogte) versus de tijd voor: • De typische vrije val van valschermspringers zoals geregistreerd door de AAD's op meerdere momenten vóór het ongeval (blauwe curve). • De theoretische wrijvingsloze vrije val alsof de val plaatsvond in het luchtledige (geen atmosfeer) (paarse curve). • De valgegevens van het vliegtuig zoals geregistreerd door de AAD's van de valschermspringers tijdens het voorval en beginnend bovenaan de hoogtecurve (groene curve) van de AAD's.


Afbeelding 73: Diagram dat de valsnelheid van het vliegtuig weergeeft vergeleken met de andere valsnelheden.

107

AAIU-2013-21

Afbeelding 74: Schets van een typische stand van een vliegtuig bij een overtrek tegen hoge snelheid.

Indien het vliegtuig, om een steile klim te maken, in een stand boven de maximale aanvalshoekstand wordt gebracht, dan zullen beide vleugels overtrekken en zal het vliegtuig stoppen met stijgen en gaan dalen. De daalsnelheid zou lager zijn dan bij een vrije val, aangezien de motor nog steeds voor een opstuwende kracht zorgt. De AAD-gegevens tonen op objectieve wijze aan dat het vliegtuig sneller valt dan bij een vrije val.


Een overtrek tegen hoge snelheid van beide vleugels in een symmetrische configuratie kan daarom worden uitgesloten.

108

2.6.7.2 Asymmetrisch optrekmaneuver / overtrek van één vleugel Als de belading van beide vleugels niet gelijk zou zijn verdeeld, dan zou een vleugel al overtrekken voor de andere, en deze vleugel daarbij krachtig doen vallen ("flicking: schudden/trillen). Het vliegtuig zou dan bruusk om zijn as draaien in de richting van de overtrekkende vleugel en afhankelijk van de reactie van de piloot zou het toestel in een wervelduik kunnen worden gebracht. De aanvankelijke val van de overtrekkende vleugel zou echter aan de top van de klim zijn gebeurd, wat een aanzienlijke commotie in de cabine zal hebben veroorzaakt, waarbij de valschermspringers doorheen de cabine worden verplaatst door de bruuske rolbeweging. Aangezien de AAD-waarden weinige drukschommelingen vertonen aan de top van de klim (zie fig. 69), maar meer intense schommelingen nadien, kan een overtrek tegen hoge snelheid met de val van één vleugel, gevolgd door een rolbeweging, als onwaarschijnlijk worden beschouwd.

AAIU-2013-21

Afbeelding 75: Schets die een overtrek tegen hoge snelheid gevolgd door een flickrol afbeeldt

2.6.7.3 Paraboolvlucht Het vliegtuig geeft de inzittenden een gevoel van gewichtloosheid door een bijna-paraboolvluchtbaan ten opzichte van het aardoppervlak te volgen. Terwijl het toestel deze paraboolvluchtbaan aflegt, zijn het vliegtuig en zijn lading in vrije val langsheen bepaalde punten van zijn vliegbaan. Het in dit scenario door de piloot beoogde maneuver, zou een "paraboolvlucht" kunnen zijn geweest, zoals deze in het verleden meermaals (en door verschillende piloten) met valschermspringers aan boord, zoals dit ook door getuigen werd bevestigd, werd uitgevoerd.

De daaruit volgende beweging van de valschermspringers die tegen het plafond botsen, zou een verandering in het kennelijk gewicht dat door het vliegtuig wordt gedragen, hebben veroorzaakt. Hierdoor zou het zwaartepunt naar voren zijn verschoven, wat resulteerde in een toegenomen neerwaartse neusstandbeweging. Dit scenario zou op het hoogste punt van het maneuver ook een aanzienlijke opschudding in de cabine hebben veroorzaakt (deze opschudding werd niet geregistreerd door de AAD's). De daaruit volgende toegenomen neerwaartse neusstand van het vliegtuig zou de duikgraad doen toenemen (tot 12000 voet/min, zoals te zien is op de grafiek) en dit kon de valschermspringers naar achteren hebben doen bewegen. In deze configuratie zou het vliegtuig in een ruglusvlucht zijn gedwongen wat de koers van het vliegtuig zou hebben omgekeerd, en wat de vleugel zou hebben doen afbreken.


Een brute duikbeweging (door de stuurkolomhendel hevig naar voren te duwen), aangevat toen het vliegtuig, in een klimmende stand, de nietvastgegespte valschermspringers van hun zitplaats op de grond naar boven gooide en hen tegen het plafond van het toestel aansmakte. Een berekende negatieve versnelling van 24 m/s2 betekent een daaruit resulterende opwaartse versnelling van 14.2 m/s2, wat ongeveer 1,5 g is.

109

AAIU-2013-21

Het maneuver dat hier werd uitgevoerd, lijkt te kort te zijn qua tijd en te bruusk om een paraboolvlucht te zijn en bovendien vertonen de AADwaarden enkel opschuddingen bij het begin van het optrekken en op het einde van de pull-down, zonder opschuddingen op het hoogste punt van het maneuver. Bovendien was de piloot vertrouwd met het paraboolvluchtmaneuver en is er geen voor de hand liggende reden waarom hij de omstandigheden van dit maneuver zou veranderen. Een foutgelopen paraboolvlucht, ofschoon dit niet volledig uit te sluiten is, wordt daarom als onwaarschijnlijk beschouwd. 2.6.7.4 Barrel roll Een barrel roll is een vliegmaneuver waarbij een vliegtuig rond zijn lengteas draait terwijl het een spiraalkoers volgt die in lijn ligt met de richting van de vlucht. Een barrel rollmaneuver zou normaal zijn uitgemond in positieve g-krachten door de middelpuntvliedende krachten die de valschermspringers op hun zitplek op de vloer zou hebben gehouden, zelfs tijdens de rugvlucht van het toestel en die slechts enkele kleine verschuivingen in de cabine zou hebben veroorzaakt.


We kunnen echter drie verschillende fases onderscheiden in de uitgelezen AAD-waarden die schommelingen vertonen die waarschijnlijk zijn veroorzaakt door het bewegen van de valschermspringers in de cabine (Afbeelding 72). • De eerste fase start bij het optrekmaneuver. • De tweede vindt 3 seconden later plaats. • De derde vindt plaats 6 seconden na aanvang van het maneuver, deze sequentie valt samen met het moment waarop de constructie van het vliegtuig het begaf.

110

Een barrel rollwat duidelijk een stuntvliegmaneuver is, kan, indien het niet juist werd uitgevoerd, leiden tot: • Beweging van de niet-vastgegespte valschermspringers doorheen de cabine van het toestel bij een onvoldoende positieve versnelling en/of • een sterke (ongecontroleerde) duik wanneer het vliegtuig op de rug vliegt, zoals experimenteel onderzocht tijdens simulaties met de vliegsimulator van de Belgische Defensie. Een ooggetuige die horizontaal op ongeveer 600 m van het toestel stond, verklaarde gezien te hebben dat de vleugels van het vliegtuig verschillende keren op en neer bewogen voor de ongewilde duikvlucht begon. Het op en neer bewegen van de vleugel zou een mogelijke barrel roll kunnen zijn

AAIU-2013-21 geweest, rekening houdend met de moeilijkheden voor de getuige zonder specifieke luchtvaartkennis, om de details van een maneuver, dat op een schuine afstand van ongeveer 1500 m (600 m horizontale zichtafstand gecombineerd met 1400 m AGL) plaatsvindt, te herkennen. De steile klim op de grafiek kan het eerste deel zijn geweest van een barrel roll gevolgd door een ongecontroleerde duikstand, toen het toestel zich in volledige rugvlucht bevond, en die uiteindelijk eindigde in een overdreven voorwaartse druk op de besturingsknuppel en het daaropvolgend afbreken van de vleugel. Op basis van de AAD-waarden werd berekend dat de tijd tussen het begin van de optrekbeweging tot het moment waarop de vleugel afbrak, ongeveer 5,5 seconden moet zijn geweest. Anderzijds kan uit de rolsnelheidstesten die door Pilatus werden uitgevoerd, worden aangenomen dat een 180°dwarshoekverandering (vliegtuig in rugvlucht) 6 seconden vereist. De tijdsduur (5,5 seconden) tussen het optrekmaneuver en het moment waarop de vleugel afbrak, is daarom compatibel met de rolsnelheid van een Pilatustoestel.

Afbeelding 76: V-n-diagram dat aantoont dat de 110 knopen valsnelheid binnen het geelgekleurde waarschuwingsbereik valt.

Het gele snelheidsbereik in het V-n-diagram geeft aan dat het vliegtuig enkel in kalme lucht tegen snelheden in dit bereik kan worden gevlogen en ook dat een plots en bruusk maneuver niet mag worden uitgevoerd om schade of het begeven van de constructie te vermijden.


2.6.8 Analyse van het V-n-diagram

111

AAIU-2013-21 De luchtsnelheid op het ogenblik dat het toestel het begaf, bedroeg minstens 110 knopen, en deze waarde valt binnen het (negatieve) geelgekleurde waarschuwingsbereik, wat aantoont dat elk plots maneuver bij blootstelling aan negatieve g-krachten ertoe kan leiden dat de constructie het begeeft. 2.6.9 Besluit van de analyse van de mogelijke maneuvers Het vliegtuig werd in een ongewone stand gebracht die beëindigd werd met een maneuver in negatieve g die de bedieningslimieten van het toestel te buiten gingen. Zoals hierboven opgemerkt, werd uitgemaakt dat de uitvoering van een onbedoeld of ontwijkingsmaneuver door de piloot, wat daarvoor ook de reden was, onwaarschijnlijk is. Anderzijds toonde het onderzoek wel aan dat er in het verleden verschillende piloten stuntvliegmaneuvers hebben uitgevoerd, maar dat geen van deze maneuvers een ongeval heeft veroorzaakt. Zoals de getuigen al verklaarden, maakte de piloot ten minste een barrel roll op de dag van het ongeval op het einde van een van de vorige vluchten. Deze en andere aanwijzingen, zoals bijvoorbeeld de getuigenverklaringen, gecombineerd met de analyse van radargegevens en AAD-waarden, wijzen erop dat de piloot een barrel roll wilde maken en dat deze verkeerd werd uitgevoerd. Het bepalen van het exacte maneuver, dat waarschijnlijk bewust gewild was door de piloot, is niet met zekerheid te achterhalen en dit voegt ook niets aan het onderzoek toe.


Ofschoon een nauwkeurig uitgevoerd stuntvliegmaneuver geen bijzondere belasting op de constructie van het vliegtuig teweegbrengt, kan een slecht uitgevoerd maneuver het vliegtuig in een ongewone stand brengen waardoor de niet-vastgegespte inzittenden in de cabine van plaats worden verschoven wat op zijn beurt kan resulteren in een niet te voorziene positie van het zwaartepunt van het vliegtuig en / of in fysieke wisselwerking tussen de piloot en de andere inzittenden. Een dergelijke situatie is nagenoeg niet meer te corrigeren, zelfs niet voor piloten die hiervoor getraind werden en over de vereiste en juiste stuurvaardigheden beschikken.

112

Tot slot moge het duidelijk zijn dat de uitvoering van stuntvliegmaneuvers met vliegtuigen die hiervoor niet zijn gecertificeerd, een onveilige praktijk is, en dit eens te meer met passagiers aan boord, zeker als deze niet zijn vastgegespt.

AAIU-2013-21 2.7 Exploitant en de organisatie van de parachuteclub Onveilige praktijken tijdens de bediening van een vliegtuig gebeurden herhaaldelijk en gedurende een hele periode zonder dat de exploitant (Namur Air Promotion) die het vliegtuig aan de parachuteclub (Paraclub Namur) ter beschikking stelde, gepast ingreep. Het gebrek aan toezicht, het uitblijven van een reactie en schriftelijke procedures van de exploitant toont aan dat de piloten niet door een organisatie met een adequate veiligheidsbeheerstructuur en veiligheidsbewustzijn werden ondersteund. Noch de exploitant, noch de parachuteclub hebben de diensttijdbeperkingen van de piloot die de valschermspringerdroppings uitvoerde, gereguleerd. Op de dag van het ongeval had de piloot 13 vluchten gemaakt voor een duur van 4 uur en 30 minuten, en hij had even rust genomen om te lunchen. Dit is aanzienlijk minder dan het maximumaantal vlieguren en rondvluchten die in het verleden werden gemaakt, waarbij er tot 34 droppings en 12 uren en 30 minuten vliegtijd op één enkele dag werden opgetekend, maar dit extreem voorbeeld gebeurde niet bijParaclub Namen. Deze intensieve activiteit (blijkbaar niet beperkt tot één enkele piloot) doet vragen rijzen met betrekking tot vermoeidheid bij piloten.

De voorzitter van de Paraclub Namen, die onofficieel fungeerde als de exploitant (waarschijnlijk zonder zich hiervan bewust te zijn) was geen piloot en was ook niet opgeleid voor een dergelijke functie. Hij was niet gekwalificeerd om het gebruik van het vliegtuig te controleren / er toezicht op te houden en hij was ervan overtuigd dat al de piloten (aangezien het hooggekwalificeerde beroepsvliegers waren) in staat waren om zichzelf en hun medepiloten te beoordelen.

9

Verordening (EU) Nr. 965/2012 van de Commissie van 5 oktober 2012 tot vaststelling van technische eisen en administratieve procedures voor vluchtuitvoering, overeenkomstig Verordening (EG) nr. 216/2008 van het Europees Parlement en de Raad initieel gewijzigd door EU Nr. 800/2013, EU Nr. 71/2014, EU Nr. 83/2014 en EU Nr. 379/2014


De toepassing van de laatste versie van part-SPO9 zal hiervoor een mogelijke oplossing bieden. Daarnaast omvat de laatste regelgevingsplanning van het EASA 2014-2017 het onderwerp ‘Vliegtijdbeperking (FTL = Flight time limitation): vereisten voor commerciële operaties die geen commercieel luchtvervoer betreffen’ dat moet worden behandeld tussen 2016 en 2019. Het onderzoek bracht geen enkele aanwijzing aan het licht dat de exploitant volledig betrokken was bij het gebruik dat er van zijn vliegtuig werd gemaakt. De algemene indruk die de AAIU kreeg, was veeleer dat de exploitant zijn toestel gewoon ter beschikking stelde voor klanten, zoals een autoverhuurfirma een wagen zou verhuren aan zijn klanten.

113

AAIU-2013-21 De logische doelstelling van de parachuteclub was om de vereniging zo vlot als maar mogelijk te laten werken. Als gevolg hiervan werd het toestel als niet meer beschouwd dan een instrument om de passie van de valschermspringers te verwezenlijken. Het onderzoek ging niet in op het veiligheidsbeheer van de droppingactiviteiten voor valschermspringers. De AAIU merkte echter wel op dat de Paraclub Namen en zijn clubleden voldoende en door een competente staf binnen de organisatie werden ondersteund voor de praktijk van de valschermspringactiviteiten. 2.8 Gewicht en evenwicht (‘Weight and balance’ of ‘W&B’) De W&B-beoordeling die bij het onderzoek werd opgemaakt, toonde aan dat het vermoedelijke zwaartepunt, gelegen op 3.718 m van de referentielijn, erg dicht en mogelijk al voorbij de achterste begrenzing van de evenwichtsbegrenzing lag. Het geschatte gewicht van het vliegtuig bedroeg ongeveer 2480 kg, wat binnen de limieten was. Het gebrek aan accurate gegevens over de exacte afstand tussen de referentielijn en de verschillende posities van de valschermspringers zoals deze in de cabine plaatsnamen, bemoeilijken een accurate W&B-berekening. De piloten van het toestel berekenden geen W&B voor elke vlucht. Op basis van eerder gemaakte berekeningen schatten ze dat het vliegtuig (vol) met valschermspringers aan boord niet uit evenwicht kon zijn of raken. De vlieginstructeurs belast met de training voor de PC-6 conversie van de piloten die met het in het ongeval betrokken toestel vlogen, verklaarden dat ze verschillende W&B-simulatieoefeningen maakten voor ze tot dat besluit waren gekomen. De voorzitter van de Paraclub Namen gaf eveneens aan dat hij overtuigd was dat de plaatsinneming van de valschermspringers aan boord in om het even welke configuratie veilig was.


De valschermspringers kregen bijgevolg ook geen instructies om naargelang van hun individuele gewicht een plaats in de cabine van het toestel in te nemen (logisch gezien zouden daarbij zwaardere personen dichter bij het zwaartepunt van het toestel, dus, dichter tegen de cockpit aan, plaats moeten nemen).

114

Niettegenstaande de bovenstaande bevindingen, is er geen aanwijzing dat het achteraan liggen van het zwaartepunt (CG) tot het verlies van controle over het toestel heeft bijgedragen. Het kan het resultaat echter hebben verergerd.

AAIU-2013-21 2.9 Het gebruik van bevestigingssystemen Analyse van 46 ongevallen voor de periode 1987 en 2014 toont aan dat het nodig is om een bevestigingssysteem te gebruiken tijdens het opstijgen en de initiële klim. De bevestigingen voorkomen passagiersbewegingen in de cabine tijdens het opstijgen, en verhinderen zo dat een vliegtuig tijdens deze kritieke vluchtfase uit evenwicht wordt gebracht. Bevestigingen zorgen er bovendien voor dat de valschermspringers de juiste posities innemen overeenkomstig de theoretische posities voor de berekening van het zwaartepunt (CG). Het bevestigingssysteem zou ook nuttig kunnen zijn zoals om het even welk bevestigingssysteem dit is tijdens een crashlanding, om de vertraging op te vangen en de verplettering van passagiers door andere passagiers die op hen vallen te vermijden (of ten minste te verzachten). Het bevestigingssysteem van het vliegtuig was hiervoor ontworpen. Het voorgeschreven gebruik ervan was te lezen op een plaatje in de cabine van het toestel en in het vlieghandboek. Bovenop het feit dat bevestigingssystemen valschermspringers kunnen beschermen bij een noodlanding, beschermt het bevestigingssysteem ook de piloot omdat het voorkomt dat een valschermspringer met zijn lichaamsgewicht tegen de rug van de piloot aanbotst. De Belgische regelgeving die van kracht was toen het ongeval zich voordeed, bevat geen duidelijke bepalingen over welk bevestigingssysteem er voor valschermspringers moet worden gebruikt, noch wanneer - tijdens welke vluchtfase- het moet worden gebruikt.

10

‘Kritieke vluchtstadia’ betekent in geval van vleugelvliegtuigen de startaanloop, de vliegbaan tijdens de start, de eindnadering, de afgebroken nadering, de landing, met inbegrip van de uitloop, en elk ander vluchtstadium zoals bepaald door de gezagvoerder of commandant.


De Verordening (EU) nr. 965/2012 Part SPO, die gepubliceerd werd na het ongeval, bepaalt dat er voor elke zitplek bevestigingssystemen beschikbaar moeten zijn, en dat deze tijdens de kritieke vluchtstadia10 of op elk ogenblik wanneer de gezagvoerder (PIC) dit nodig acht, moeten worden gebruikt.

115

AAIU-2013-21

De CS23-codex specificeert de technische eisen voor bevestigingssystemen die in vliegtuigen worden gebruikt. Deze wordt aangevuld met een ’Special Condition‘-document nr. SG-023-div-0111 gepubliceerd door het EASA op 6 juli 2009 om de kernpunten en eisen op te lijsten die van toepassing zijn op een toestel dat voor valschermspringactiviteiten wordt gebruikt. Dit document is echter niet van toepassing op vliegtuigen die voor 6 juli 2009 werden goedgekeurd voor paradropvluchten. Het bevat bijkomend geen verdere details over de technische eisen voor een bevestigingssysteem. Voor de vluchtfase van de dropping, de derde meest gevaarlijke fase, moeten de bevestigingssystemen uiteraard worden losgemaakt.


Bij de doorlichting van de 46 ongevallen voor de periode 1987-2014 werden er geen gelijkaardige omstandigheden met het Pilatus-ongeval gevonden. Alle ongevallen die zich tijdens de transitvlucht voordeden - zoals bij dit ongeval - zijn te wijten aan een motorstoring (62%) waarbij alle valschermspringers zich al springend in veiligheid brachten, en botsingen in de lucht (38%) waarbij werd aangetoond dat de kans om alsnog uit het toestel te springen, zo goed als nul was.

116

Onderzoek van de restanten van het bevestigingssysteem tonen aan dat de valschermspringers die op de bank en op de vloer zaten, niet waren vastgegespt toen de vleugel afbrak. In het geval van dit ongeluk moet de ongewone stand die het vliegtuig voor de vleugelbreuk aannam, geleid hebben tot chaotische bewegingen van de passagiers in de cabine ofwel naar voren, naar achteren of naar omhoog. Het gebruik van een bevestigingssysteem zou een mogelijke verschuiving van de valschermspringers in de cabine kunnen hebben voorkomen. Deze verschuiving kan het evenwicht van het vliegtuig hebben gewijzigd en daardoor hebben geleid tot een plotse wijziging in het gedrag en wendbaarheid van het vliegtuig. 11

Een Special Condition (document met bijzondere eisen) is bepaald door (EU) Verordening Nr. 748/2012 hoofdstuk 21.A.1B. HetSpecial Condition document Use of aeroplane for parachuting activities is als bijlage bij dit verslag opgenomen.

AAIU-2013-21


Maar: • Het voordeel dat men haalt uit het dragen van een bevestigingssysteem bij het in een ongewone stand brengen van het vliegtuig moet worden afgewogen tegen het nadeel dat men vastzit in geval men het vliegtuig bij een noodgeval al springend wil verlaten. • Het dragen van een bevestigingssysteem met een enkelvoudige bevestigingsriem met karabijnhaak bij het zitten op de vloer of op een bank houdt de valschermspringers niet volledig in een onbeweeglijke positie. Met dit systeem kan een mogelijke verplaatsing van de valschermspringers niet worden uitgesloten.

117

AAIU-2013-21 2.10 Gebruik van zuurstofsysteem Het vliegtuig vloog regelmatig tot FL135 en zelfs hoger, hoewel niet uitgerust met een zuurstofsysteem. De regelgeving die van toepassing was op het moment van het ongeval (Koninklijk Besluit van 9 januari 2005) vereiste het gebruik van zuurstofuitrusting wanneer men boven FL100 vliegt. Art. 22. Voor alle vluchten uitgevoerd op een drukaltitude die hoger is dan 3 000 m (10 000 ft) alsook op altitudes waarop het gebrek aan zuurstof de mogelijkheden van de bemanningsleden zou kunnen verminderen of schadelijk zou kunnen zijn voor de passagiers, zorgt de boordcommandant ervoor dat er een voldoende hoeveelheid zuurstof ter beschikking wordt gesteld van de bemanning en van de passagiers. De leden van het stuurpersoneel maken doorlopend gebruik van inhaleertoestellen voor zuurstof in alle gevallen waar de drukaltitude in de cabine hoger is dan 3 000 m (10 000 ft) wanneer zij functies uitoefenen welke onontbeerlijk zijn voor de veiligheid van de vlucht. Het doel van de regelgeving is een vermindering in fysiek en mentaal vermogen van de piloot door hypoxie om te vermijden. Bijkomend zal vliegen op deze hoogten de vermoeidheid van de piloot doen toenemen. De nieuwe EASA regelgeving Part SPO.OP.195 Gebruik van aanvullende zuurstof is minder beperkend en zegt: De exploitant zorgt ervoor dat taakspecialisten en bemanningsleden ononderbroken aanvullende zuurstof gebruiken wanneer de cabinedrukhoogte gedurende meer dan 30 minuten 10 000 voet overschrijdt en telkens wanneer de cabinedrukhoogte 13 000 voet overschrijdt, tenzij de bevoegde autoriteit anders bepaalt, en in overeenstemming met de standaardvluchtuitvoeringsprocedures.


Het logboek van de piloot toonde aan dat hij geregeld meer dan 20 vluchten in één enkele dag vloog, tot FL135 en zelfs hoger.

118

Het wordt daarom onwaarschijnlijk geacht dat de accumulatie van de vorige 12 vluchten met kleine fases tot FL135 zouden een beduidende vermoeidheid zouden hebben veroorzaakt. Dit kan echter wel een sluipende invloed hebben gehad op zijn mentale toestand.

AAIU-2013-21 2.11 Pilotenstoel en rugbescherming van de piloot De ongewone stand die het vliegtuig innam, kan ervoor gezorgd hebben dat de passagiers in de cabine verschoven. • Een plotse verschuiving van de valschermspringers naar achteren zou het achterste zwaartepunt van het toestel buiten het bereik hebben gebracht waardoor het toestel gedestabiliseerd werd. • Het naar voren schuiven van de passagiers zou het gewicht normaal concentreren binnen het normale bereik van het zwaartepunt. Maar een dergelijke verschuiving kan ervoor zorgen dat er valschermspringers op de rug van de pilootstoel vallen en dit kan gevolgen hebben voor diens vermogen om het toestel in de hand te houden. Zoals te zien is op een foto van het later verongelukte toestel (afbeelding 4), was er geen scheidingswand tussen de cabine en de cockpit en het vliegtuig was uitgerust met een pilotenstoel met lage rugleuning die geen enkele bescherming biedt aan het bovenlichaam en het hoofd van de piloot tegen de valschermspringers die naar voren, in de richting van de cockpit, werden gegooid. Op Afbeelding 77 is een ander model stoel te zien dat een betere bescherming biedt aan de rug van de piloot. Het hoofd van de piloot blijft echter kwetsbaar voor personen of objecten die in het toestel naar voren zouden worden geslingerd. Bovendien is een vliegtuigstoel noch ontworpen noch goedgekeurd om een axiale drukkracht ver boven de Afbeelding 77: Een andere stoel met een hogere rugleuning. vertragingskrachten, veroorzaakt door het eigen gewicht van de piloot, te weerstaan. Toen Pilatus gevraagd werd naar de beschikbaarheid van rugbescherming voor piloten, gaf de firma aan dat dit soort uitrusting niet beschikbaar was.


Er zijn geen vereisten of richtlijnen in het EASA Special Condition document n° SC-023-div-01 om de noodzaak te beoordelen een rugbescherming van de piloot te installeren in vliegtuigen die paradropvluchten uitvoeren.

119

AAIU-2013-21 2.12 Onderhoudshandleiding Zoals beschreven in hoofdstuk 1.6 werd er een discrepantie aangetroffen in het afvinken van de onderhoudstaken. Dit was te wijten aan een ambigue bewoording van de taakbeschrijving van item 49. De tekst die in de kolom "Inspection" van item 47 werd aangetroffen, maakt een onderscheid tussen het onderhoud van het mechanische en elektrische systeem van de trimaandrijver.

Afbeelding 78: Item 47 van het 100-uren inspectieschema

De teksten die daarentegen werden aangetroffen in beide kolommen "Inspection" en "Operation" van item 49 zijn minder duidelijk en vermelden bovendien niet het woord "electrical" terwijl de functionele test “Ref. 27-4000” op bladzijde 501 van de onderhoudshandleiding wel degelijk vereist dat er een test gebeurt van het elektrisch systeem van het trimvlak van het horizontale staartvlak.

Afbeelding 79: Item 49 van het 100-uren inspectieschema

In praktijk is het zo dat de meeste technici die het inspectieschema van de constructeur gebruiken, eerst de kolom "inspectie" lezen om te bepalen of het item van toepassing is of niet. Als het item volgens hen niet van toepassing is, dan lezen ze de kolom "Operation" al niet meer en gaan ze naar de volgende lijn.


De tekst van de "inspection column" bij item 49 kan misleidend zijn en ertoe leiden dat de technici de uitvoering van een werkingstest over het hoofd zien.

120

AAIU-2013-21 Een duidelijkere omschrijving van de te vervullen taken zou er als volgt uitzien: Horizontal stabilizer trim mechanical system Actuator:

Trim system:

Horizontal stabilizer trim electrical system Actuator: Trim system:

Examine Lubricate (Ref. 27-45-01, Page Block 201) Lubricate chains (Material No. P04-006) Lubricate handcranks (Material No. P04-002)

Examine Do a functional test (Ref. 27-40-00, Page Block 501)

2.13 Opslag van vluchtgegevens Het toestel was niet uitgerust met een vluchtrecorder (FDR), en het was volgens de van kracht zijnde wetgeving evenmin vereist om er een aan boord te hebben. Toen de parachuteclub zijn activiteiten in 2014 hervatte, werd er echter gekozen voor een geleased Pilatus PC-6-toestel, uitgerust met een lichtgewicht FDR, dat de basisparameters van de vliegtuigbediening registreert. Dit vliegtuig was, op eigen initiatief van de eigenaar, uitgerust met een dergelijk instrument om toezicht te houden op activiteiten.

Ten behoeve van de vluchtbewaking door piloten en exploitanten, installeerde een helikopterbouwer dergelijke uitrusting als standaarduitrusting in alle helikopters die hij de laatste 2 of 3 jaar produceerde. Naar verluidt kan een dergelijk registratiesysteem ook door piloten worden gebruikt als onderbouwend argument om de uitvoering van onveilige maneuvers te weigeren wanneer passagiers hierop zouden aandringen. Bovenop de mogelijkheden die de nieuwe technologieën ons bieden voor het toezicht op en de verbetering van de vluchtuitvoering, zou een dergelijke FDR ook nuttig zijn voor de aanlevering van feitelijke gegevens voor het onderzoek van ongevallen.


De laatste jaren werd er een ruim aanbod registreerinstrumenten ontwikkeld die beantwoorden aan de noden van de niet-commerciële luchtvaart. Hierdoor kwamen er verschillende instrumenten tegen een redelijke prijs ter beschikking. Deze systemen worden gekenmerkt door een grotendeels zelfstandige gegevensinzameling (GPS, beeld, audio, traagheidsmeting, enz...) en door een gegevensopslagsysteem, met inbegrip van een crashbestendig intern geheugen en een verwijderbaar geheugen.

121

AAIU-2013-21 Er werd een EUROCAE12 technische standaard ED-155 ontwikkeld voor het ontwerp van een lichtgewicht vluchtrecorder. Daarbovenop wordt in Bijlage 6 (Deel II) van de ICAO de aanbeveling gedaan om vluchtrecorders te installeren op nieuw gecertificeerde vliegtuigen (vanaf 1 januari 2016) die in de algemene luchtvaart worden gebruikt. Dit is van toepassing voor vliegtuigen met een turbinemotor en een MTOW van minder dan 5700 kg met meer dan 5 passagierszetels.


CIAIAC, de onderzoeksraad voor luchtvaartongevallen van Spanje, deed in zijn eindverslag A-019/2008 over een ongeval dat gelijkenissen vertoonde met het Gelbressée-ongeval, de aanbeveling dat de ICAO voor skydivingoperaties als essentiële voorwaarde zou instellen dat een luchtvaartuig dat voor deze activiteiten wordt gebruikt, een vluchtrecorder zou aan boord hebben die in staat is om ten minste de basisparameters van de luchtvaartuigbediening te registreren. Voor zover wij weten, heeft de ICAO deze aanbeveling echter nog niet aangenomen.

122

12

EUROCAE is de Europese organisatie gewijd aan de ontwikkeling van technische standaarden ter ondersteuning van de luchtvaartgemeenschap.

AAIU-2013-21 3

BESLUIT.

3.1 Bevindingen. Over de piloot • De piloot was houder van een geldige Belgische ATPL(A)-vergunning, waaronder onder meer een bevoegdverklaring voor een Pilatus PC-6toestel. • De piloot bezat een geldige aantekening, genoteerd in zijn logboek, om droppingvluchten voor valschermspringers conform Circulaire FCL-27 uit te voeren. • De piloot beschikte over een ruime vliegervaring met BAe146- en Pilatus PC-6-toestellen. • De piloot werd door vliegveldbeheerders meermaals tot de orde geroepen. Dit werd niet gemeld aan het DGLV, ondanks dat Circulaire GDF-04 dit wel oplegt.

Over het onderzoek van het wrak • Het vliegtuig kreeg te maken met zware schade aan de constructie, nl. het afbreken van het buitenste driekwartdeel van de linkervleugel. • Onderzoek van het wrak toont aan dat de linkervleugel en de ophanging van de linkervleugel het begaven onder buitensporige negatieve gkrachtoverbelasting.

Eindverslag: BESLUIT.

Over het vliegtuig • Het vliegtuig was in België ingeschreven en was eigendom van en werd geëxploiteerd door dezelfde exploitant sinds de aankoop van het toestel in 2003. • De exploitant stelde het vliegtuig uitsluitend ter beschikking van de Paraclub Namen. • De luchtwaardigheid van het vliegtuig werd adequaat beheerd door een EASA Part M subpart G erkende instantie (CAMO), en ook het onderhoud gebeurde door dezelfde instantie, die eveneens erkend was als een EASA Part M subpart F-instantie. • Het vliegtuig was gedekt door een geldig certificaat van herbeoordeling van de luchtwaardigheid. • Na een ander ongeval in 2001 werd het vliegtuig hersteld en onderging het een grondige inspectiebeurt door Pilatus in 2003. Tezelfdertijd werd het conform de specificaties van de vliegtuigbouwer (AFM Supplement report N°1824) uitgerust om te dienen voor de uitvoering van valschermspringvluchten. • Het toestel werd uitgerust met lokaal vervaardigde veiligheidsgordels met enkelvoudige riem (bevestigingssysteem) voor valschermspringers die op de grond en de in lengterichtingsbank zaten.

123

AAIU-2013-21 •

• •

Onderzoek van het breukvlak bracht geen eerder bestaande schade (corrosie, vermoeidheidsscheuren, deuken, knikken, ...) aan het licht die mogelijk kon hebben geleid tot een verzwakking van de vleugel of vleugelophanging. Het materiaal werd getest en er werd vastgesteld dat het beantwoorde aan de specificaties van de fabrikant. Onderzoek van het wrak bracht geen anomalie aan het licht die kon hebben geleid tot een ongewild bruusk maneuver door de piloot. De longitudinale trimaandrijver werd teruggevonden in volledige neusnaar-benedenstand tot de uiteindelijke inslag op de grond. Bij grondig onderzoek van het neustrimvlaksysteem kon niet worden vastgesteld dat er zich enige abnormaliteit had voorgedaan. De longitudinale trimaandrijver kan echter ongewild door de piloot zijn geactiveerd toen hij vocht om het toestel weer onder controle te krijgen tijdens de duik van het toestel.


Over het gewicht en evenwicht • Het gewicht van het vliegtuig was binnen de limieten. • Het gebrek aan accurate gegevens en adequate richtsnoeren om de exacte afstand te berekenen tussen de referentielijn en de verschillende posities van de valschermspringers, zoals deze in de cabine zaten, maken een accurate W&B-berekening moeilijk en foutgevoelig. • De W&B-beoordeling die bij het onderzoek werd uitgevoerd, toont aan dat het zwaartepunt erg dicht en mogelijk al voorbij de meest achterste begrenzing van de evenwichtsbegrenzing lag. • De verschillende piloten van dit vliegtuig waren overtuigd dat het vliegtuig in om het even welke beladingsconstellatie met valschermspringers aan boord nooit uit evenwicht zou kunnen raken. Bijgevolg kregen de valschermspringers geen instructies om op grond van hun respectieve gewicht een plaats in te nemen. • De tijdens het onderzoek uitgevoerde W&B-simulaties tonen aan dat een voorzichtige belading van het vliegtuig vooral vereist dat de zwaarste passagiers voorin worden geplaatst. Deze praktijk -door de meeste piloten als algemeen aangenomen kennis beschouwd - werdniet toegepast op de ongevalsvlucht.

124

Over de regelgeving • Het Koninklijk Besluit tot regeling der luchtvaart van 15 maart 1954 bepaalt dat het de luchtvaartautoriteit is die de machtigingen voor luchtarbeid afgeeft. De regelgeving bepaalt echter niet wat de voorwaarden zijn voor de afgifte, de opschorting en de intrekking van een dergelijke machtiging. • Een machtiging voor luchtarbeid, zoals vereist door het Koninklijk Besluit werd voorbereid en afgeleverd door het DGLV op basis van een algemene beoordeling van het aanvraagdossier. De machtiging legt de verantwoordelijkheden van de aanvrager en andere algemene standaarden vast.

AAIU-2013-21

• •

• • •

DGLV Circulaire GDF-05 bespreekt de voorwaarden die parachuteclubs moeten vervullen voor de uitvoering van valschermsprongen. Deze circulaire bevat onder meer vereisten met betrekking tot de bediening van het vliegtuig en de piloot. Het DGLV gaf een machtiging af, die verschilt van de machtiging voor luchtarbeid, gebaseerd op Circulaire GDF-05. De DGLV-Circulaire FCL-27 bespreekt de voorwaarden waaraan een piloot moet voldoen, en welke hij moet hernieuwen om een bijzondere bevoegdverklaring voor droppingvluchten voor valschermspringers te verkrijgen. De DGLV-Circulaire GDF-04 bespreekt de voorwaarden waaraan ongecontroleerde vliegvelden moeten beantwoorden. De Belgische regelgeving bevat geen duidelijke bepalingen over welk bevestigingssysteem er voor valschermspringers moet worden gebruikt, noch wanneer(tijdens welke vluchtfase) het moet worden gebruikt. De nieuwe Verordening (EU) Nr. 965/2012 Deel SPO, die na het ongeval werd gepubliceerd, bepaalt dat er voor elke zitplek bevestigingssystemen beschikbaar moeten zijn. De basiscodex (CS-23) specificeert de technische eisen voor het in de voor droppingsvliegtuigen geïnstalleerde bevestigingssysteem echter niet. Het ‘Special condition’-document Nr. SC-023-div-01 dat het EASA op 6 juli 2009 publiceerde om de kernpunten en de eisen op te lijsten die van toepassing zijn voor een vliegtuig dat voor valschermspringactiviteiten wordt ingezet, bevat geen verdere details over dit onderwerp.

Over de exploitant Namur Air Promotion • De laatste machtiging voor luchtarbeid werd aan de exploitant van het vliegtuig toegekend op 16 november 2011 voor een geldigheidsduur van 2 jaar. • Zoals verduidelijkt in de luchtarbeidsmachtiging, zullen de operaties plaatsvinden onder het gezag, de leiding en het toezicht van de exploitant en de exploitant zal de wetten, verordeningen en overeenkomsten inzake de nationale en internationale luchtvaart naleven (zonder dat dit de aansprakelijkheid van het personeel opheft) en ervoor zorgen dat ook het verantwoordelijke personeel dit doet. • Er zijn aanwijzingen dat de exploitant de verantwoordelijkheden, zoals beschreven in de machtiging voor luchtarbeid van het DGLV, niet ten volle naleefde, in het bijzonder voor wat betreft het toezicht op het personeel en op de vluchten. Deze taken werden in praktijk (en informeel) overgedragen aan de voorzitter van de Paraclub Namen. • De namen van de verschillende piloten die de machtiging hadden om voor Namur Air Promotion te vliegen, staan enkel vermeld in het aanvraagdossier en daarin staat ook dat er op elke piloot die de juiste bevoegdverklaringen heeft, ook al staat hij niet vermeld in het aanvraagdossier, een beroep kan worden gedaan.


•

125

AAIU-2013-21 Over de Paraclub Namen • De laatste machtiging voor de exploitatie van een permanente site voor valschermspringactiviteiten werd op 31 augustus 2011 aan de Paraclub Namen toegekend, voor een geldigheidsduur van 3 jaar. • De machtigingsbrief benadrukt de aansprakelijkheid van de Paraclub Namur ten aanzien van de verschillende eisen van Circulaire GDF-05, met inbegrip van de eisen inzake het luchtvaartuig, de aangestelde piloot en de vluchtprocedures. Er moet worden opgemerkt dat deze aangelegenheden ook onder de verantwoordelijkheid van de exploitant ressorteren, zoals bepaald in de luchtarbeidsmachtiging. • De namen van de verschillende piloten die gemachtigd waren om te vliegen voor Paraclub Namur staan vermeld in de machtigingsbrief. De naam van de piloot betrokken bij het ongeval was niet vermeld. Over de machtigingen die werden toegekend aan zowel Namur Air Promotion als aan de Paraclub Namur • Het DGLV gaf twee afzonderlijke machtigingen af, namelijk een machtiging voor luchtarbeid aan Namur Air Promotion en een andere machtiging aan de parachuteclub. • Er was een gedeeltelijke overlapping in de verantwoordelijkheden die het DGLV had toegekend aan beide machtiginghouders. 3.2 Oorzaken.


De oorzaak van het ongeval is het begeven van de constructie van de linkervleugel door een aanzienlijke aerodynamische overbelasting door een negatieve gravitatieversnelling, wat leidde tot een oncontroleerbaar vliegtuig en de daaropvolgende crash. De meest waarschijnlijke oorzaak voor de breuk van de vleugel is het gevolg van een bewust maneuver van de piloot dat niet goed werd uitgevoerd en resulteerde in een ongewild negatief g-maneuver waarbij de exploitatielimieten van het vliegtuig werden overschreden.

126

Veiligheidsfactoren die het ongeval in de hand werkten: • Het zwakke toezicht van de exploitant op de vluchtoperaties van het vliegtuig. • Het gebrek aan een organisatorische structuur tussen de exploitant en de parachuteclub [veiligheidskwestie].

AAIU-2013-21 Overige veiligheidsfactoren die tijdens het onderzoek werden geïdentificeerd:

• • • • • • • •

• • • •

De uitvoering van stuntvliegmanoevers met een vliegtuig dat niet gecertificeerd is om dergelijke manoevers uit te voeren. De uitvoering van stuntvliegmanoevers door een piloot die niet voldoende gekwalificeerd en/of getraind is om dergelijke manoevers uit te voeren. Vervoer van niet-vastgegespte passagiers die niet op een stoel zaten tijdens een vluchtfases met een hoger risico. De zwakke wettelijke omkadering en richtlijnen voor luchtarbeid [veiligheidskwestie]. Het gebrek aan een duidelijk toezicht door het DGLV op de luchtarbeidsactiviteiten [veiligheidskwestie]. Het gebrek aan een verplichte eis om instrumenten voor de opslag van vluchtgegevens te installeren aan boord van vliegtuigen die voor valschermspringen worden gebruikt [veiligheidskwestie]. Onvoldoende rugbescherming voor de piloot [veiligheidskwestie]. Het niet gemakkelijk kunnen bepalen van de ‘Weight & Balance’ van het vliegtuig omdat de passagiers niet op vooraf bepaalde plaatsen zitten [veiligheidskwestie]. De afgifte door het DGLV van twee afzonderlijke machtigingen aan de vliegtuigexploitant en aan de parachuteclub die enkele overlappingen met elkaar vertonen en die niet bevorderlijk zijn voor het verantwoordelijkheidsbesef van de betrokken stakeholders [veiligheidskwestie]. Mogelijk foutieve interpretatie van de onderhoudshandleiding [veiligheidskwestie]. Schendingen en/of veiligheidsvoorvallen die niet werden gemeld, zoals dit nochtans wel wordt geëist in Circulaire GDF-04, waardoor het DGLV de nodige actie niet kon ondernemen. Groepsdruk van valschermspringers die de piloten soms aanmoedigden om maneuvers uit te voeren die niet zijn goedgekeurd voor vliegtuigen die tot de normale categorie behoren. Vliegen op grote hoogte zonder zuurstofsysteem hoewel vereist door de regelgeving.


•

127

AAIU-2013-21 4

VEILIGHEIDSAANBEVELINGEN

4.1 Veiligheidskwestie: het zwakke wettelijke kader en een zwak daadwerkelijk toezicht.

Eindverslag: VEILIGHEIDSAANBEVELINGEN

Bovenop het onderzoek van het ongeval, en toen dit onderzoek nog niet volledig afgerond was, heeft de AAIU(Be) een beoordelingsonderzoek gedaan naar het gevaar bij valschermspringactiviteiten. De onderzoekers legden een algemene situatie bloot, die niet noodzakelijkerwijs betrekking heeft op het ongeval zelf, maar die de dringende nood aan verbetering met het oog op de luchtvaartveiligheid aantoont. Het beoordelingsonderzoek focuste op de omvang van de valschermspringactiviteit, het aantal ongevallen met vliegtuigen voor de dropping van valschermspringers en het risico van de valschermspringactiviteit an sich, vergeleken met het risico op een ongeval tijdens het vervoer van valschermspringers in een vliegtuig. De AAIU(Be) kwam tot de vaststelling dat er meer vliegtuigongevallen zijn dan ongevallen die aan de valschermspringactiviteit zelf zijn gelinkt. Tijdens het onderzoek bleek duidelijk dat het aan de valschermspringactiviteit zelf verbonden risico inderdaad in de clubs werd erkend. Met procedures, trainen, toezicht enz. werd er op adequate wijze rekening gehouden met dit risico, terwijl het bij de bijhorende vliegtuigbediening ontbrak aan een gelijkaardig veiligheidsbesef. AAIU(Be)besloot dat een verbetering van het organisatiekader van de vluchtuitvoeringen bij valschermspringactiviteiten, alsook een verbetering van de follow-up en het toezicht op deze activiteiten nodig is, en dit zowel intern als door de bevoegde toezichthoudende instantie. Daarom heeft de AAIU(Be), rekening houdend met de omvang van de activiteit en het mogelijke gevaar voor de inzittenden van het betrokken vliegtuig, op 24 januari 2014 de onderstaande aanbeveling aan het DGLV gedaan:

128

Aanbeveling 2014-P-2: Het is aanbevolen dat het DGLV de reglementaire voorschriften in verband met de droppingactiviteiten voor valschermspringers herziet om de veiligheid van deze activiteiten naar een aanvaardbaar niveau tillen, en ook de toezichtsgraad aan te passen. De AAIU(Be) beveelt het onderstaande aan: • nood aan geschreven procedures voor de uitvoering van droppingvluchten voor valschermspringers. • nood aan een aangeduide persoon belast met de veiligheid van de vluchten. • nood aan een minimumervaring voor piloten die bij deze activiteit betrokken zijn.

AAIU-2013-21 In een brief van 1 april 2014 onthaalde het DGLV de aanbeveling positief en deelde het mee dat er beslist werd om de nieuwe Verordening Deel SPO in april 2015, 2 jaar voor de einddatum van inwerkingtreding, toe te passen, liever dan de nationale verordening te upgraden. Het DGLV bereidde een set op de EASA-verordening Deel SPO gebaseerde exploitatieprocedures voor, om de parachuteclubs te helpen bij de opmaak van een procedurehandleiding. Het doel was om een kader te schetsen voor de gewenste organisatie van dit soort activiteiten. 4.2 Veiligheidskwestie: het gebrek aan een verplichte eis om instrumenten voor de opslag van vluchtgegevens te installeren aan boord van vliegtuigen die voor valschermspringen worden gebruikt.

Aanbeveling BE-2015-0001: Het is aanbevolen dat het EASA de installatie van een lichtgewicht vluchtregistratiesysteem oplegt in vliegtuigen die gebruikt worden voor valschermspringactiviteiten. Opmerking: • Er werd een EUROCAE ED-155 standaard ontwikkeld om de lichtgewicht registratiesystemen te bespreken. • ICAO Bijlage 6: Deel II Internationale Algemene Luchtvaart — Vliegtuigen beveelt de installatie aan van een vluchtrecorder op alle nieuw gecertificeerde vliegtuigen die vanaf 1 januari 2016 in de algemene luchtvaart worden gebruikt (voor vliegtuigen met een turbinemotor met een MTOW van minder dan 5700 kg met meer dan 5 passagierszetels). Deze aanbeveling zal echter geen effect hebben op de huidige vloot van vliegtuigen die voor paradrop worden gebruikt.


De industrie ontwikkelde vereenvoudigde vluchtrecorders die in staat zijn om ten minste de basisparameters van de luchtvaartuigbediening te registreren, en die tegemoetkomen aan de noden van de niet-commerciële luchtvaart. Hierdoor zijn deze verschillende systemen nu tegen een redelijke prijs verkrijgbaar. Deze registratie-instrumenten zijn niet alleen nuttig voor vluchtmonitoring door de piloten of exploitanten, maar voorkomen ook dat piloten zich laten verleiden tot het overschrijden van de limieten. Bovenop de genoemde mogelijkheden die deze nieuwe technologie ons biedt, kan een vereenvoudigde FDR ook nuttig zijn tijdens het onderzoek van ongevallen. Daarom,

129

AAIU-2013-21 4.3 Veiligheidskwestie: het zwakke kader in verband met de nood aan bevestigingssystemen voor valschermspringers aan boord van een luchtvaartuig. De laatste ontwikkeling van Verordening (EU) nr. 965/2012 Deel SPO, die na het ongeval werd gepubliceerd, bepaalt dat er voor elke zitplek bevestigingssystemen beschikbaar moeten zijn. Dezelfde verordening vermeldt echter dat de vloer van het vliegtuig ook als een zitplaats worden gebruikt, mits de taakspecialist beschikt over middelen om zich aan vast te houden of vast te gespen. Deze middelen worden niet verder gespecificeerden geen enkele verordening of richtlijn gevonden die de technische eisen inzake een dergelijke installatie verduidelijkt. Daarom: Aanbeveling BE-2015-0002: Het is aanbevolen dat onderzoek doet om uit te maken wat de meest doeltreffende bevestigingssystemen voor valschermspringers zijn, afgestemd op de verschillende soorten luchtvaartuigen en zetelcombinaties die bij valschermspringactiviteiten worden gebruikt. Voor dezelfde reden als hierboven:

Aanbeveling BE-2015-0003: Het is aanbevolen dat het EASA, op het einde van het onderzoek over bevestigingssystemen voor parachutisten, de technische vereisten die van toepassing zijn op zo’n sytemen verduidelijkt.


4.4 Veiligheidskwestie: onvoldoende rugbescherming voor de piloot.

130

Het onderzoek bracht aan het licht dat in een vliegtuig, gebruikt voor valschermspringen, dat in een ongewone stand wordt gebracht of waarover men om de een of andere reden de controle verliest, de niet-vastgegespte inzittenden mogelijk naar voren kunnen worden geslingerd en daarbij de rug of het hoofd van de piloot kunnen raken. Een dergelijke situatie zou alles nog erger maken en de piloot mogelijk de kans ontnemen om een gevaarlijke situatie recht te trekken. Onderzoek van andere ongevallen met vliegtuigen voor valschermspringen tonen aan dat er tijdens de vluchtfase waarin de valschermspringers springen, meer kans is op controleverlies door de combinatie van de lage luchtsnelheid en de mogelijke ongecontroleerde en onvoorzienbare veranderingen in het gewicht en evenwicht van het toestel. Daarom:

AAIU-2013-21 Aanbeveling BE-2015-0004: Het is aanbevolen dat het EASA een onderzoek zou doen om de nood aan rugbescherming voor de piloot in alle toestellen die voor droppingactiviteiten met valschermspringers worden ingezet, te beoordelen. Als rugbescherming noodzakelijk wordt bevonden, dan is het aangewezen dat het EASA de installatie van een dergelijk systeem oplegt.


Omwille van dezelfde reden als hierboven: Aanbeveling BE-2015-0005: Het is aanbevolen dat Pilatus een rugbescherming voor de piloot ontwerpt die dan geïnstalleerd wordt in PC-6-toestellen die worden ingezet voor droppingactiviteiten met valschermspringers. Daarna zou de installatie van deze rugbescherming voor de piloot door Pilatus moeten worden voorgesteld in het AFM supplement 1824.

131

AAIU-2013-21 4.5 Veiligheidskwestie: Weight & Balance van het vliegtuig is niet gemakkelijk te bepalen omdat de passagiers niet op vastgelegde plaatsen zitten. Het onderzoek onderstreepte de moeilijkheden waarop men stootte, toen er geprobeerd werd om de afstand tussen de referentielijn en de verschillende valschermspringers, zoals deze op de grond en op de bank in de lengterichting van het toestel zaten, accuraat te bepalen. Tijdens het onderzoek stelde men ook vast dat er een onbewezen aanname bestond dat het Pilatus PC-6-toestel in om het even welke beladingsconstellatie met valschermspringers aan boord nooit uit evenwicht zou kunnen raken. Deze aanname had tot gevolg dat de belading van het vliegtuig nooit op doordachte wijze gebeurde. Daarom: Aanbeveling BE-2015-0006: Het is aanbevolen dat het DGLV de gepaste maatregelen treft om ervoor te zorgen dat exploitanten van vliegtuigen, die voor valschermspringactiviteiten worden gebruikt, gepast omgaan met de procedure voor de berekening van het gewicht en evenwicht, rekening houdend met het feit dat de passagiers op een niet vaste plaatsop de grond zitten.


Het gebrek aan accurate gegevens over de exacte afstand tussen de referentielijn en de verschillende posities van de valschermspringers, zoals deze in de cabine zaten, maken een accurate W&B-berekening moeilijk. Daarom:

132

Aanbeveling BE-2015-0007: Het is aanbevolen dat Pilatus een richtlijn opneemt in het AFM supplement 1824 om de exploitanten van een PC-6 vliegtuig, dat voor valschermspringactiviteiten wordt gebruikt, te helpen bij het maken van een gemakkelijke en behoudende inschatting van de afstand tussen de referentielijn en elke valschermspringer aan boord.

AAIU-2013-21

4.6 Veiligheidskwestie: toekenning van elkaar overlappende machtigingen door het DGLV. De AAIU(Be) ontdekte een gedeeltelijke overlapping in de verantwoordelijkheden die werden toegekend door twee verschillende DGLVafdelingen (de afdeling Operaties en de afdeling Luchthavens) aan zowel de parachuteclub als aan de vliegtuigexploitant, wat voor verwarring kan zorgen op het gebied van verantwoordelijkheden tussen de verschillende stakeholders, in dit geval de exploitant, de eigenaar van het vliegtuig, de parachuteclub en de vliegveldbeheerder. Daarom:

De machtiging van parachuteclub werd afgeleverd op grond van Circulaire GDF-05 van het DGLV. Deze circulaire bespreekt de voorwaarden die een organisatie voor de uitvoering van valschermsprongen moet vervullen. Hoofdstuk 5 verduidelijkt de eis waaraan moet worden voldaan in verband met het gebruik van het vliegveld en de karakteristieken van de drop- en landingszones voor valschermspringers. In andere hoofdstukken worden onder meer de eisen voor luchtvaartuigen, voor piloten en ook de toe te passen vluchtprocedures, en vooral dan de samenwerking met de verkeersleiding (ATC) uiteengezet. Deze materies ressorteren logischerwijze echter onder het bevoegdheidsdomein van de exploitant. Daarenboven zijn bepaalde delen van Circulaire GDF-05 van het DGLV nu nietig geworden door de nieuwe Verordening (EU) Nr. 965/2012 EU Deel SPO. Daarom: Aanbeveling BE-2015-0009: Het is aanbevolen dat het DGLV Circulaire GDF-05 Descentes en Parachute – Valschermspringen actualiseert.


Aanbeveling BE-2015-0008: Het is aanbevolen dat het DGLV intern een systeem ontwikkelt om te voorkomen dat er machtigingen met overlappende verantwoordelijkheden worden afgeleverd aan zowel de parachuteclub en de vliegtuigexploitant, of aan om het even welke andere stakeholder.

133

AAIU-2013-21 4.7 Veiligheidskwestie: mogelijk foutieve interpretatie van de onderhoudshandleiding. In het inspectieschema dat in hoofdstuk 05-22-01 van de onderhoudshandleiding staat, kan de tekst van item 49 ‘Inspection column’ misleidend zijn, waardoor technici de uitvoering van een werkingstest van het elektrisch trimsysteem van het horizontale staartvlak na 100 uren / jaarlijkse inspectie achterwege laten. Daarom: Aanbeveling BE-2015-0010: Het is aanbevolen dat Pilatus de tekst van de items 47 en 49 van het inspectieschema herwerkt. De AAIU(Be) stelt voor om de onderhoudshandelingen die aan het mechanische trimsysteem en die welke aan het elektrische trimsysteem dienen te gebeuren, op te splitsen in twee afzonderlijke vakken.


Pilatus heeft deze aanbeveling reeds uitgevoerd. De laatste AMM-versie toont dit aan:

134

De AAIU(Be) is van oordeel dat er met deze AMM-herziening aan de intentie van de veiligheidsaanbeveling is tegemoetgekomen. Deze veiligheidsaanbeveling is daarom afgerond.

AAIU-2013-21


4.8 Veiligheidskwestie: gebrek aan een organisatorische structuur tussen de exploitant en de parachuteclub. Dit veiligheidskwestie zal automatisch worden opgelost door de beslissing van het DGLV om de laatste ontwikkeling van Verordening (EU) Nr. 965/2012 Deel SPO in april 2015 toe te passen. Daarom wordt er hier geen aanbeveling gedaan om dit probleem aan te pakken.

135

AAIU-2013-21 5

BIJLAGEN

Eindverslag: BIJLAGEN

Bijlage 1: Extract of BCAA delivered aerial work authorization

136


AAIU-2013-21

137

AAIU-2013-21


Bijlage 2: Extract of BCAA delivered “Authorization for the operation of a permanent site for parachute jumps”.

138


AAIU-2013-21

139


AAIU-2013-21

140

AAIU-2013-21


Bijlage 3: Extract of Part SPO Regulation regarding the parachute operation and seats, seat safety belts and restraint systems

141


AAIU-2013-21

142

AAIU-2013-21

Bijlage 4: Special Condition document “Use of aeroplane for parachuting activities.

SUBJECT

:

Use of aeroplanes for parachuting activities

CERTIFICATION SPECIFICATION

:

CS 23

PRIMARY GROUP / PANEL

:

1 (Flight)

SECONDARY GROUPE / PANEL

:

2 (Performance) & All

NATURE

:

SCE

SPECIAL CONDITION Parachuting Activity

In addition to basic (CS23) code, the following requirements are applicable to an aircraft for parachuting activity: I. General The following information must be provided: (a) aircraft type and model and applicable serial numbers (b) Parachute jump type : automatic and/or manual release (c) Maximum number of parachutists to be dropped Design and Structure

The following items must be substantiated: (a) Seating/accommodation and restraints approved for use during take-off and landing (b) Suitability of doorway and the approach to it (c) Investigation of weight and CG change during and after departure of parachutists for free fall as well as static line jumping. (d) Strength of floor panels and occupant restraints. (e) Strength of the external devices (handles, footsteps, etc.) (f) Protection of the control systems on board from contact of parachutists or their material.


II.

143

AAIU-2013-21 (g) Protection of any part of the aircraft interior/door likely to catch on parachutists equipment (h) Investigation of aircraft oxygen equipment if dropping from heights greater than the altitude where oxygen is required to be used by the operating rules, and method of change over to personal Oxygen system. (i) Investigation of possible hazards on the outside of aircraft (e.g. exhaust gas temperatures which the parachutists or his canopy might encounter) (j) For static line systems, investigation of (i) Strength of anchor line and attachments to aircraft. Anchor point should withstand limit load of 2 x weight requirement for strength of anchor line.[F=400daN, D=1000kp; à trancher] (ii) Length of static line approved for use with a particular aircraft configuration and type of parachute (iii) Precautions against interference of static line with aircraft control surfaces, aerials etc (iv) What action is taken if there is a hang up. (k) The specific use linked to parachuting operations must be taken into account when defining the fatigue or damage tolerance spectrum of loads. III.

Flight

1. Tests for operation of the aircraft with door open or removed:


(a) Resonance/Buffet in cabin with door open/removed. (b) Carbon monoxide contamination of cabin. (c) Hazards associated with opening the door (and in-flight depressurisation procedures if necessary), ability to close door whilst attached to safety line, security of the door in the open position (d) Airspeed and other limitations (e) Performance Implications

144

2 Tests for parachuting operations: With the aid of either aircraft mounted cameras or a chase aircraft, the following must be recorded: (a) The dropping of a dummy or other suitable object without a parachute, in order to establish the trajectory and the effects of downwash etc (b) Carry out a “free” jump to assess aircraft configuration, i.e. speed, flap setting, weight, power setting, etc (c) Conduct repeated jumps (at least 20) by experienced teams in small groups to try various body attitudes for leaving the aircraft. At least 5 parachutist droppings must be conducted with the maximum allowable number of parachutists. (d) Stream static line with a drogue or bag attached and record the angle of trail.

AAIU-2013-21 (e) The static line end must not interfere with or hit the surface controls or the fuselage (f) For static line parachuting, repeat the single trial jump and then the group jump as before and establish the length of static line appropriate to the type of parachute and this it does not cause a hazard either to the parachutists or the aircraft. (g) If any, check the proper functioning of the static line retraction system in flight. (h) Compatibility of the parachuting operation with other existing equipments (for instance, static ports, etc.) IV.

Airplane Flight Manual and placards

Miscellaneous markings and placards: (a) On the outside of the airplane, indication of parts that parachutists must not grab or upon which they must not step. (b) A placard with all speed limitations must be installed in clear view of the pilot

APPENDIX to SC-O23-div-01


A specific Flight Manual Supplement must be produced, containing the following: (a) Limitations for operating the parachuting door, and the precautions to be taken (b) Authorized type of parachuting operations (automatic and/or manual release) (c) Operating limitations with door open or removed, and the required operating parameters for parachute dropping (d) Approved static line dimensions associated with the aircraft type and the parachute type (e) Information specifically for the dispatcher and/or the parachutists, e.g. parachutist egress order, body attitude at departure, etc. (f) Dropping speed, preferably at least 1.2xVS, flap settings and engine power settings. (g) Maximum altitude to open door should be quoted if no oxygen system approved for this purpose. This will be applicable to aircraft capable of operation at altitudes greater than the altitude where oxygen is required to be used by the operating rules. (h) Other limitations and/or requirements linked to each national operational requirement. (i) Kind of operations allowed when the aircraft is equipped for parachuting operation

145

AAIU-2013-21


Bijlage 5: Royal Military Academy fractographical analysis

146


AAIU-2013-21

147


AAIU-2013-21

148


AAIU-2013-21

149

AAIU-2013-21

Bijlage 6: Horizontal stabilizer trim analysis Preamble The stabilizer trim system was investigated in order to determine if a trim runaway could have occurred, causing an extraordinary pitch up or pitch down movement of the aeroplane, possibly leading to manoeuvres out of the flight envelope. At first sight, the occurrence of a runaway trim could be suspected because the stabilizer actuator was found fully retracted (A/C full nose down).


Description of horizontal stabilizer electrical system

150

AAIU-2013-21 Actuator jack screw position The position of the pitch trim movable tube was measured in order to determine the position of the stabilizer on impact. A fully retracted movable tube is given by Pilatus as having a rod end bearing at 46 mm. The full stroke of the actuator is 85.8mm. As seen in the figure, the movable tube was found as being fully retracted.

This position of the movable tube corresponds to a full nose down stabilizer position (+2° stabilizer incidence) => pitch down (aircraft nose down). Picture showing the movable tube and the remains of the (broken) upper bracket of the stabilizer. As seen above, the horizontal stabilizer trim position at impact was in full nose down position which is abnormal for an aeroplane flying level flight or climbing. However the position at impact did not necessarily imply that it was in the same position when the structural failure occurred, nor that the aeroplane would be uncontrollable. Actuator history The pitch trim electrical actuator “Electromec” EM483-3 PN: 978.73.18.103 SN: 173 had been replaced on 10 April 2009. AMM n°01975 rev.17 (Ch. 04-00-00) “Airworthiness Limitations” prescribes that this actuator has to be overhauled every 3500 hours.


The actuator time in service was within the manufacturer’s limits. The next replacement was scheduled at 17645 hours ACTT.

151

AAIU-2013-21

Trim actuator location in the aeroplane

The stabilizer is hinged at the main spar location (25% MAC) allowing the trailing edge to move up and down under the action of trim actuator. The trim actuator is located in the tail of the fuselage, beneath the stabilizer.


STABILIZER FITTING

152

FORK FITTING

AAIU-2013-21 The movable tube of the trim actuator is attached to the rear underside of the stabilizer by a rod end bearing and a fitting while the stationary end of the actuator is attached to a fuselage frame by a fork fitting and a spherical bearing. Visible damage to the actuator The actuator was found significantly damaged showing evidence of ground impact. The aluminium casing showed heavy deformations obviously the consequence of the actuator being pressed into the ground. Pieces of earth were pressed inside the deformations and cavities of the casing while no obvious evidence of impact with solid objects was visible.

The bottom fixture of the actuator on the fork fitting, called stationary end in the IPC, was no longer attached to the actuator. The stationary end was found near the main wreckage. The 4 screws fixing the stationary end to the actuator were cut at the height of the actuator contact surface. Three from the 4 screws were recovered inside the tail section of the fuselage.


A part of the broken connecting fork of the stabilizer was found attached to the rod end of the actuator movable tube. The rod end was slightly folded. The stabilizer fitting fracture shows the typical characteristic of an overload fracture.

153

AAIU-2013-21

The fork fitting was disassembled from the aeroplane wreckage to allow better examination of the fractured areas. No preexisting damage as corrosion, scratches or fatigue cracks were found. The fractures of both cheek plates of the fork fitting show also the typical characteristic of an overload fracture. Determination at which stage of the crash the pitch trim actuator separated from the fuselage


Knowing that the stabilizer was severed from the fuselage in flight, when suffering the impact of the loose LH wing and remained attached rear of the fuselage during the dive, two possibilities did exist: • First possibility: The actuator was severed from the fuselage at the stationary end and remained attached to the stabilizer up to the final impact of the stabilizer with the ground. This assumption implies that the electrical connection was interrupted from the moment the wing impacted the stabilizer, implying that the movable tube of the actuator could not move any more, or • Second possibility: The actuator remained attached to the fuselage structure and was only torn off and ejected when the last ground impact of the aeroplane occurred. In this case, the electrical connection remained operational and the possibility exists that the movable tube of the actuator shifted position during the dive.

154

We looked further at the trajectory and possible impact traces of the actuator leaving the tail of the fuselage at impact. As the actuator is a compact and heavy device, it would have restituted a lot of energy on impact. Collision with solid parts of the airframe structure would have caused visible damage. The inside of the tail structure in front of the actuator normal position didn’t show any damage resulting from an impact of the actuator thrown forward in the axis of the fuselage.

AAIU-2013-21

Impacte d area

Missing articulatio n plate area

The fuselage tail structure features an oval opening in the top horizontal skin of the fuselage located below the stabilizer. This opening as well as the left hand skin of the fuselage was found cut and folded towards the outside. This large opening was consistent with the ejection of the actuator.

In addition to the cut and folded LH lateral skin, the side of the fuselage also showed a “<” shaped tear from the back to the front ending at the level of the stabilizer LH articulation plate area.

LH stabilizer articulation plate as found partially buried near the RH elevator

LH articulation plate of the stabilizer was retrieved buried in the ground near the tail of the fuselage and also near the RH elevator.


As seen on figure, the LH articulation plate riveted on the fuselage left side is missing.

155

AAIU-2013-21

Missing area of the plate, remained on the stabilizer

The largest part of the stabilizer LH articulation plate was recovered near the main wreckage while the missing part of the same plate was still attached to the stabilizer bearing. The vertical rear edge of the plate showed impact traces located at the height of the “<” shaped tear of the side of the fuselage proving the plate was still attached to the fuselage side when the impact occurred.

Impacted area

The underside of the actuator shows 4 scraches originating from a friction with the LH stabilizer articulation plate rivets.


The washer and the nut protruding at the bottom end of the actuator jack screw had suffered impact deformation.

156

Normally this washer and its nut are covered by the stationary end of the actuator. Detailled examination shows a deformation of the thrust washer support and also the edge of the thrust washer located under the washer is broken.

AAIU-2013-21 Both cheek plates of the fork attaching the stationary end to the fuselage were still in place and held by the assembly bolt. The length of the recovered screws matches the thickness of the stationary end. All fractures show they were cut by a shearing force.

Examination of the outer circumference of the stationary end showed one outer trace of impact and 2 inner impacts, compatible with the direction of the outside impact, were found inside the stationary end. The stationary end of the actuator was repositioned.

All the separated parts were found on the crash site proving that the actuator separated from the fuselage at the final impact. The sequence of separation of the different parts was as follows: 1. Left wing separation 2. The separated wing impacts both the vertical and horizontal stabilizers


The analysis of the damage concluded that the LH attachment plate of the stabilizer was impacted by the stationary end of the actuator causing both parts to separate from their own support (separation of the LH attachment plate from the fuselage and the separation of the stationary end from the actuator).

157

AAIU-2013-21 3. The horizontal stabilizer separates from its 3 attachment points (2 hinges and at the fork fitting of the stabilizer) but remains attached to the aeroplane by the elevator cables. The analysis shows that the separation between the stabilizer and the actuator occurred at the stabilizer fitting (at the connection between the stabilizer and the actuator). 4. At the final impact of the aeroplane with the ground, the fork fitting cheeks failed under the significant weight of the actuator and the impact deceleration causing the actuator to be thrown forward towards the left side of the fuselage. 5. When being thrown away, the stationary end of the actuator impacted the left articulation plate of the stabilizer. Finally, we can conclude that the actuator remained attached to the fuselage by the lower attachment and remained electrically connected to the aeroplane up to the final impact.

Electrical circuit examination


Inspection of the stab trim circuit breaker

158

AAIU-2013-21 The above drawing shows a typical circuit breaker panel of a recent Pilatus PC-6. On the aeroplane, no aileron and rudder electrical trim were installed as well as no electrical flap motor fitted meaning that the stabilizer circuit breaker was isolated in this area of the panel and therefore very easy to reach. Before the crash, the stabilizer trim circuit breaker was protruding more than the other breakers and was equipped with an orange ring to facilitate its identification in case of emergency. The head of the stabilizer trim circuit breaker was found missing as well as the rear side. Actually, both protruding extremities had been severed at impact and could not be retrieved. However, the inner movable cylinder of the breaker was found in its original position. The remains of the circuit breaker were removed from the panel allowing pushing out of the inner movable cylinder, in a configuration as if the circuit breaker had tripped. As seen on the above picture, , the white ring appeared after pushing out the inner movable component proving that the circuit breaker was in normal position (electrical circuit was closed) when both ends were severed at impact.


This normal position of the circuit breaker indicates that no short circuit occurred and that the pilot did not pull out the breaker. Pulling out the circuit breaker is part of the procedure in case of electrical trim runaway.

159

AAIU-2013-21

Inspection of the trim interruption switch and the alternate trim stabilizer switch Rear side of the switches were also significantly damaged by fire.

The trim interrupt switch and the alternate trim stab switches were recovered and were both externally and internally examined. They were damaged to such an extent that no conclusion could be drawn and their position at impact could not be determined. Inspection of the trim actuator relays After disassembly of the housings of both relays, examination of the internal parts shows similar small plastic parts damaged inside both relays. This damage was caused by the violence of the impact. Examination of all electrical contacts did not reveal any abnormality. The contacts were clean and no sign of any previous arcing could be found. Consequently, a malfunction of the relay such as fusion welding of a contact causing the relay to remain stuck after de-energizing the coils is excluded.


Pilot stick stabilizer trim switch

160

The co-pilot stick was not installed so that no malfunction can occur at the co-pilot pitch trim switch. Hereby a drawing of the pilot grip wiring. Wires number 5, 8 and 9 are related to the pitch trim.

AAIU-2013-21

The pitch trim switch continuity was tested from the toggle switch in neutral position. This test showed there was no electrical contact between wires 9 and 5 and thereafter between wires 9 and 8.

Later, the same test was conducted while pushing the toggle switch towards the ‘up’ and ‘down’ positions. This second test showed there was a normal electrical contact inside the switch in both positions (Continuity 9 => 5 in ‘up’ and 9 => 8 in ‘down’. No anomaly was found. Switch history: The pitch trim switch was replaced by a new one on 8 March 2012. This switch is life limited at 3500 hours / 10 years as per AMM n°01975 rev.17 (Ch. 05-10-10) ‘Overhaul and replacement schedule’.


The next replacement was due at 18894 hours ACTT or 8 March 2022. Note: the co-pilot switch was not installed.

161

AAIU-2013-21

Trim actuator disassembly and inspection Knowing that no anomaly could be found to the airframe pitch trim electrical system, the last possible trim runaway could only originate from the actuator itself. However, this hypothesis was considered as very unlikely taking into account the precise fully retracted position of the movable tube. The pitch trim movable tube (rod end bearing at 46 mm) stopped at the exact position determined by the limit switch for the full nose down position. A mechanical trim runaway caused by external forces acting on the tube would not be influenced by the electrical system, and the tube could move beyond the position of the limit switch.


The following possible causes of a mechanical trim runaway have been identified: • A mechanical failure of the reduction gear/differential system • A mechanical failure of the jack screw and/or the associated gear nut • A failure of (at least) one electrical motor to perform its normal brake function

162

Above, the trim actuator, as found near the main wreckage. On the right, the actuator after removal of the housing. After the removal of the black housing of the actuator, made of a thin light alloy skin, a first inspection showed that the housing of the moveable tube was significantly deformed by the impact forces. The other internal parts did not show obvious damage.

AAIU-2013-21

The design of the jackscrew system excludes any axial translation displacement of the jackscrew while the moveable tube, fixed in rotation is designed to move only in translation. Each motor is equipped with a brake, playing its role when no electrical power is applied. Should the primary motor fail, then the pilot can use the secondary motor. The secondary motor can run the nut gear. However, running the nut gear would be useful only under the condition the (failed) primary motor works as a brake system, blocking the jackscrew. This allows the moveable tube to displace axially, in translation.


During a normal trim operation, the primary motor is energized and runs the reduction gear train to make the jackscrew turn while the secondary motor works as a brake system blocking the nut gear.

163

AAIU-2013-21

In summary: • No trim action of the pilot implies that neither the primary nor the secondary motor is energized causing the brake of each motor to remain in braking position. • Action of the pilot on the hand grip trim switch feeds the primary motor, causing the primary motor brake to release and the jack screw to turn. The secondary motor is not energized implying its internal brake holds it in position, blocking the gear nut. • Action of the pilot on the alternate trim switch feeds the secondary motor, causing the motor brake to release and the gear nut to turn. The primary motor is not energized implying its internal brake holds it in position, blocking the jackscrew. The inspection of the moveable tube, including the gear nut and the jackscrew did not show any mechanical anomaly. However, several axial pressures on the jackscrew showed that the jackscrew system was sometimes reversible meaning that it could turn and move axially only under the action of an axial force. Therefore the braking action of both electrical motors was supposed to be necessary to prevent any back-driving of the actuator under external forces, avoiding a possible mechanical trim runaway.


We tested both motors as per the Overhaul Manual OHM483-3 Chapter 2-12.1 and found the brakes were released around 8 volts (indicated either by sound or by armature starting to turn), which was normal.

164

However, this test could not exclude any doubt about the working of the brake system. The best way would be to measure the brake torque for which the trim actuator manufacturer indicated the holding torque was typically 1.4 in-lbs in both directions.

AAIU-2013-21 We found first that the rotor shaft (armature) of both electrical motors could not be turned by hand, likely under the working of the brake. The brake torque of both the primary and secondary motors was measured using a lever and a weight. The weight was progressively moved outboard until the engine brake could no longer hold the applied moment. The brake torque, measured in both directions, showed the brake of both motors was in accordance (and above) the manufacturer specification (1.4 in-lbs). Brake values in both directions are for the Primary motor around 2.5 in-lbs and around 4 in-lbs for the secondary motor.

The above electric diagram represents the horizontal trim actuator primary system (secondary system not shown) with both the pilot and co-pilot sticks installed. In the above example, the pitch trim switch provides a ground to the ‘down’ relay (blue wire) that triggers the relay, allowing the relay to provide a + (red wire) to the “Retract connection A” of the motor. This internally causes the feeding of both the electromagnet of the internal brake (brake release) and the feeding of the motor itself. The same principle applies when the pilot electrically closes the ‘up’ pitch switch. The horizontal trim actuator secondary system is simpler since it does not incorporate any relay. Feeding of the secondary motor is directly supplied from the battery through a specific circuit breaker and the alternate trim toggle switch. However, electrical supply can be interrupted by the trim actuator interrupt switch, which disconnects simultaneously both the primary system and the secondary system.


Electrical circuit

165

AAIU-2013-21

The procedure found in the AFM in case of electrical trim runaway prescribes to immediately open the “Stab trim interrupt Switch” causing the interruption of the (positive) supply to the system, including the secondary system. Interruption of electrical feed immediately stops the actuator motor(s) and lets the electromagnet brake return towards the braking position. This safety system, if correctly used in case of electrical trim runaway would not cause any problem.


An electrical trim runaway could occur because: • Pilot or co-pilot hand grips pitch trim toggle switch remaining stuck at the end of a trim action initiated by the pilot. This situation could be excluded in the accident aeroplane because the inspection of the pilot switch proved the switch was in good condition and no stick (and no switch) was installed on the co-pilot side. • An accidental chafing and subsequent aeroplane structure contact of a ground wire of both the ‘down’ or ‘up’ relays (damaged insulation, etc.). This situation had been considered as very unlikely taking into account the quality of the Pilatus electrical system combined with the fact that damaged wire insulation would first normally result in small, time-limited, poor electrical grounding, having limited effects. • A relay of the primary system remaining stuck when electrical feeding is interrupted. This situation had been considered as very unlikely taking into account the inspection of the relays showing no sign of anomaly.

166

As seen above, the hypothesis that a mechanical trim runaway had occurred could be excluded because the moving tube was found set in a position corresponding to the stop position of the internal limit switch. This demonstrates that the movement and the final stoppage of the movable tube were electrically controlled, therefore not erratic as it would have been in case of mechanical runaway. The motors are series wound DC motors with two parallel, opposite wound field windings. Depending on the desired direction of rotation, one or the other field winding is powered. The motor brake is wired in series with the field-and motorwindings and opens as soon as power is applied. During normal operation, only one field winding is powered at any time and the motor turns in the desired direction. As soon as power is removed, the motor stops and the brake engages.

AAIU-2013-21 However, study of the primary electrical circuit shows that opposite trimming, in case of (undesired) trim electrical runaway, could energize at the same time the opposite wound field windings of the motor. The tests performed using the motors of the aeroplane’s actuator showed that the motor stops turning and the brake remains released when both Extend and Retract windings are energized at the same time. This situation could only happen if an electrical trim runaway is combined with a pilot’s involuntary reflex to trim in the opposite direction instead of activating the interrupt switch. Finally, in order to clarify the issue, a traction test using an actuator in good condition was performed by AAIU. The traction tests with opposite wound field windings of the primary motor energized at the same time have not led to a mechanical runaway of the actuator. The same test was performed energizing the secondary motors, with the same results. Additionally, Pilatus performed more complete tests with tensile and compressive loads up to 10000 N, using a hydraulic test bench. The actuator was subjected to loads in steps of 500/1000N, during which the actuator never changed its position when the primary motor brake was released. A mechanical trim runaway would therefore be very unlikely in case of failure of electrical motor internal brake.

• • • • • •

•

The trim actuator moveable tube was found in full electrical (aeroplane) nose down position. The full nose down position of the moveable tube of the actuator, corresponding to the position of the internal limit switch, can exclude that a mechanical trim runaway occurred. No anomaly was found that could have caused an electrical runaway, however the wreckage was damaged to such an extent that we cannot totally exclude that an electrical trim runaway occurred. However the circuit breaker was found in a normal position. In case of a trim runaway the circuit breaker should have been manually pulled out. This procedure was well known to the pilot. The AFM procedure to apply in case of electrical runaway has been reviewed and found adequate. It has been demonstrated, during certification flights and during a flight made with an investigator on board, that the PC-6 B2H4 aeroplane remains controllable in straight horizontal flight in the range of airspeed of the accident with a full nose down trim actuator. When the accident occurred, the centre of gravity of the aeroplane was close or maybe beyond the aft limit. This CG position would have made the aeroplane more controllable in case of horizontal stabilizer trim actuator set in full nose down position.


Conclusion of the horizontal stabilizer trim analysis.

167

AAIU-2013-21


Pitch trim settings versus stick force

168

AAIU-2013-21


AFM horizontal stabilizer trim runaway procedure

169

AAIU-2013-21

Eindverslag:


170

AAIU-2013-21

Eindverslag:


171

AAIU-2013-21

Aanbeveling 2011-…….-…….. tot……………………. Het AAIU (be) doet de volgende aanbevelingen: • ………………………………… • …………………………………… • ……………………………………

Eindverslag:

Air Accident Investigation Unit - (België) City Atrium Vooruitgangstraat 56 1210 Brussel

172

Telefoon: +32 2 277 44 33 Fax : +32 2 277 42 60 [email protected] www.mobilit.Belgium.be

Verslag van het veligheidsonderzoek

Recommend Documents