Procès Concorde
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TOJIAB
Inscrit le 25/05/2007 |
# 8 janvier 2012 10:38 | |
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Greetings, Article de Pierre Sparaco sur l’imminent procès en appel de United Continental : http://www.aeromorning.com/chroniques.php?ch_id=1106 _________________ "Les cons ça ose tout, c'est même à ça qu'on les reconnait !" Michel Audiard |
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pesawat
Inscrit le 06/01/2007 |
# 8 janvier 2012 12:08 | |
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Bonjour, c'est vrai cela n'apportera plus rien a la securité ou a autre chose pour l'aéro, juste un dernier essai pour les américains pour faire accepter leur theorie de l'accident bien avant leurs lamelle de titane. |
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Concepteur30
Inscrit le 08/10/2012 |
# 8 octobre 2012 16:46 | |
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Bonjour, j'ai bien envie de réanimer ce fil, vous me dites si je me trompe quelque part : on a donc un avion supersonique, avec les caractéristiques géométriques pour le vol supersonique, ce qui lui donne des faiblesses en subsonique où il n'est pas adapté dutout. par rapport aux autres avions de ligne donc, les phases de décollage et atterrissages sont plus dangereuses. cette aile pose problème particulièrement en cas de perte de puissance, le Concorde est bien un des pires avions pour planer. cette aile a une finesse vraiment abominable (la forme Gothique est probablement la pire). le point faible est avant tout la puissance... il en faut beaucoup. alors, pourquoi cette aile traine autant en vol lent ? examinons les caractéristiques : - tout d'abord l'incidence : ce genre d'aile nécessite plus d'incidence pour obtenir la même portance (comparée à une de taille équivalente et forme classique), d'ailleurs je crois qu'on peut dire qu'on le constate visuellement. donc cabré ainsi... il faut vraiment que ça pousse (trainée induite). de plus, que je sache les ailes avec une forte flèche au BA (Delta) ont la trainée qui augmente plus vite avec l'incidence que les autres. sur le Mirage 4 par exemple des pilotes ont dit qu'en virage tres serré maintenu (genre combat tournoyant), la vitesse chutait radicalement malgres la manette des gaz à fond (PC). - ensuite les Elevons : placés à l'arrière de l'aile et produisant la déportance qui appuie sur l'arrière donc, en les relevant plus ou moins vers le haut (rôle attribué d'habitude à l'empennage horizontal placé au bout de la queue et ayant donc un grand bras de levier... donc moins braqué pour le même moment en tanguage), quand sur d'autres avions classiques l'aile aurait servi uniquement pour produire de la portance sur toute sa corde, voir avec carément des volets braqués vers le bas (MIG-21). donc, que je sache, la déportance des èlevons à l'arrière de cette aile, contamine la portance de l'aile. on a de la portance, puis une zone neutre (pression ambiante), puis à l'arrière de la déportance... qui s'ajoute au poids ! question finesse que je sache, elle a toujours été bien moins bonne sur les avions sans empennages. - l'aspect de l'aile : si vous voulez une bonne aile subsonique qui plane bien, il faut le moins de flèche au BA possible, et un grand allongement (exemple les ailes de planeurs évidemment). à l'inverse on voit bien que celle du Concorde bat des records de forte flèche et de court allongement. elle n'est donc vraiment pas faite pour planer. - le Centrage : il compte certes pour l'équilibre de l'avion et sa stabilité, mais... il a aussi des conséquences considérables sur la finesse. et ça c'est tres intéressant. quand on le déplace, surtout sur ce genre d'avions, qui planent mal... les conséquences sur la finesse se font sentir radicalement. la finesse est la meilleure quand le CG est à sa position la plus arrière, dans ce cas on constate que les èlevons ne sont pas relevés, ils sont bien alignés avec l'aile. cette position arrière est celle utilisée à tres grande vitesse... il aurait fallu laisser le CG à cette position là, pour garder une bonne finesse le reste du vol et notament décollages/atterrissages. seulement voila... la stabilité... à faible vitesse en laissant le CG là... c'est tres dangereux. c'est pourquoi sur le Concorde, plus il vole lentement et plus on l'avance. c'est au décollage et à l'atterrissage que le CG est dans sa position la plus avant. il me semble ? --> peut-on avoir les positions CG précises en fonction du vol... c'est donc dans cette situation que les èlevons sont les plus relevés. Donc, les plus grandes faiblesses de cet avion sont : le vol plané, ou la perte de puissance (du à des pannes réacteurs), la vitesse de décrochage élevée, la longueur de piste nécessaire, les contraintes exercées sur les pneus dans ces conditions (72 creuvaisons), la tres mauvaise vitesse ascentionelle (vu la puissance disponible on peut dire qu'il grimpe mal), les virages serrés... et je n'imagine même pas le résultat en vol disymétrique... d'ailleurs, est ce qye quelqu'un peut m'expliquer pourquoi sur cet avion on a écarté autant les réacteurs ? contrairement au TU-144 par exemple. ou au Valkyrie ou les 6 sont collés. voler en travers avec un fuselage droit comme ça, avec dérive braquée... bref, la méchante lamelle, je vois les choses différemment à propos de l'avion de ligne coupable qui a perdu ce petit bout... regardez le nombre de companies aeriennes sur terre, regardez le trafic aérien commercial mondial chaque jour (c'est impressionnant tous les petits points verts...). certes, les mécanos ont mal fait leur boulot, et il y a cette lamelle qui est tombée... m'enfin vous avez vu le trafic ?? je pense que la probabilité pour que tôt ou tard il y ait eu une pièce sur une piste était tres élevée. à la limite, conaissant le Concorde, on aurait du embaucher des gars avec une voiture ou une moto, pour parcourir la piste rapidement par précaution avant chaque décollage du concorde, vu l'avion... ça aurait été justifié. non ? tout de même... une creuvaison ne devrait pas provoquer un crash. et je pense que si on cherchait sur toutes les pistes du monde... on en trouverait de la ferraille... donc pour moi, les creuvaisons doivent êtres envisagées. est ce que quelqu'un a des détails sur ce qu'il s'est passé précisément dans le cockpit et aux commandes ? (Dernière édition le 9 octobre 2012 16:33) _________________ concepteur specialiste stabilité et réglages : http://deltarc.blog4ever.com/blog/photo ... deles.html |
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eolien
Inscrit le 30/01/2008 |
# 8 octobre 2012 19:35 | |
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Bonsoir Concepteur, Non, l'A340 ne peut pas décoller sur 2 réacteurs. (Déjà qu'il ne grimpe pas vite avec ses 4 "APU" …  )Il peut, comme tous les multi-moteurs, poursuivre le décollage en cas de panne d'un moteur à V1. Tout quadri peut ensuite avoir une panne d'un deuxième moteur dès que sa Masse lui permet de le supporter… c'est à dire de maintenir une pente positive (  ) ou nulle. On parle alors d'altitude de rétablissement N-2.Vous pouvez refaire l'histoire à votre convenance. Les faits sont jugés en appel, les responsables désignés. Le jugement sera rendu le 29 novembre 2012. L'équipage n'a pas été critiqué. Ils ont fait ce qu'ils ont pu. Inutile de venir chercher ici à salir leur mémoire. Merci. Bonne soirée, Eolien Ps : je place ici un extrait du rapport Final du BEA et j'engage ceux qui seraient tenté, une fois de plus, de jeter l'opprobre sur l'équipage de lire attentivement le tout dernier paragraphe. Figure 79 : Trajectoire de l'avion au décollage A 14 h 42 min 30,4 s, soit au temps de référence FDR 97560,9, le claquement caractéristique des manettes en butée pleine puissance est entendu. Le commandant de bord donne le top décollage une seconde plus tard. Le centre de gravité de l'avion se trouve à environ quatre-vingt-dix mètres du seuil de piste. A 14 h 42 min 54,6 s, conformément à la procédure, l'OPL annonce 100 kt. La vitesse enregistrée (CAS) a effectivement cette valeur et, comme le montre la variation du Nz enregistré, l'avion vient de franchir la discontinuité de piste asphalte/béton située à six cents mètres du seuil de piste. Sa trajectoire est centrée. L'OMN annonce les quatre vertes à 14 h 42 min 57 s. Cette annonce fait référence aux GO LIGHTS et confirme le bon fonctionnement des moteurs, y compris de la post combustion. La CAS est enregistrée à 108 kt. L'annonce V1 est faite à 14 h 43 min 03,7 s. L'accélération et la distance parcourue sont parfaitement conformes à la simulation calculée à la MTOW et la valeur de l'accélération longitudinale montre une pleine poussée des quatre moteurs, ce que confirment les paramètres des moteurs 1 et 2 enregistrés aux temps 14 h 43 min 08 s et 14 h 43 min 09 s. A 14 h 43 min 09,5 s (temps FDR 97600), on note une faible variation du Ny non commandée par le palonnier. L'avion se trouve alors à environ 1 700 m du seuil, dans la zone où les premiers éléments du déflecteur d'eau ont été retrouvés. C'est probablement le moment où la roue n° 2 passe sur la lamelle métallique. Dans la demi-seconde qui suit, un bruit net et bref est enregistré. La CAS vaut 175 kt, la distance est d'environ 1 720 m. Il est probable que ce bruit est la conséquence de la détérioration du pneumatique. C'est en effet dans cette zone que l'on trouvera sur la piste la lamelle métallique et le gros morceau de pneumatique. A 14 h 43 min 11 s, un changement très net du bruit de fond est perçu, la CAS est de 178 kt et la distance de 1 810 mètres. Les premières traces du pneu n° 2 sont relevées sur la piste. On y retrouve aussi le morceau d'intrados du réservoir 5 puis la tache de kérosène à 1 820 mètres. A 1 850 mètres, les premières traces de suie très denses sont relevées. Ces observations permettent d'établir que du carburant a fui en grande quantité avant que le feu ne se déclenche et se stabilise. A l'examen très fin de la séquence, le changement de bruit de fond semble être la conséquence de l'allumage et de la stabilisation de la flamme. Ceci est cohérent avec l'annonce du contrôleur qui signalera, à 14 h 43 min 13,4 s, de grandes flammes à l'arrière de l'appareil. Quelques dixièmes de secondes après le changement de bruit de fond, le cap commence à diminuer au taux de 1°/s sans que l'on observe de variation significative de l'accélération longitudinale, ce qui confirme que l'avion n'a pas encore subi de perte de poussée significative. Ce changement de cap est vraisemblablement la conséquence d'une combinaison de l'éclatement du pneu et de la perturbation aérodynamique causée par la fuite et le feu. A 14 h 43 min 11,9 s (temps FDR 97602,4), on entend un son inintelligible et dont il n'a pas été possible d'identifier l'origine. La CAS vaut alors 182 kt et la distance au seuil de piste est de 1 885 mètres. C'est à ce moment que le commandant de bord commence à braquer à droite la gouverne de direction, braquage léger (d'abord 8° puis stabilisation à une valeur moyenne de 5°) en réaction au léger départ à gauche de l'appareil. La dernière valeur nominale du Nx, soit 0,268 g, est enregistrée au temps 97602,5. Entre 14 h 43 min 12 s (97602,5) et 14 h 43 min 13 s (97603,5), les moteurs 1 et 2 subissent leur première perte de poussée. Cette perte de poussée est confirmée par l'enregistrement du Nx à sa valeur minimale 0,133 au temps 97603,5, alors que l'OPL s'écrie « Attention ! ». Les GO LIGHTS des moteurs 1 et 2 s'éteignent. On a vu que l'absence d'endommagement significatif conduit à expliquer la forte perte de poussée du moteur 2 par l'ingestion de gaz chauds alors que celle du moteur 1 peut s'expliquer aussi bien par l'ingestion de débris dus à la détérioration du pneumatique que par l'ingestion de gaz chauds. Dans la même seconde (le paramètre CCLN montre que le manche est tiré au plus tard à 14 h 43 min 12,2 s), le commandant de bord commence à tirer de façon modérée sur le manche. La CAS est de 183 kt et la distance au seuil de 1 915 mètres. C'est dans cette zone que de nombreuses personnes aperçoivent un phénomène lumineux intense accompagné d'un fort bruit de pompage. L'embardée à gauche constatée à 14 h 43 min 13,4 s, cette fois au taux de 2°/s, est la conséquence directe du mouvement de lacet provoqué par la forte perte de poussée des moteurs 1 et 2. La poussée constatée n'est plus que de 50 %, elle est essentiellement délivrée par les moteurs 3 et 4. Il n'y a pas encore d'alarme feu dans le poste de pilotage. La levée du train avant, qui intervient quelques dixièmes de secondes plus tard, alors que la CAS est de 187 kt et la distance de 2 045 mètres, est parfaitement cohérente avec l'action sur la profondeur. Elle pourrait être la conséquence de la prise en compte par l'équipage d'une situation anormale non identifiée. On peut noter que la cadence (1°/s) est plus faible que la normale, ce qui suggère que l'équipage est conscient du déficit de vitesse. Au moment où se produit l'embardée à gauche, un nouveau braquage de la gouverne de direction est enregistré. Il atteint 20° à droite à 14 h 43 min 15,7 s, alors que l'embardée atteint la valeur maximale de 5° (cap = 264°), puis il décroît vers 10° et se stabilise. Les simulations décrites au paragraphe 1.16.13 ont permis d'expliquer le phénomène et pourquoi l'avion a continué de dévier de sa trajectoire. Dans le même temps, le moteur 1, en phase de ré-accélération, délivre environ 80 % de sa poussée nominale et on entend une interjection de l'OMN. La CAS est de 196 kt. Ainsi, pendant les trois secondes au cours desquelles vont se succéder les événements qui conduisent à la catastrophe, l'équipage a perçu par de multiples canaux un ensemble d'anomalies : des bruits inhabituels, des sensations inertielles provenant du violent à-coup d'accélération latérale directement associé à la perte de poussée et de la chute brutale de l'accélération longitudinale, peut-être des odeurs et l'éclat lumineux généré par l'inflammation du kérosène qui fuyait. Entre 14 h 43 min 16,1 s et 14 h 43 min 18,1 s, le voyant GO LIGHT du moteur 1 se rallume. Cela signifie que le débit de carburant et la P7 de ce moteur sont respectivement supérieurs à 20,5 t/h et 39,1 psi et qu'il approche de sa poussée nominale. Par contre, les paramètres du moteur 2 enregistrés après sa perte de poussée montrent qu'il délivre une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime ralenti, soit environ 3 % de sa poussée nominale. A 14 h 43 min 20,4 s, l'OMN annonce la panne du moteur 2 conformément aux procédures en vigueur, la vitesse est de 203 kt, la distance de 2 745 m et l'assiette de + 9°. Dans la seconde suivante, la lecture des paramètres fait apparaître que le moteur 2 est en légère réaccélération et délivre une poussée d'environ 15 % de la poussée nominale. Les voyants GO LIGHTS des moteurs 1 puis 3 et 4 s'éteignent, en réaction normale au délestage de l'amortisseur du train principal gauche. Entre 14 h 43 min 20,9 s et 14 h 43 min 21,9 s, le moteur 1 subit un deuxième pompage, causé par une ingestion de gaz chauds et/ou de kérosène favorisée par le changement d'incidence de l'avion. Il ne délivre plus qu'une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime ralenti. Quant au moteur 2, en cours de réaccélération, son entrée d'air auxiliaire commence à se rouvrir, ce qui provoque une nouvelle aspiration de gaz chauds et un nouveau pompage. L'avion se retrouve à nouveau avec une poussée délivrée essentiellement par les moteurs 3 et 4. Dans le même temps, une balise du bord gauche de la piste est cassée par le passage de la roue n° 6. La déviation de trajectoire s'est poursuivie, l'avion se trouve à environ 22,5 m de l'axe de piste. Aucun composant de cette balise n'a été identifié parmi les débris retrouvés lors du démontage des moteurs 1 et 2. A 14 h 43 min 21,3 s, on entend une manipulation de sélecteur, identifiée comme le passage d'un TCU, probablement celui du moteur n° 2, de MAIN à ALTERNATE. Cette procédure effectuée par l'OMN a pour but de récupérer, en permutant les calculateurs, un fonctionnement normal du moteur. A 14 h 43 min 21,9 s (temps FDR 97612,4) le décollage de l'avion est effectif. La vitesse est de 205 kt, la distance du seuil de piste de 2 900 m et l'assiette de + 10°. Dans la seconde suivante, on entend la sonnerie alarme feu, suivie d'un gong, et le paramètre Engine Warning est enregistré. On entend sur la fréquence radio, vraisemblablement en provenance d'un équipage en attente, « (?) ça brûle bien hein ? » et quelques secondes plus tard « (?) ça brûle et je suis pas sûr que ça vienne du moteur ». Le premier échantillonnage de paramètres du moteur 1 après le deuxième pompage montre qu'il délivre une poussée à peine supérieure à celle correspondant au régime de ralenti. Quant aux paramètres du moteur 2 enregistrés à partir de 14 h 43 min 24,7 s, ils confirment son pompage et montrent qu'il est également au régime de ralenti. A 14 h 43 min 24,8 s, l'OMN annonce « coupe le moteur 2 ». Dans la même seconde, le commandant de bord appelle la procédure feu réacteur. Moins de deux secondes plus tard, on entend un bruit que l'analyse spectrale et l'examen des sélecteurs HP ont montré être dû à la manette de puissance amenée en butée ralenti. L'activation de la poignée coupe-feu du moteur 2, retrouvée tirée sur l'épave, intervient dans les secondes suivantes. Un peu après 14 h 43 min 27 s, l'OPL appelle l'attention sur le badin. La vitesse est alors de 200 kt pour une V2 de 220 kt (la Vzrc trois moteurs et train sorti est de 205 kt). Dans la seconde suivante, on entend un bruit identifié comme étant la chute des palettes des compensateurs électriques de tangage. Ceci s'explique par le fait que l'avion ayant une incidence importante, le compensateur de tangage s'est retrouvé hors plage d'utilisation normale pour contrer cette incidence. Un gong, identifié comme l'alarme consécutive à la chute des palettes, est également entendu. Par la suite, il n'y aura plus de mouvement du compensateur de tangage. Le régime N2 du moteur 2 passe sous les 58 %, entraînant le passage automatique en mode CONTINGENCY des moteurs 1, 3 et 4. Le moteur 1, en phase de récupération du second pompage, ne fonctionnera dans ce mode que sept secondes plus tard. La poussée qu'il délivre alors est inférieure de 5 % à la valeur nominale avec réchauffe en mode CONTINGENCY. Ce déficit de poussée peut s'expliquer par les détériorations dues à l'ingestion initiale de fragments solides, car une ingestion de gaz chauds ou de kérosène à ce moment n'aurait pas conduit à la stabilité ultérieure des paramètres du moteur. A 14 h 43 min 30 s, le commandant de bord demande la rentrée du train. La vitesse est toujours de 200 kt, la radiosonde indique 100 ft et le taux de montée instantané calculé est de 750 ft/min. Dans les secondes suivantes, le contrôleur confirme qu'il y a de fortes flammes derrière l'avion. Le moteur 1 délivre maintenant environ 75 % de sa poussée nominale et la réchauffe vient de se rallumer. L'OMN reprend « le train » à l'attention de l'OPL qui accusait réception de l'information donnée par le contrôleur. L'alarme sonore indiquant la détection de fumée dans les toilettes est enregistrée par le micro d'ambiance ; on a pu expliquer cette alarme par le fait que du mélange carburé ingéré par un des moteurs gauches a été prélevé pour le conditionnement d'air et diffusé dans la cabine et les toilettes avant, sans toutefois exclure qu'il s'agisse d'une fausse alarme. Le fait qu'elle ait été enregistrée par le micro d'ambiance montre aussi que la porte du poste de pilotage était ouverte lors du décollage, ce qui est une pratique habituelle sur Concorde. A 14 h 43 min 35,5 s, l'OMN répète « le train ». Dans la seconde suivante, on entend un gong correspondant très probablement à l'alarme consécutive à la baisse de la pression d'huile due à la coupure du moteur 2. Le paramètre Engine Warning apparaît de nouveau sur le FDR. A 14 h 43 min 37,7 s, l'OMN répète « le train » et l'OPL répond « non ». Le voyant rouge WHEEL situé au-dessus de la commande de rentrée du train d'atterrissage s'est en effet vraisemblablement allumé à la suite de la détection de sous-gonflage provoquée par la détérioration du pneu n° 2 et la procédure demande dans ce cas de ne pas rentrer le train d'atterrissage, sauf si la sécurité l'exige. A 14 h 43 min 39 s, le commandant de bord ordonne « train rentre » pendant que l'OPL accuse réception d'un message du contrôle. Trois secondes plus tard, l'alarme feu du moteur 2 se réactive avec son gong associé. Elle s'interrompra durant quelques secondes après que l'OMN percute les bouteilles d'extinction (les deux extincteurs situés dans l'aile gauche ont été retrouvés percutés sur l'épave). A 14 h 43 min 45,6 s, l'OPL répond probablement « j'essaye » à l'ordre donné par le commandant de bord, ce qui s'interprète comme une tentative de rentrée du train d'atterrissage. C'est dans le même temps que l'OMN indique « je percute ». Le paramètre System surveillant l'intégrité du système de détection de sous-gonflage s'active, ce qui indique que ce système était opérationnel jusqu'à cet instant. Dans la seconde suivante, le commandant de bord demande « (est-ce que) tu coupes le réacteur deux là » et l'OMN répond « j'ai coupé ». A 14 h 43 min 49,9 s l'OPL annonce de nouveau « le badin ». Cette mise en garde, répétée environ une dizaine de secondes plus tard, s'explique par le fait que la vitesse reste aux environs de 200 kt, inférieure à la vitesse de montée initiale avec moteur en panne de 220 kt. Entre 14 h 43 min 49,5 s et 14 h 43 min 54,5 s (temps FDR 97640 et 97645), on commence à noter les premières différences entre l'attitude de l'avion et celle qui devrait résulter des actions effectuées sur les commandes de vol (petites interactions gauchissement/tangage et profondeur/inclinaison). Ces différences paraissent s'expliquer par les conséquences du feu sur la voilure gauche, notamment au niveau de l'élevon interne. L'incidence est alors de 13°. A 14 h 43 min 56,7 s (temps FDR 97647,2), alors que la CAS est de 211 kt, l'OPL constate et annonce que « le train ne rentre pas ». Cette annonce confirme l'interprétation du « j'essaye ». L'analyse de panne a montré que cette non-rentrée du train d'atterrissage est due à la non-ouverture ou à la non-détection de pleine ouverture de la trappe du train atterrissage principal gauche (§ 1.16.10). Cela fait trente-cinq secondes que la flamme est établie. On observe une perturbation du Nx qui pourrait résulter d'un pompage important et bref du moteur 1, non visible car ses paramètres ne sont pas enregistrés à cet instant. A 14 h 43 min 58,6 s, l'alarme feu du moteur 2 reprend. Elle retentira jusqu'à la fin du vol. Dans la seconde suivante, l'alarme GPWS « Whoop Whoop Pull Up » est entendue à trois reprises, avec les paramètres suivants : nez à 5°, hauteur radiosonde de 165 pieds, taux de descente d'environ 160 ft/min. Entre 14 h 43 min 59,5 s et 14 h 44 min 11,5 s (temps FDR 97650 et 97662), on note une première perturbation sur les paramètres FF et EGT du moteur 1. Une deuxième perturbation sera enregistrée huit secondes plus tard, la CAS étant de 207 kt. A 14 h 44 min 01 s, la gouverne de direction passe en mode mécanique, ce qui entraîne la perte de la fonction d'auto stabilisation de lacet. A 14 h 44 min 11,5 s, les paramètres du moteur 1 montrent une décélération franche, conséquence d'un pompage sévère. Il ne reste plus que les moteurs 3 et 4 en fonctionnement. 2.1.4 La perte de contrôle de l'avion L'incidence va évoluer en douze secondes de 12° vers une valeur supérieure à 25°, l'inclinaison à gauche va passer de 2° à 113° (valeur enregistrée quatre secondes avant la fin de l'enregistrement) et le cap magnétique va diminuer de 270° à 115°. L'analyse spectrale a montré que les bruits de sélecteur qui sont alors entendus peuvent être attribués à la mise en butée ralenti de manettes de puissance. Cette réduction de la poussée des moteurs 3 et 4 visait probablement à diminuer la forte inclinaison à gauche provoquée par l'importante dissymétrie de poussée et par la destruction d'éléments essentiels de gouvernes par le feu. La diminution de poussée de ces deux moteurs a été accentuée par un pompage dû à la distorsion de la veine d'air causée par l'incidence et le dérapage atteints à cet instant. Dans ces conditions extrêmes, la combinaison de la dissymétrie latérale et du déséquilibre important poussée/traînée, non compensables par une mise en descente, conduit à la perte de contrôle. Cette perte de contrôle a été probablement accélérée par les dégâts structuraux causés par l'incendie. En tout état de cause, même avec le fonctionnement des quatre moteurs, les dégâts importants causés par l'intensité du feu à la structure de l'aile et à certaines commandes de vol auraient rapidement conduit à la perte de l'avion. 2.2 Actions de l'équipage Lors des trente-huit premières secondes du décollage, l'équipage est dans une situation parfaitement normale. Le passage des vitesses 100 kt et V1 est annoncé sans aucun indice de problème. Dans la trente-neuvième seconde, un bruit inhabituel apparaît, puis, trois secondes plus tard, l'équipage perçoit des accélérations longitudinales et latérales extrêmement brutales dues à la brusque perte de poussée des moteurs 1 et 2. Dans la même seconde, la trajectoire s'infléchit vers le bord gauche de la piste. Quarante et une secondes après le top décollage et à la vitesse de 183 kt, soit environ 15 kt avant la vitesse de rotation prévue, le commandant de bord débute une rotation lente et agit sur le palonnier droit. Il incline en même temps le volant légèrement vers la droite. Une seconde plus tard, l'OPL dit « Attention ! », sans action apparente sur les commandes de vol. Lors du briefing décollage, l'équipage avait pré-activé ses schémas mentaux pour un décollage normal et pour faire face éventuellement à une panne moteur. Ceci fait appel à toutes les connaissances acquises lors des entraînements ou des vols simulés. Il était donc particulièrement conscient de l'importance vitale de la vitesse sur Concorde, notamment de la Vzrc. En revanche, il n'était pas préparé à une double panne moteur durant le roulement au décollage, hautement improbable et qui n'est pas prise en compte dans la certification de l'avion ni n'est, par conséquent, abordée lors de la qualification et de l'entraînement des équipages. De ce fait, il n'avait pas de référence pour l'identifier et pas de solution préétablie pour y faire face, en dehors du traitement de la panne sur un moteur. L'OMN, qui dans cette phase de vol se consacre essentiellement à la surveillance des paramètres moteurs en vision centrale, a sûrement constaté la perte de poussée des moteurs 1 et 2. C'est probablement ce constat qui l'a amené à dire «stop ». Puis, constatant que le moteur 1 était en phase de nette reprise, il a annoncé la panne par une communication verbale hésitante « panne mot..., panne moteur 2 », ce qui est révélateur de son trouble. Remarque : la simulation décrite au paragraphe 1.16.13.4 a montré qu'une interruption du décollage aurait conduit à une sortie de piste à grande vitesse. Dans ces conditions, les trains d'atterrissage se seraient effacés et avec l'incendie qui faisait rage sous l'aile gauche, l'avion se serait immédiatement embrasé. La double panne se produit après V1, à quelques secondes de la vitesse de rotation. La tenue d'axe devient difficile et les débattements de commandes nécessaires pour la conserver sont plus importants que ceux habituellement utilisés lors des entraînements à la panne moteur. Le bruit de fond est aussi totalement modifié. Les accélérations longitudinales et latérales subies en cockpit sont tout à fait inusuelles et l'ensemble des perceptions sensorielles en poste à ce moment sont similaires à celles d'une sortie latérale de piste. Par ailleurs, l'étude a montré que les accélérations latérales en poste étaient ressenties plus tôt par l'équipage que les accélérations enregistrées au centre de gravité de l'avion et qui modifient sa trajectoire. Il en résulte une anticipation des actions correctrices sur les commandes. Les essais effectués sur un simulateur de vol, bien que ne reproduisant pas les accélérations décrites plus haut, ont montré qu'en cas de double panne moteur au décollage, la sensation visuelle en poste était proche de celle d'une sortie latérale de piste imminente. L'accumulation instantanée de toutes ces entrées sensorielles a placé l'équipage dans une situation totalement inconnue, avec une dynamique très forte, sans solution préétablie pour y faire face dans une phase où, ayant passé V1, il était mentalement prêt pour la rotation. Dans cet environnement exceptionnel et inconnu, la décision de décoller au plus tôt paraît alors s'être imposée. La cadence de la rotation semble également confirmer que le pilote était conscient de débuter la rotation à une vitesse inférieure à VR. La coupure du moteur 2 avant quatre cents pieds découle d'une logique d'analyse du commandant de bord et de l'officier mécanicien navigant. En effet, moins de trois secondes après que la panne du moteur 2 a été annoncée par l'OMN et que le contrôleur a informé l'équipage de la présence de flammes à l'arrière de l'appareil, l'alarme feu moteur (alarme rouge) et le gong associé retentissent. L'environnement exceptionnel décrit plus haut amène tout naturellement l'OMN à demander la coupure du moteur. Ceci est immédiatement confirmé par l'appel de la procédure feu réacteur par le commandant de bord. En effet, ce moteur est pratiquement au régime ralenti depuis plusieurs secondes et l'alarme feu est active. Le moteur sera ainsi coupé selon la procédure « feu réacteur » après avoir fonctionné douze secondes à faible régime. Il est important de rappeler que le manuel de vol du Concorde demande une réaction immédiate de l'équipage en cas d'alarme rouge. L'équipage n'avait aucun moyen à sa disposition pour prendre pleinement conscience de la réalité de la situation. Il a réagi instinctivement à la perception d'une situation inconnue d'une exceptionnelle gravité qu'il évaluait au travers de ses sensations. Chaque fois que la situation le lui a permis, il a appliqué, de manière professionnelle, les procédures établies. (Dernière édition le 8 octobre 2012 20:13) |
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TAMERL
Inscrit le 03/07/2012 |
# 8 octobre 2012 21:38 | |
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Bonsoir, Il n'y a rien a dire sur le comportement de l'équipage dans cette situation désespérée Ils ont fait l'objet d'un grand proffessionnalisme, respect et hommage en particulier au Cdt Marty Quand à l'avion c'est le meilleur compromis entre basses vitesses et supersonique, ce qu'oublie Conceptor c'est que ce n'est pas un modèle réduit motorisé et que sa théorie sur le centre de gravité omet complètement le role du transfert carburant pour le controle du foyer aéro... |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 9 octobre 2012 09:39 | |
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Bonjour, Concepteur30, dans les années 50 et à l' avenir, il n' y a que la formule delta qui permette le vol supersonique, sauf avec des avions très motorisés type F-15 F16 F18 F22 F35 mais à relativement faible autonomie. Un futur hypersonique sera aussi delta sur ses moignons d' ailes nécessaires pour avoir des vitesses de décollage et d' atterrissage acceptables, comparables à celles de Concorde. Il n' y avait pas le choix, si non de ne rien faire... C' était la seule formule qui permettait un volume de kérosène suffisant (et encore, il a fallu en rajouter en soute et à l' AR du fuselage) pour espérer faire Paris-NY, compte tenu de la consommation des moteurs simple-flux obligatoires de l' époque.... Vous devez pouvoir trouver des photos sur lesquelles vous constaterez que le braquage des élevons en approche est presque nul sur les avions de série et très faible à l' arrondi presque inexistant (Dernière édition le 9 octobre 2012 10:00) |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 9 octobre 2012 11:48 | |
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Les voilures delta ne sont pas faites pour planer sauf sur delta-plane. Mais elles planent! Il suffit pour cela de garder un bon badin pour rester à faible incidence. Le taux de chute est élevé (voir navette spatiale largement moins aérodynamique que Concorde), mais permet de sauver l' appareil si l' altitude à laquelle se produit la panne est suffisante par rapport à une piste à proximité, comme cela est arrivé à plusieurs Mirage III; je ne connaît pas de cas sur Mirage 2000. |
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Concepteur30
Inscrit le 08/10/2012 |
# 9 octobre 2012 16:25 | |
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Est ce qu'il y a des avions qui arrivent à grimper avec 2 réacteurs /4, ou 2/3, ou 1/2 ? peut être des subsoniques à ailes droites... euh, oui désolé, mais alors les responsabilités... ? ingestion de gaz chauds, donc la fuite et la flamme de carburant était devant ou à côté des entrées d'air ? (je ne savais pas que le trou était autant en avant). du coup la perte de puissance du 1 s'explique bien... avec les réacteurs 1 et 2 qui ne poussent quasiment pas, l'avion était foutu, il n'y avait donc rien à faire. le train n'a pas voulu rentrer sous prétexte de pneus éclatés ? zut alors. le train n'est jamais rentré. merde il y a eu un problème de trappe (je l'apprends), donc un pépin de plus qui aggrave la situation. GPWS à 50m de haut, purée il était vraiment en raze-mottes. 12° d'incidence c'etait deja pas mal, mais alors + de 25° !! qu'est ce qui a fait ça ? je ne savais pas non-plus qu'il avait carément dépassé le vol tranche en roulis. il est vraiment parti en début de vrille en quelque sorte... ils ont fait ce qu'ils ont pu. effectivement. ... bien sur la forme Delta, mais... les autres projets d'avons civils supersoniques (américains par exemple) ont un empennage horizontal. pas des èlevons. pour l'aérodynamisme sur avions supersoniques, est ce que la meilleure position d'un réservoir ce n'est pas dessous, ventral ? (comme les réservoirs additionels des chasseurs). plutot que d'épaissir les ailes... et je ne sais tjrs pas pourquoi les nacelles réacteurs sont écartées. et, sachant pour les creuvaisons, n'aurait-on pas pu modifier l'avion suffisemment pour lui mettre des sortes de "gardes-boue", en agrandissant les logements... ou alors il aurait fallu mettre au point d'autres pneus... donc, les responsabilités ? idée trop risquée ? _________________ concepteur specialiste stabilité et réglages : http://deltarc.blog4ever.com/blog/photo ... deles.html |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 9 octobre 2012 16:50 | |
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Le projet Lockheed 2000 était un delta pur comme Concorde. Celui de Boeing, le 2707 était un delta empenné, ce qui avait permis de monter des becs et des volets pour moins de surface de voilure. Les réservoirs sous voilure/fuselage augmentent trop la traînée. Même les avions de combat avec 2 réservoirs sous voilure ne son plus supersoniques (sauf avec petits réservoirs de faible diamètre). Les nacelles réacteurs sont relativement écartées à cause de la hauteur d' atterrisseur nécessaire à l' atterrissage surtout. Encore avait-il fallu prévoir des amortisseurs vidangeables lors du relevage pour pouvoir loger les roues dans le fuselage. Sans cette astuce, la voie des atterrisseurs aurait du être élargie et les nacelles encore plus loin de l' axe donc. Concorde est parti en virage engagé suite à la perte de 2 moteurs du même côté. Il lui aurait fallu une dérive nettement plus grande pour espérer s' en sortir. Même si cet accident avec été imaginé 40 ans plus, une super dérive n' aurait pas été adoptée, le supplément de poids et de traînée l' auraient empéché de faire Paris NY avec les seuls moteurs diqponibles. Tous les bimoteurs peuvent monter sur un moteur, sans cela, ils n' auraient jamais été certifiés. (Dernière édition le 9 octobre 2012 17:15) |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 9 octobre 2012 17:32 | |
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Suite après bug Les tri et quad peuvent monter avec un moteur en moins, si non, même sanction. Concorde est parti en virage engagé suite à la perte de 2 moteurs du même côté. Pour espérer s' en sortir (incendie mis à part), il lui aurait fallu une dérive nettement plus grande ou une vitesse nettement supérieure. Même si ce cas d' accident avait été envisagé au début des années 60, ce choix n' aurait pu être fait car le supplément de poids et de traînée auraient empéché un vol Paris/NY avec les seuls moteurs disponibles à l' époque... (Dernière édition le 9 octobre 2012 17:35) |
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Concepteur30
Inscrit le 08/10/2012 |
# 11 octobre 2012 16:15 | |
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Quelle était la quantité de kérozène, combien de tonnes ? peut être que c'etait trop ambitieux de faire Paris - New-York avec cet avion supersonique. un peu trop loin pour lui. le poids était peut être exagéré... si on compare la charge alaire maxi avec celle du Mirage-4 cela nous fait : 33000 kg / 78 m2 = 423 kg/m2 maxi pour le M-4. 185000 kg / 360 m2 = 513 kg/m2 pour le Concorde. ça fait une sacres différence, il était bien plus chargé au maxi. a-t-on exagéré ? concernant l'écartement des nacelles réacteurs, soi-disant pour avoir de la place pour le train, le train du Tu-144 lui rentrait dans les nacelles : http://jn.passieux.free.fr/images/Tu144.jpg donc pas besoin d'écarter les réacteurs. de plus, les entrées réacteurs sont bien plus en avant, par conséquent... les réacteurs n'auraient pas ingéré des gaz chauds, ils n'auraient probablement pas étés endommagés, donc l'avion aurait eu sa puissance pour monter, faire un tour et se poser. je pense donc que... si le TU-144 c'etait pris la lamelle il ne se serait logiquement pas crashé. de plus il n'y a pas d'èlevons en position centrale contre le fuselage, aucune gouverne n'aurait été endommagée. ce sont des choix de conception quand même différents du Concorde. (Dernière édition le 11 octobre 2012 16:19) _________________ concepteur specialiste stabilité et réglages : http://deltarc.blog4ever.com/blog/photo ... deles.html |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 11 octobre 2012 16:43 | |
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Concorde avait une aile bien plus travaillée et plus efficace à basse vitesse que celle du M IV "simple planche biconvexe symétrique". C' est pour cela qu' il a pu arriver aux 500 kg/m² malgré un rapport P/W moins favorable. Pour pouvoir faire Paris/NY, il a fallu porter la masse de kéro à 96 t dont 16 de réserve règlementaire, c' est à dire alourdir Concorde de près de 40 t par rapport aux prototypes, et pousser les moteurs en conséquence tout en acceptant une vitesse de décollage supérieure (420 km/h environ!!). La position des moteurs a été choisie dès les premiers projets vers la fin des années 50. Les russes ont fait un autre choix à partir de la taille de leur moteur. Leur choix a abouti à une longueur de nacelle et donc à une masse et surface mouillée de nacelle nettement supérieure, entraînant (entr' autre) une utilisation de la réchauffe en début de croisière pénalisante au regard de l' autonomie. Le TU144 avait un plus grand nombre de roues plus petites ( il fallait faire pivoter le boggie de 90° avant de le loger entre les 2 manches à air). On ne peut pas dire quelle conséquence aurait eu un éclatement de pneu. Peut-être n' y aurait-il eu que la nacelle qui aurait subit l' impact du débris de pneu? (Dernière édition le 11 octobre 2012 16:58) |
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nago
Inscrit le 07/01/2007 |
# 11 octobre 2012 18:48 | |
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Bonsoir à tous, Diable, tout a été déjà dit. Pourquoi donc la "ramener" sur ce sujet ? Rien de nouveau va en ressortir. Navré, pour mon compte, je n'aime pas les plats réchauffés.... Bonne soirée. Nago. |
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eolien
Inscrit le 30/01/2008 |
# 12 octobre 2012 00:04 | |
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Bonsoir, Il est des interrogations qui revienent souvent, concernant l'aptitude des avions à décoller et monter avec panne d'un moteur, puis de deux moteurs. La règlementation impose qu'un avion multimoteurs (bi, tri, quadri) ayant une panne de moteur à V1, vitesse de décision, puisse poursuivre le décollage et monter sur N-1 moteurs jusqu'à l'altitude de sécurité et puisse rejoindre un aérodrome situé à moins de 300 Nm pour un bi ou 700 pour un tri ou quadrimoteur. Par ailleurs, en route : • un avion bimoteur ne doit pas s'éloigner à plus de 60 mn à la vitesse monomoteur d'un aérodrome adéquat. • La panne d'un deuxième moteur doit être envisagée dès qu'un tri ou quadri s'éloigne à plus de 90 mn de vol d'un aérodrome adéquat. Pour les bi, s'ils veulent s'éloigner au-delà de 60 mn de vol, ils doivent être dans la certification ETOPS. Pour les Tri et quadri, ils doivent respecter des critères de survol des obstacles ... Donc, en résumé, la règlementation ne prévoit pas la panne d'un deuxième moteur sur bi, en aucune circonstances, ni ne la prévoit sur tri et quadri tant qu'ils sont à moins de 90 mn de vol d'un aérodrome. Ai-je été assez clair dans ce résumé ?... Concernant le crash du Concorde : Lorsque le commandant de bord constate qu'il est aux grands angles avec une poussée globale insuffisante pour accélérer et/ou monter, il demande la rentrée du train, espérant par là réduire la trainée globale et améliorer la situation. Le copilote hésite à rentrer le train. Il a plus de ressources disponibles pour étudier la situation. Lui aussi a noté l'incidence élevée, et l'impasse dans laquelle se trouve leur avion. Il hésité, malgré l'ordre renouvelé de rentrée du train. Il hésite parce qu'il sait que lorsqu'il aura abaissé la manette sur "Sorti", la première conséquence sera l'ouverture des trappes de train dont la trainée induite risque de faire perdre à l'avion le peu de sustentation dont il dispose. Peut-être le commandant de bord a-t-il déjà fait la même analyse et que sentant le vol compromis veut-il malgré tout tenter le tout pour le tout et rentrer le train. On ne saura jamais ce qu'il serait advenu si les portes de train s'étaient ouvertes. Le destin du Concorde était scellé, quoiqu'ils aient fait. Bonne réflexion, Eolien (Dernière édition le 12 octobre 2012 00:19) |
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LightWeight
Inscrit le 28/12/2006 |
# 12 octobre 2012 08:35 | |
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Bonjour, C' est sûr que s' il avait rentré le train, le supplément de trainée lui aurait fait perdre quelques kt, la fin du vol arrivant au moins très légèrement plus tôt.... |
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