1 BOLETIN INFORMATIVO DE ACCIDENTES DE AVIACION CIVIL

 Junta de Investigación de Accidentes de Aviación Civil BOLETIN INFORMATIVO DE ACCIDENTES DE AVIACION CIVIL N° 40 Correspondiente a los acontecidos en el año 2009 1
Índice General Índice General 3 Datos Útiles 4 Listado de Sucesos 5 Sucesos 2009 7 Estadísticas de Aviación 393 DATOS ÚTILES Junta de Investigación de Accidentes de Aviación Civil Dirección Postal Sede Central: Av. Belgrano 1370 (C1093AAO) Piso 11° Ciudad de Buenos Aires – Argentina Horario de atención al público de Lunes a Viernes de 08:00 hs. a 17:00 hs. Delegación Córdoba: Aeropuerto Internacional Ing. Taravella Camino Pajas Blancas, km 11‐ Ciudad de Córdoba Delegación Resistencia: Aeropuerto Internacional Resistencia Ruta Nac. 11, Km 1000.5 Resistencia ‐ Chaco Teléfonos / Fax: (00 + 54) Código País ‐ Argentina Sede central: (011) 4381‐6333; 43828890; 43828891 Delegación Córdoba. (0351) 4338139 Delegación Resistencia (03722) 424199 / 461511 Cuentas de e‐mail Denuncias, consultas, información en general [email protected] [email protected] 2
3
Índice de Sucesos N° Fecha Matricula 1
01-ene-09
LV-LWY
Piper
Aeronave
San Antonio Oeste
Lugar del Accidente
Río Negro
Provincia Página
7
2
02-ene-09
LV-ISR
Cessna
AD Chapelco
Neuquén
10
3
04-ene-09
LV-BCW
Robinson
Villa Gesell
Buenos Aires
15
4
05-ene-09
PT-MVA
Airbus
AP Ezeiza
Buenos Aires
18
5
06-ene-09
CC-CGE
Eurocopter
Arroyito
Neuquén
24
6
09-ene-09
LV-IAZ
Piper
Villa Maria
Córdoba
34
7
12-ene-09
LV-BHF
Mc Donnell Douglas
Punta Porá - Brasil
-
43
8
14-ene-09
LV-FLA
Cessna
La Plata
Buenos Aires
52
9
20-ene-09
LV-X348
Run Dun
AD Juárez Celman
Córdoba
58
10
20-ene-09
LV-X121
Buccaneer II
La Paz
Entre Ríos
64
11
22-ene-09
LV-ZRH
Robinson
La Carolina
San Luis
68
12
23-ene-09
LV-MYP
Piper
Alejandra
Santa Fé
77
13
28-ene-09
LV-NCL
Piper
Lujan
Buenos Aires
81
15
12-feb-09
LV-ODR
Piper
Juárez Celman
Córdoba
86
14
12-feb-09
LV-BIJ
Cessna
Río Cuarto
Córdoba
92
16
21-feb-09
LV-HDZ
Cessna
AD Ezpeleta
Buenos Aires
97
17
24-feb-09
LV-YLF
Piper
Gral. Piran
Buenos Aires
101
18
24-feb-09
LV-XUE
Piper
Alvear
Santa Fé
106
19
06-mar-09
LV-ZCZ
Piper
AD Cnel. Olmedo
Córdoba
110
20
07-mar-09
LV-BCJ
North American Rockwell
AD Paraná
Entre Ríos
115
21
21-mar-09
LV-RTS
Luscombe
AD Baradero
Buenos Aires
120
22
25-mar-09
LV-VBZ
Mc Donnell Douglas
AD Trelew
Chubut
126
23
27-mar-09
LV-WES
Ted Smith Aerostar Co.
AD San Fernando
Buenos Aires
132
24
29-mar-09
LV-GTO
Cessna
AD Gómez
Buenos Aires
138
25
06-may-09
LV-X192
Rans
AD Gral. Rodríguez
Buenos Aires
144
26
10-may-09
LV-GEU
Cessna
AD La Matanza
Buenos Aires
150
27
21-may-09
LV-BDO
Mc Donnell Douglas
AP J. Newbery
Buenos Aires
154
28
22-may-09
LV-BHF
Mc Donnell Douglas
AD Bahía Blanca
Buenos Aires
162
29
31-may-09
LV-MDG
Piper
AD Córdoba
Córdoba
166
30
07-jun-09
LV-X148
Pulsar
AD Gral. Rodríguez
Buenos Aires
172
31
14-jun-09
LV-BBG
Raytheon Hawker
AD San Fernando
Buenos Aires
178
32
17-jun-09
LV-BET
Airbus
AP Ezeiza
Buenos Aires
182
33
03-jul-09
LV-LDM
Piper
Villa Ángela
Chaco
188
34
12-jul-09
LV-BBF
Beechcraft
La Paz
Entre Ríos
194
35
13-ago-09
LV-RXM
Piper
Bragado
Buenos Aires
199
36
22-ago-09
LV-JFO
Beechcraft
AD San Fernando
Buenos Aires
203
37
23-ago-09
LV-ILS
Piper
San Fernando
Buenos Aires
207
38
30-ago-09
LV-ONS
Piper
Zárate
Buenos Aires
212
39
30-ago-09
LV-JLW
Beechcraft
Candela
Tucumán
218
40
31-ago-09
LV-ZYO
Robinson
San Fernando
Buenos Aires
223
41
04-sep-09
LV-WYR
Cessna
AD Resistencia
Chaco
228
42
12-sep-09
LV-DOG
Schleicher
AD Juárez Celman
Córdoba
234
43
15-sep-09
LV-APM
Cessna
AD Bragado
Buenos Aires
239
44
19-sep-09
LV-LCW
Piper
AD San Fernando
Buenos Aires
243
45
19-sep-09
LV-AOZ
Aero Boero
AD El Pampero
La Pampa
252
46
24-sep-09
LV-UX021
Condigiani
AD Gral. Rodríguez
Buenos Aires
256
47
24-sep-09
LV-NWD
Luscombe
AD Villa Rumipal
Córdoba
263
4
N° Fecha Matricula 48
29-sep-09
LV-ZCZ
Piper
Aeronave
AD Cnel. Olmedo
Lugar del Accidente
Córdoba
49
04-oct-09
LV-ONV
Piper
AD San Martin
Mendoza
274
50
12-oct-09
S/M
Desconocida
AD Cnel.Brandsen
Buenos Aires
283
51
15-oct-09
LV-WGV
Cessna
25 de Mayo
Buenos Aires
286
52
22-oct-09
LV-BET
Airbus
AP J. Newbery
Buenos Aires
291
53
31-oct-09
LV-NIP
Cessna
La Carbonada
Córdoba
297
54
31-oct-09
LV-DOL
Glaser Dirks
AD Juárez Celman
Córdoba
307
55
06-nov-09
LV-BIM
Boeing
AP Ezeiza
Buenos Aires
311
56
10-nov-09
LV-HDO
Piper
Río de la Plata - ILM
Buenos Aires
317
57
10-nov-09
LV-ZJG
Taylorcraft
AD San Justo
Buenos Aires
322
58
11-nov-09
LV-JFR
Beechcraft
Ea Las Margaritas
Buenos Aires
328
59
20-nov-09
LV-DHG
Blaniz
Batan
Buenos Aires
332
60
21-nov-09
LV-NVH
Stinson
AC Bariloche
Río Negro
337
61
26-nov-09
LV-FSF
Beechcraft
AD Quilmes
Buenos Aires
342
62
02-dic-09
LV-FIW
Cessna
Chos Malal
Neuquén
348
63
04-dic-09
LV-MTC
Piper
Zona rural Basil
Chaco
353
64
11-dic-09
LV-OFM
Piper
Pichanal
Salta
358
65
13-dic-09
LV-NJN
Piper
9 de Julio
Buenos Aires
367
66
14-dic-09
LV-ANN
Piper
AD Gral. Roca
Río Negro
372
67
19-dic-09
LV-OIC
Piper
AD Rosario
Santa Fé
376
68
22-dic-09
LV-NTI
Piper
Gómez
Buenos Aires
382
69
24-dic-09
LV-GCW
Cessna
AD Gral. Roca
Río Negro
386
5
Provincia
Página
268
INFORME FINAL INCIDENTE GRAVE OCURRIDO EN: AD San Antonio Oeste, Pcia. de Río Negro FECHA: 01 de enero de 2009 HORA: 12:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: PIPER MODELO: PA‐28‐R200 MATRÍCULA: LV‐LWY PILOTO: Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 01 ENE 09 el piloto y un acompañante, con la aeronave matrícula LV‐LWY, realizaron un vuelo de aviación general, navegación aérea, desde el Aeródromo (AD) Esquel (SAVE), provincia de Chubut, con destino al AD San Antonio Oeste (SAVN), provincia de Río Negro. Durante el vuelo mantuvo, en la fase de crucero, nivel 080 hacia el AD de destino, y cuando cruzaba nivel 040 en la fase de descenso, la aeronave sufrió la detención del motor. Como consecuencia de esto, el piloto realizó un aterrizaje de emergencia, en una zona rural a 7 NM al SW del AD SAVN, lugar donde tenía que aterrizar. El lugar del aterrizaje de emergencia, era un campo donde se había construido un gasoducto. El incidente grave ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 ‐‐
La aeronave no sufrió daños. Información sobre el personal El piloto al mando de 35 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión, con habilitaciones para vuelo VFR controlado, en monomotores terrestres hasta 5.700 kg. No registra antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia hasta el 30 SET 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total de vuelo: 70.0 En los últimos 90 días: 30.0 En los últimos 30 días: 15.0 El día del incidente: 3.3 En el tipo de avión como la del incidente: 30.0 Información sobre la aeronave Aeronave tipo avión, monomotor, monoplano de ala baja cantiléver, cuatriplaza de estructura metálica, tren de aterrizaje tipo triciclo retráctil con ruedas. Fue fabricado por Piper como modelo PA‐28‐R200, número de serie 28R‐7535217. Célula Al momento del incidente tenía 1.432,5 hs de total general (TG), 645,3 hs desde la última recorrida (DUR); el plan de mantenimiento que se le aplicaba era acorde con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. 6
Motor Marca Lycoming, modelo IO‐360‐C1C, número de serie L‐13751‐51A, de 200 HP de potencia; inspección periódica, al momento del accidente tenía 1.420,0 hs de TG y 420,9 hs DUR. El combustible utilizado era, aeronafta 100 LL. Hélice Marca Sensenich, modelo B3D36C424‐E, número de serie 000105, compuesta de tres palas, construcción metálica de paso variable, velocidad constante. Peso y balanceo al momento del incidente El cálculo de los pesos de la aeronave fue el siguiente: Vacío: 732 kg Piloto: 82 kg Acompañante: 72 kg Combustible no utilizable: 4.5 kg Total al momento del incidente: 890.5 kg Máximo de despegue/ aterrizaje (PMD/PMA): 1202 kg Diferencia: 311.5 kg, en menos respecto al PMA. El Centro de Gravedad (CG) en el momento del incidente se encontraba dentro de los límites especificados en el Manual de Vuelo del Avión. Información Meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Antonio Oeste, interpolados a la hora y lugar del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 12:00 UTC, era: Viento: 360°/15 kt; Visibilidad: 30 km; Fenómenos Significativos: tormenta sin precipitación; Nubosidad: 4/8 SC – 1/8 CB 3500 m; Temperatura: 21.1° C; Temperatura Punto de Rocío: 2.2° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1021.7 hPa y la Humedad Relativa: 29 %. PRONAREA FIR CRV Pronarea FIR CRV validez 0400/1600 UTC Wind/T: SAN MAQ VIE TRE DRY IND ESQ CRV ADO PTM FL030/24020 FL65/25025 FL100/25030 El piloto durante la entrevista realizada, manifestó que el viento se encontraba de frente, a partir de la mitad del vuelo. Información sobre el lugar del incidente El incidente ocurrió en una franja de tierra (picada), en una zona rural ubicada a 7 NM al SW del AD SAVN, cerca de la localidad de San Antonio Oeste, en la provincia de Río Negro. La mencionada franja era de tierra dura, con mucho polvo suelto, por donde se extendía un gasoducto procedente del Sur. Las coordenadas geográficas del lugar eran 40° 47’ 00’’ S 065° 12’ 00’’ W, con una elevación de de 105 m sobre el nivel medio del mar. 7
La franja de terreno tenía una orientación Norte/Sur y aproximadamente 16 m de ancho, observándose en el lugar algunos obstáculos sobre el recorrido del aterrizaje, (jarillas y vegetación baja) y cada 1000 m sensores del gasoducto, las medidas de éstos eran: 12 cm de radio y 1,20 m de altura. Supervivencia Los cinturones de seguridad y arneses de los asientos del piloto y su acompañante no se cortaron y los anclajes al piso de la cabina resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos. Los ocupantes hicieron abandono de la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Durante la investigación del incidente se controló el sistema de combustible, incluidas llaves, cañerías, corrector de combustible, movimientos, tapas de tanques, indicador de cantidad, bomba de combustible y posibles pérdidas; no encontrándose ninguna anormalidad de estos componentes del sistema. Se controló la cantidad de combustible a bordo, determinando que ambos tanques se encontraban vacíos. Se verificó la documentación de la aeronave, hallándose sin novedad. El piloto manifestó en su declaración, que con el combustible que tenía podía volar 03:55 hs y que la estima de tiempo de vuelo hasta su destino era de 03:00 hs. Información orgánica y de dirección: La aeronave era de propiedad privada. Información adicional El suceso fue denunciado por el personal de seguridad de la transportadora del gasoducto, por vía telefónica, al aeropuerto de San Antonio Oeste. ANÁLISIS Aspectos Operativos Durante la planificación de su vuelo y en el cumplimiento del mismo, el piloto no evaluó de la forma más adecuada, el tiempo que iba a insumir y el combustible necesario, hasta el destino. Para dicho planeamiento debería haber tenido en cuenta lo especificado en el Párrafo 91.151, de las RAAC, referido a la utilización de combustibles y lubricantes que debe llevar la aeronave para realizar un vuelo seguro, y lo establecido en el Manual de Vuelo de la aeronave. Asimismo, el informe del SMN expresa que el viento en superficie para la zona donde ocurrió el incidente era de los 360° / 15 kt, y el Pronarea FIR CRV WIND/T, para el nivel de vuelo que utilizó el piloto era de los 250° entre 25 y 30 kt. El rumbo que debería haber utilizado para realizar el vuelo era de 057° desde ESQ a SAN, por lo que según la información del SMN, el viento durante todo el vuelo, al nivel de vuelo declarado, lo habría tenido con componente de cola; o sea relativamente favorable para el mismo. Teniendo en cuenta el informe del SMN, el rumbo de ESQ a SAN y las manifestaciones del piloto sobre la autonomía y tiempo de vuelo, no hubo concordancia entre todos estos datos, con el vuelo realizado. Aspectos técnicos De las verificaciones realizadas, no se detectaron indicios de fallas de origen técnico o de mantenimiento que hayan intervenido en el incidente. Hechos definidos El piloto y la aeronave se encontraban habilitados para realizar el vuelo. 8
La zona utilizada para el aterrizaje de emergencia, poseía obstáculos de importancia, (montículos de tierra y mucho polvo suelto, jarillas y arbustos de baja altura). La detención del motor se produjo por falta de combustible a bordo, no encontrándose ningún tipo de desperfecto técnico. El piloto no realizó una adecuada planificación de vuelo, con referencia al tiempo de vuelo y combustible necesario; tampoco realizó ni informó a la autoridad aeronáutica, respecto del plan de vuelo para dicha navegación. Asimismo no realizó la denuncia del incidente, en tiempo y forma, a la Autoridad Aeronáutica, haciéndolo personal de la empresa transportadora de gas. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de crucero, detención del motor y posterior aterrizaje de emergencia en un campo; debido a falta de combustible en los tanques de la aeronave, para llegar a su destino previsto. Factor contribuyente: Inadecuada planificación del vuelo. Recomendaciones de Seguridad Al propietario de la aeronave Las actividades aeronáuticas están regidas por un conjunto de normas y procedimientos que deben ser cumplidos por todas las personas que la integran. Las circunstancias en las que ocurrió el incidente grave, ponen de manifiesto hechos que merecen ser tenidos en cuenta, en lo relacionado con lo expresado en las RAAC, párrafos 91.151 y 91.153. Asimismo de acuerdo con lo expresado en las RAAC, Parte13, SUBPARTE A, Párrafo 13.7 Notificación de un suceso a la autoridad encargada de la investigación, el piloto debería haber notificado a la Autoridad Aeronáutica / JIAAC el hecho, ya que ésta es el organismo competente para determinar su clasificación como un accidente o incidente grave. Por ello se recomienda, considerar la necesidad de adoptar las medidas que fueran adecuadas, a los efectos de que los pilotos que operen su aeronave, realicen la instrucción y el adiestramiento específico, de acuerdo con lo establecido en el Manual de Vuelo de la aeronave y lo expresado en las RAAC; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD San Martín de Los Andes, Pcia. de Neuquén. FECHA: 02 ENE 09 HORA: 20:02 UTC AERONAVE: Avión MARCA: CESSNA MODELO: 337 A MATRÍCULA: LV–ISR PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 02 ENE 09, el piloto con la aeronave matrícula LV‐ISR despegó del aeródromo San Martín de Los Andes / Av. Carlos Campos, CHP, SAZY, en un vuelo de Trabajo Aéreo, de observación de incendios forestales, en una zona de cordillera, cercana a San Martín de Los Andes, provincia de Neuquén, con tres observadores de Parques Nacionales como acompañantes. El piloto después de haber efectuado el vuelo de observación, procedió a realizar el aterrizaje en el aeródromo de salida. La aproximación se realizó en forma normal, pero en la fase del aterrizaje, al tomar contacto con la pista 9
con el tren de aterrizaje en movimiento, el mismo no pudo desplegarse por completo y trabarse en posición abajo. La aeronave quedó detenida sobre la pista con el tren de aterrizaje replegado y las compuertas del mismo, parcialmente abiertas. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 3 ‐‐
Daños en la aeronave Célula: Raspones y deformaciones en la parte inferior del fuselaje, compuertas del tren de aterrizaje, antenas de comunicación y navegación. Motores: Impulsor trasero sin daños; propulsor delantero sin daños visibles, aunque sufrió una detención brusca por contacto de la hélice contra la superficie de la pista. Hélices: Impulsora trasera sin daños, tractora delantera con ambas palas dobladas hacia atrás en la punta. Daños en general: Leves. Información sobre el personal El piloto de 36 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión con Habilitaciones para: Vuelo por instrumentos; Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg. El informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas expresó que no registra antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 DIC 09. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente era: Total de horas de vuelo: 1.240,4 En los últimos 90 días: 40,0 En los últimos 30 días: 8,0 El día del accidente: 1,3 En el tipo de avión accidentado: 120,7 Información sobre la aeronave La aeronave fabricada por Cessna Aircraft Corporation, en EE.UU, era un avión monoplano de ala alta reforzada, cuatriplaza de construcción totalmente metálica, con un fuselaje de estructura semimonocasco. Su tren de aterrizaje era del tipo triciclo, totalmente replegable con potencia hidráulica, equipado con frenos hidráulicos. Poseía dos motores alternativos en tándem, uno tractor y otro impulsor, con hélices metálicas. Célula El modelo era 337 A “Súper Skymaster”, que fue construido bajo el número de serie 337‐0390. Poseía un Certificado de Matriculación de Aeronave, el cual la certificaba para el uso privado desde el 29 AGO 10
66, con la marca de identificación LV‐ISR. El Certificado de Inscripción de Propiedad de Aeronave establecía que se encontraba inscripta, desde el 01 JUN 01. La aeronave poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de clasificación Standard en la categoría Normal, vigente desde el 20 FEB 98 y con vencimiento el 30 AGO 09, por el cual la aeronave se encontraba en condiciones aeronavegables, al momento del accidente, y librada al servicio por su correspondiente Formulario DNA 337, otorgado por el TAR DNA 1‐B‐344, en fecha 29 AGO 08. Según los datos obtenidos de los Registros Historiales, a la fecha del accidente, ésta aeronave totalizaba una actividad de 1985.2 hs de TG, DUR de 110.2 hs y DUI de 11.5 hs. La libreta Historial Avión N° 4 fue iniciada el 13 JUL 82. La capacidad de combustible era de 77,5 galones USA por tanque; capacidad total 155 galones USA y estaba equipada con un sistema eléctrico de 28 volts CC, provisto por alternadores de 60 amperios (uno por motor) y una batería de 24 volts. Motores La libreta Historial Motor Nº 4, correspondiente al motor delantero propulsor, fue iniciada el 24 AGO 84, constando que el motor era marca Continental, modelo IO‐360‐C, fabricado bajo el número de serie 50407, de 230 HP de potencia a 2600 rpm, totalizaba una actividad de 1991.3 hs de TG, DUR 1091.3 hs y DUI 11.5 hs. La libreta Historial Motor Nº 4, correspondiente al motor trasero impulsor, fue iniciada el 24 AGO 84, constando que el motor era marca Continental, modelo IO‐360‐D, fabricado bajo el número de serie 50413, de 230 HP de potencia a 2600 rpm, totalizaba una actividad de 1990.9 hs de TG, DUR 1090.8 hs y DUI 11.5 hs. Ambos motores ingresaron al PMPC (Programa de Mantenimiento Por Condición), el 29 AGO 08, según CA 43‐50. El consumo era de 50 lts/h por motor y el combustible utilizado era Aeronafta 100 LL. Hélices La hélice tractora delantera era marca McCauley, modelo D2AF34C59‐AP, metálica de paso variable, velocidad constante y bipala, identificada con el número de serie 66029; poseía un historial oficial Nº 1 (598), iniciado el 05 OCT 04, pero se desconoce su tiempo en servicio. La hélice impulsora trasera era marca McCauley, modelo D2AF34C61‐MO, metálica de paso variable, velocidad constante y bipala, identificada con el número de serie 66401, poseía un historial oficial N° 1 (605), iniciado el 05 OCT 04, pero se desconoce su tiempo en servicio. Peso y balanceo al momento del accidente Vacío: 1344 kg Piloto: 80 kg Pasajeros: 200 kg Combustible (221 lts X 0.72): 159,12 kg Total al momento del accidente: 783,12 kg Máximo de aterrizaje (PMA) 1952 kg Diferencia: 168,88 kg en menos respecto al PMA. El centro de gravedad se encontraba dentro de los límites especificados en la planilla de masa y balanceo de fecha 10 AGO 95, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información Meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos estimados obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Martín de los Andes y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, era: Viento: 230°/15 kt; Visibilidad: 15 km; Fenómenos 11
Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 29,0° C; Temperatura Punto de Rocío: ‐2,2° C; Presión a Nivel Medio del Mar:1009.5 hPa y Humedad Relativa:13 %. Comunicaciones Las comunicaciones entre el piloto y el operador de la torre de control, se realizaron en forma normal. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en el AD San Martín de Los Andes / Av. Carlos Campos, RACE, CHP, SAZY, público, controlado, ubicado a 20 km al ENE de la localidad del mismo nombre, en la Provincia de Neuquén. Contaba con una pista, orientación 06/24, de asfalto, de 2500 x 45 m de largo y ancho respectivamente. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 40° 04’ 31” S y 071° 08’ 14” W, con una elevación de 783 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Finalizado el vuelo, el piloto procedió a realizar el aterrizaje en la pista 24 del AD SAZY; cuando se encontraba sobre la misma, redujo totalmente la potencia y comenzó a sonar la alarma del tren, instantáneamente el piloto accionó la palanca del tren de aterrizaje hacia abajo, pero inmediatamente se produjo el toque de la aeronave sobre la pista, con el tren de aterrizaje en movimiento, con la parte inferior del fuselaje y la detención instantánea del motor delantero, por el impacto de su hélice, contra la superficie de la pista. Luego de recorrer 200 m aproximadamente, sobre el pavimento, la aeronave se detuvo y no hubo dispersión de restos. Información Médica y Patológica Los cinturones de seguridad y arneses del asiento del piloto y los pasajeros no se cortaron y los anclajes al piso de la cabina resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos. Todos los ocupantes de la aeronave evacuaron la misma por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones De acuerdo con la investigación, la aeronave realizó un contacto anormal con la pista 24, con el tren de aterrizaje en movimiento, desplazándose sobre el pavimento con la parte inferior del fuselaje, dañando algunas antenas, las compuertas del tren principal y de nariz. La hélice delantera tractora se dañó como consecuencia de haber impactado contra la superficie, provocando la detención del motor. Ésta quedó inmovilizada sobre la pista después de recorrer 200 m aproximadamente, con el mismo rumbo de la pista y a 2 m al costado izquierdo del eje de la misma. La duración del vuelo realizado fue de 01:20 hs, sin tener en cuenta el rodaje y prueba de motores. Durante la inspección visual que se realizó en el interior de la cabina, se pudo verificar que la palanca del tren de aterrizaje estaba accionada a la posición de “Tren Abajo”. Cuando se levantó la aeronave, se realizó una inspección del sistema mecánico del tren de aterrizaje, circuito electro‐hidráulico de accionamiento, sin encontrar novedades; el funcionamiento era normal, al igual que el sistema de alarma. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada, la misma y el piloto estaban afectados a una Empresa Explotadora de Trabajo Aéreo. Información adicional El piloto durante la entrevista, manifestó haber realizado parcialmente la Lista de Control de 12
Procedimientos (LCP), antes del aterrizaje. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se realizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos Operativos De acuerdo con la declaración del piloto, el mismo reconoció haber realizado parcialmente, la lista de control de procedimientos (LCP), en la fase antes del aterrizaje; de esta manera no habría accionado la palanca del tren de aterrizaje, ni realizado la verificación del mismo, por medio del sistema de indicación visual en la cabina. La alarma sonora del tren de aterrizaje actuó en forma normal, cuando la potencia fue reducida para la fase del aterrizaje, indicando que el mismo no se encontraba en posición abajo y trabado. El piloto accionó de inmediato la palanca del tren de aterrizaje, en ese momento, pero resultó tarde; debido a que no pudo extenderse en su totalidad, efectuándose un contacto anormal con la superficie de la pista, con la parte inferior del fuselaje, e impactando además la hélice delantera. Aspecto Técnico De acuerdo con lo investigado, se pudo establecer que este accidente no se produjo por factores de orden técnico. Hechos definidos El piloto era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión. Tenía en vigencia el Certificado de Aptitud Psicofisiológica, para la Licencia correspondiente. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. La aeronave efectuó un contacto anormal con la pista, con el tren de aterrizaje sin extenderse en su totalidad, con la parte inferior del fuselaje, e impactando la hélice delantera. La Lista de Control de Procedimientos, en la fase antes del aterrizaje, se realizó en forma parcial, no se habría accionado la palanca del tren de aterrizaje, ni efectuado la verificación de la posición del mismo, por el sistema de indicación en la cabina, en el momento específico. De acuerdo con las investigaciones y del análisis, se concluye que en este accidente, no hubo influencia de factores de orden técnico. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. Causa En un vuelo de Trabajo Aéreo, observación de incendios forestales, durante la fase de aterrizaje, contacto anormal con la pista, con el tren de aterrizaje en movimiento, parte inferior del fuselaje, e impacto de la hélice delantera; debido a inadecuado cumplimiento de la Lista de Control de Procedimientos (LCP), de la aeronave, antes del aterrizaje. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de incrementar la instrucción teórica y práctica, de la forma más adecuada, hacia los pilotos que vuelan su aeronave, en especial, sobre el cumplimiento de lo establecido en el Manual de Vuelo de la misma y en la utilización de la LCP del avión, en los momentos indicados para las distintas fases del vuelo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. 13
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD Villa Gesell, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 04 ENE 09 HORA: 19:50 UTC AERONAVE: Helicóptero MARCA: Robinson MODELO: R‐44 “RAVEN II” MATRICULA: LV‐BCW PILOTO: Piloto Privado de Helicóptero PROPIETARIO: Sociedad Anónima Reseña del vuelo El piloto, con dos acompañantes, iniciaron un vuelo local, de aviación general, con la aeronave matrícula LV‐BCW, desde el Aeródromo (AD) Villa Gesell (GES). Diez minutos después del despegue, el piloto inició una aproximación sobre unas dunas de arena, al Norte de la ciudad de Villa Gesell, en cercanías de la costa. Al aproximarse al terreno, el rotor de cola colisionó contra una duna, lo cual produjo la caída del helicóptero, impactando contra el mismo. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 2 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones y daños importantes en el botalón de cola, deformaciones de la cabina de mando, rotura y desprendimiento de los parabrisas y ambos esquíes. Motor: Posibles daños internos. Rotores: Ambos rotores, principal y de cola, destruidos. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto, de 55 años de edad, era titular de la licencia de Piloto Privado de Helicóptero con habilitación para helicópteros R‐22 y R‐44. La Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, informó que el piloto no tenía copia de la última foliación en su legajo aeronáutico y no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, Sin limitaciones y Sin restricciones, estaba vigente hasta el 28 FEB 09 La experiencia de vuelo expresada en horas, manifestada por el piloto era la siguiente: Total: 345.0 Últimos 90 días: 71.0 Últimos 30 días: 43.0 Últimas 24 horas: 0.2 En el tipo de aeronave: 345.0 Información sobre la aeronave El LV‐BCW era un helicóptero marca Robinson, modelo R‐44 “RAVEN II”, número de serie 10793, de cuatro plazas, con un peso máximo de despegue de 1.134 kg y peso vacío de 689 kg; era de construcción 14
metálica con algunos componentes de materiales compuestos, tren de aterrizaje con esquís sin ruedas. Tenía un motor alternativo de seis cilindros y 245 HP. Poseía un rotor principal de dos palas, al igual que el rotor de cola. El Certificado de Matrícula estaba registrado a nombre de una Sociedad Anónima e inscripto con fecha 12 DIC 06. El Certificado de Aeronavegabilidad fue emitido por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad (DNA) el 01 NOV 05, sin fecha de vencimiento, Clasificación Estándar, Categoría Normal. El Formulario DNA 337 fue emitido por el TAR 1B‐06, el 25 ENE 08, con vencimiento en ENE 09. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Célula La célula de la aeronave requería inspecciones progresivas, teniendo al momento del accidente un Total General (TG) de 354:00 hs y 98:00 hs Desde la Última Inspección (DUI). Motor Era marca Lycoming, modelo IO‐540‐AE1A5, número de serie L‐30302‐48A, de 245 HP de potencia e inspección periódica, teniendo al momento del accidente un TG de 354:00 hs y 98 hs DUI. El combustible requerido y utilizado era aeronafta 100 LL. Se encontraron 30 lts en el tanque izquierdo y 30 lts en el tanque derecho; la cantidad se determinó a través de mediciones efectuadas en el campo. Rotores Rotor Principal: era marca Robinson, modelo C‐016‐5 de dos palas, Nº de Serie 4781 y 4809, metálicas e inspección periódica, tenía al momento del accidente un TG de 198:00 hs y 98:00 hs DUI. Rotor de Cola: era marca Robinson, modelo C‐029‐2 de dos palas, N° de Serie 0280C y 0290C, metálicas e inspección periódica, tenía al momento del accidente un TG de 354 hs y 08 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 689 kg Piloto: 87 kg
Acompañantes: 140 kg Combustible (60 lts x 0.72): 43.2 kg Total al momento del accidente: 959.2 kg Máximo de Despegue/Aterrizaje (PMD/ PMA): 1134 kg Diferencia: 174.8 kg en menos, respecto al PMA. Durante la investigación, se determinó que el centro de gravedad (CG), estaba dentro de la envolvente, determinada por el fabricante en el Manual de Vuelo de la aeronave. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, fue elaborado en base a datos inferidos, obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica Mar del Plata, interpolados a la hora y lugar del accidente. No se disponía de Aeromet de Villa Gesell, de las horas solicitadas. Analizado también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, el mismo era: Viento: 120° / 10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 Cu 900 m; Temperatura: 27.4° C; Temperatura Punto de Rocío: 10.0° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1012.0 hPa y Humedad Relativa: 34 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un terreno con dunas de arena, ubicado a 4 NM al E del AD GES, Provincia de 15
Buenos Aires. Las coordenadas del lugar eran: 37° 14’ 00’’ S ‐ 056° 57’ 04’’ W, con una elevación de 5 m, sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Habiéndose producido el accidente sobre unas dunas de arena, no fue posible realizar una adecuada evaluación sobre el lugar del impacto ni su entorno, por haberse borrado las huellas. La aeronave se encontró recostada sobre su lado derecho, entre unos médanos de arena, con un rumbo de 140°, luego de haber colisionado contra una elevación del terreno, con el rotor de cola; éste se partió e impactó con las palas del rotor principal, que se rompieron. El impacto final contra el terreno, produjo la rotura de los esquíes y deformación de la cabina de pilotaje. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica El piloto destacó haber sufrido una incapacitación súbita, a poco de iniciado el vuelo, razón por la que decidió aterrizar en el lugar que estaba sobrevolando. Supervivencia Los cinturones de seguridad se mantuvieron en sus amarres y actuaron adecuadamente, ya que los ocupantes los habrían tenido colocados y ajustados, al momento del impacto. Las personas salieron del habitáculo por las puertas correspondientes, sin haber sufrido lesiones. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se controló la cantidad de combustible y la cadena cinemática de todos los comandos, encontrándose sin novedad; así también el material desprendido, analizándose los lugares donde hubo contacto entre las partes componentes de la aeronave. Luego de la decisión del piloto de aterrizar en el lugar que se encontraba sobrevolando, en la aproximación para el mismo, el rotor de cola colisionó contra la parte superior de una duna y luego la aeronave se precipitó al suelo, impactando sobre su costado derecho. Aunque el lugar era amplio, las dunas de arena tenían un perfil muy irregular, que podrían dificultar la visión, especialmente cuando se refleja el sol, o cuando se levanta arena por la misma operación, además de ser terreno resbaladizo y con pendientes que se van modificando con el viento. De haber continuado volando unos 500 m más adelante, hubiera podido aterrizar sobre la zona de playa, que tenía unos 150 m de ancho en ese sector, y aún cuando también era de arena, el terreno era más parejo y de mayor solidez o de posible mejor capacidad soporte por ser plano. Ello probablemente, habría evitado la aproximación en una zona casi “confinada”, para la operación con el helicóptero. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de una Sociedad Anónima y se la utilizaba para vuelos de aviación general. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Por lo particular de la situación presentada, el piloto decidió aterrizar en el lugar que estaba sobrevolando, en lugar de continuar su avance 500 m e intentar aterrizar en la playa, que era un lugar más apto, para realizar la operación, en esa circunstancia. Por la cercanía del AD GES, también debería haberse considerado regresar al mismo para realizar el 16
aterrizaje, siendo la opción correspondiente y la más segura. El lugar elegido era parcialmente apto, debido a las características del terreno. Al estar apremiado por la situación, no se habrían tomado en cuenta para el aterrizaje, los detalles propios de la operación en un lugar confinado, y de características de terreno significativas para la misma. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas, se desprende que el accidente no se produjo por causas de origen técnico. Hechos definidos El piloto y la aeronave estaban habilitados, para el tipo de vuelo que se estaba realizando. El piloto destacó haber sufrido una incapacitación súbita en vuelo. La operación se realizó en un lugar parcialmente apto para el aterrizaje. La meteorología no influyó en el accidente. El accidente no estuvo relacionado con aspectos técnicos de la aeronave. Causa Durante un vuelo de aviación general, en la fase de aterrizaje, colisión del rotor de cola contra el terreno y posterior impacto de la aeronave contra el mismo; debido a la operación en un terreno parcialmente apto para el aterrizaje. Factor contribuyente: Incapacitación súbita del piloto en vuelo. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad y conveniencia de que, los pilotos que operen su aeronave, previo a realizar un vuelo, realicen la correspondiente planificación del mismo, como así también tratar de asegurarse de que no existen síntomas o signos de una posible incapacitación súbita en vuelo, y que en caso de ocurrir la misma, tratar de realizar la operación aérea en lugares aptos; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: AP Internacional Ministro Pistarini, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 05 ENE 09 HORA: 13:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Airbus MODELO: A‐330 MATRÍCULA: PT‐MVA COMANDANTE: Licencia de Piloto de Transporte Línea Aérea (Brasil) PRIMER OFICIAL: Licencia de Piloto Comercial de Avión (Brasil) OPERADOR: Empresa de Transporte Aéreo, Comercial, Regular, Internacional Reseña del vuelo El 05 ENE 09, el Comandante con la aeronave matrícula PT‐MVA, luego de efectuar un aterrizaje normal, en pista 11 del Aeropuerto Internacional de Ezeiza/Ministro Pistarini (SAEZ), realizó la salida por la pista 17/35 hacia la calle de rodaje H; cuando se encontraba en cercanías de este cruce, escuchó una explosión en el tren de aterrizaje derecho. 17
Posteriormente, detuvo los motores y permaneció en la calle de rodaje; el Comisario de a bordo le informó que se veía mucho humo saliendo del tren de aterrizaje derecho. Inmediatamente observó que el instrumento de temperatura de frenos del conjunto Nº 8 llegó a 735° C. El comandante ordenó que se realice el descenso de los pasajeros, el cual se efectuó en forma normal. El Operador de la TWR EZE cuando observó que salía humo del tren de aterrizaje derecho activó los servicios de emergencia, los que asistieron al lugar del suceso. El incidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Ninguna 11 166 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Rotura de la cubierta posición Nº 8 (trasera externa del boggie derecho), desprendimientos de partes de la tapa de la semi masa de dicha rueda y porciones de los ejes de mando del generador taquimétrico del antiskid. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Comandante El Comandante de 49 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Línea Aérea de Avión, otorgada por la Agencia Nacional de Aviación Civil de la República Federativa de Brasil, con habilitaciones para: A319, A320, A330, E110, FK10, FK27, FK50, IFR MLTEMNTE. Su Certificado de Capacidad Física para la Licencia otorgada, se encontraba en vigencia con fecha de vencimiento 25 MAR 09, con la limitación de uso de lentes correctores. Su experiencia de vuelo expresada en horas de acuerdo con los datos manifestados por el Comandante, era la siguiente: Total de horas de vuelo: 20.000 En los últimos 90 días: 240 En los últimos 30 días: 70 El día del accidente: 2:30 En el tipo de aeronave: 2.000 Primer Oficial El Primer Oficial de 27 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Avión otorgada por la Agencia Nacional de Aviación Civil de la República Federativa de Brasil, con habilitaciones para: A330, FK10, IFR MLTEMNTE. Su Certificado de Capacidad Física para la Licencia otorgada, se encontraba en vigencia, con fecha de vencimiento 19 NOV 09, con la limitación de uso de lentes correctores. Su experiencia de vuelo expresada en horas, de acuerdo con los datos manifestados por el Primer Oficial, era la siguiente: Total de horas de vuelo: 4000 En los últimos 90 días: 150 18
En los últimos 30 días: 55 El día del accidente: 2.30 En el tipo de aeronave: 500 Información sobre la aeronave Birreactor de fuselaje ancho, tren triciclo con boggies, ala baja, estructura de aleación de aluminio y materiales compuestos, empenaje convencional y comandos de control electrónico “fly‐by‐wire”. De alcance medio‐largo ETOPS (Extended Twin Operations). Poseía Certificado de Aeronavegabilidad, Categoría Transporte, emitido el 16 FEB 01, por la Autoridad Aeronáutica de Brasil, afectada como operador a Empresa Aérea de Transporte. Sistema de frenos: Descripción Nomenclatura utilizada: TPIS – Tire Pressure Indicating System TPIC – Tire Pressure Indicating Computer BSCU – Brakes and Steering Control Unit BITE – Built‐In Test Equipment El sistema de frenos permite controlar el movimiento de la aeronave en tierra. Cada tren de aterrizaje principal tiene frenos de carbono instalados en cada una de sus 4 ruedas. Cada freno tiene 2 juegos de pistones hidráulicos y cada juego está conectado a una fuente hidráulica independiente. Dos sistemas de frenado independientes controlan la operación, un sistema normal y otro alternativo. Una protección antiskid se dispone en cada sistema, para ofrecer una máxima eficiencia de frenado; el frenado con antiskid está también disponible con el sistema alternativo. El TPIS incluye un sensor electrónico en cada rueda y un TPIC que controla y monitorea la operación de los sistemas y envía la información a otros sistemas relacionados. Frenado normal: En modo automático, la selección de LO / MED / MAX elige un programa de tasa de desaceleración. La BSCU automáticamente comienza el programa cuando la configuración es correcta y entonces controla la presión enviada a los frenos. En modo manual, el movimiento de los pedales de freno operan una unidad de transmisión. Esta unidad envía una señal a la BSCU, la cual a su vez envía la señal requerida a las servoválvulas. Éstas aplican presión en proporción al recorrido del pedal hacia los frenos. La BSCU también controla la función del antiskid. Compara la velocidad de rotación de la rueda con la velocidad de desplazamiento del avión y libera el freno si hay indicación de resbalamiento. Frenado alternativo: Cuando se operan los pedales, el sistema hidráulico de baja presión opera una válvula dual. Esto permite que presión del sistema hidráulico Azul vaya al segundo juego de pistones de los frenos. La BSCU controla las funciones de cantidad de frenado y el antiskid. Si la BSCU no puede ejercer tal control, el frenado es proporcional al desplazamiento del pedal. El BITE está integrado por hardware y software, teniendo entre otras funciones, la de mantener un registro de cada falla o defecto y enviar la información a otros sistemas del avión. Peso y balanceo de la aeronave El peso y el centro de gravedad se hallaban dentro de los límites de la envolvente operacional. 19
Célula Tipo: Avión, marca: Airbus, modelo: A330‐223, matrícula: PT‐MVA, Nº de serie: 232, fecha de fabricación: 08/10/1998, Plan de mantenimiento con inspección progresiva. Certificado de Aeronavegabilidad exhibido: categoría Transporte, expedido el 16/02/2001, con vencimiento 30/10/2004. Motores Ambos marca Pratt & Whitney, modelo: 4168A, de 59.357 lbs de empuje, con plan de mantenimiento progresivo. El Nº 1 es S/Nº P733405 y el Nº 2, S/Nº P733407. Tipo de combustible utilizado: JET A‐1. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 12:00 UTC, era: Viento: 340°/08 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 29.2° C; Temperatura Punto de Rocío: 12.3° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1012.2 hPa y Humedad Relativa: 35%. Comunicaciones La aeronave mantuvo comunicación con el control de TWR EZE en 118.6 MHZ sin novedad y con Control de Tierra en 121.75 MHZ, cuando ocurrió el incidente y en ningún momento el Comandante informó el suceso ocurrido. El Operador de Control de Tierra, al observar que salía una columna de humo, alertó al Servicio de Salvamento y Extinción de Incendios, sin requerimiento de la aeronave. Información sobre el aeródromo El incidente ocurrió en la calle de rodaje “H”, del Aeropuerto Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini (SAEZ), Público, Controlado Internacional, ubicado a 22 km al SO de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires; tiene 2 pistas, una con orientación 11/29 de 3300 m X 60 m y la otra 17/35 de 3105 m X 45 m, ambas de asfalto. Las coordenadas del lugar son 34° 49’ 20” S y 058° 32’ 09” W, con una elevación de 20.5 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo Medidas adoptadas: A solicitud de la Empresa Aérea y a los fines de no penalizar el vuelo posterior y agilizar el relevamiento de datos, se acordó realizar la lectura y posterior informe, del registrador de datos de vuelo (FDR), en Brasil, siendo remitido a esta JIAAC. La Autoridad de Investigación de Accidentes de Brasil, el CENIPA, informó que los datos del FDR, no pudieron ser obtenidos en las instalaciones del operador, por problemas técnicos, que no fueron detallados. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto En la calle de rodaje “H”, entre pista “17/35” y rodaje “G”, se encontraron diseminados los siguientes elementos: restos de cubierta marca Goodyear, P/Nº 542K69 (posición 8, que resultó destruida), tapa de rueda (“Hub Cap”, P/Nº 6547GG), mando del Transmisor (“Tpis Drive Peg”), TPIS (“Tire Pressure Indicating System”), P/Nº F324918000060 y mando del taquímetro (“Tachometer Drive Splined Coupling”), P/N° C20105100, S/N° 02031. 20
Supervivencia: La tripulación y los pasajeros descendieron de la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Se verificaron los daños en el neumático posición 8, observándose la característica típica del desgaste concéntrico de las sucesivas telas, hasta la rotura por liberación violenta de la presión interna, debido al arrastre del neumático bloqueado. Se observó que el rotor del Transmisor TPIS, P/Nº F324918000060, estaba trabado, no permitiendo su libre giro. Este transmisor posee una parte fijada al eje del tren principal y otra móvil rotante concéntrica, que sigue la rotación de la rueda. Una vez comprobado esto, se lo restituyó a la Empresa Aérea, la que por medio de su Gerente de Mantenimiento, se comprometió mediante Acta labrada a los 24 días del mes de febrero de 2009, a enviar los componentes dañados precitados, a la casa matriz de San Pablo, Brasil, a los fines de determinar, con el fabricante, los causales que ocasionaron el desperfecto de las unidades involucradas y que provocaron el bloqueo de la rueda del tren principal derecho. Un informe de esto debía ser enviado a la JIAAC, como así también la causa por la cual el BSCU (“Brakes and Steering Control Unit”), no reportó novedad alguna con relación al evento. A la fecha, el informe no fue recibido en esta JIAAC. Según reportes del “Maintenance System Report Test” del 05/01/09 de horas UTC: 15:34, 15:45, 15:46, 16:02, 16:03, 16:04, solamente el reporte de las 16:05, reporta novedad al haber sido desconectada la ficha de transmisión de datos del TPIS. El Manual de Mantenimiento de la aeronave A‐330 instruye sobre las precauciones a tener en cuenta al instalar o remover las ruedas del tren principal y las tapas de las mismas, con respecto al estado y alineación del Mando del Transmisor (“TPIS Drive Peg”) y el Mando del Taquímetro (“Tachometer Drive Splined Coupling”) del sistema anti‐skid; secciones 32‐41‐11 y 32‐41‐15. Adicionalmente, el fabricante destaca que se requiere una prueba del TPIS en el sistema BITE cuando se instala la tapa de la rueda. Información orgánica y de dirección La aeronave pertenece a una Empresa Aérea de transporte, regular, internacional, de la República Federativa de Brasil. Información Adicional Se notificó el incidente de acuerdo al Anexo 13 de OACI al CENIPA (por Estado de matrícula), BEA (por Estado de fabricación y diseño) y OACI. Ambos Estados notificados realizaron sus comentarios al Proyecto de Informe Final confeccionado por la JIAAC, de acuerdo con lo establecido en el Anexo 13, párrafo 6.3. Los comentarios de BEA y el fabricante de la aeronave se incluyeron en su mayoría en el presente informe y se explicitan en el Apéndice I, en el idioma original (Inglés) ANÁLISIS Aspectos operativos De las investigaciones realizadas, se desprende que no surgieron factores operativos, que hayan influido en el incidente. Aspectos técnicos De lo investigado surgen evidencias de falla técnica, causales de este incidente. El bloqueo de la rueda instalada en posición Nº 8, se originó en un funcionamiento anormal (trabado) del conjunto transmisor de presión neumática de esa rueda, TPIS (“Tire Pressure Indicating System”), no 21
pudiendo establecerse qué componente específico desencadenó la falla. Tampoco pudo determinarse si el bloqueo de la rueda pudo comenzar sobre la pista durante el frenado; sí se comprobó que el colapso de la rueda y la dispersión de restos de caucho y metálicos se produjeron sobre la calle de rodaje “H”. El rotor del transmisor TPIS estaba trabado; esto generó que el “TPIS Drive Peg”, que va encastrado en el rotor del transmisor y está fijado a la tapa de la rueda, intentara seguir girando por arrastre, provocando probablemente la rotura de la tapa de la rueda y posiblemente la deformación, dada su cercanía, del eje de Mando del Taquímetro del antiskid. En la tapa de la rueda, van montados el Mando del Transmisor (“TPIS Drive Peg”) y el eje estriado denominado Mando del Taquímetro (“Tachometer Drive Splined Coupling”) del sistema antiskid, que va instalado en el centro de dicha tapa. Al romperse la tapa, se modificó la geometría de los ejes mencionados y por consiguiente, pudo alterarse o interrumpirse la información de giro hacia el generador taquimétrico del sistema antiskid. Esto pudo ocasionar que ante una demanda de frenado, se produjera el bloqueo y la consiguiente rotura por arrastre de la cubierta de la rueda posición Nº 8. La BSCU no almacenó registro de falla. El Taquímetro P/Nº C20105100 y el Transmisor TPIS P/Nº F324918000060, van montados en un Soporte de Taquímetro y TPIS, P/Nº A545303, alojado dentro del eje de la rueda Nº 8. La Empresa Operadora no cumplió con el compromiso asumido de informar a la JIAAC, sobre las causas de mal funcionamiento del conjunto transmisor de presión neumática de la rueda (“TPIS Transmitter”) y el generador de taquímetro P/Nº C20105100, como así también la de determinar cuál fue la razón por la cual la BSCU del avión no reportó novedad alguna con relación al evento, según consta en los reportes del “Maintenance System Report Test” del 05/01/09. Hechos definidos La tripulación de vuelo tenía las Licencias y habilitaciones correspondientes en vigencia. El Certificado de Aeronavegabilidad de la aeronave exhibido, estaba vencido. La meteorología no tuvo influencia en el incidente. El incidente se debió a causas de origen técnico. La rotura de la cubierta de la rueda del tren principal derecho, posición Nº 8, se debió a un bloqueo del sistema de frenos de esa rueda, cuya causa origen no pudo ser fehacientemente comprobada. No se contó con la información por parte del operador, sobre la causa de la traba del conjunto transmisor de presión neumática de la rueda (“TPIS Transmitter”). Causa En un vuelo de transporte aéreo, comercial regular, internacional de pasajeros, luego del aterrizaje, en la fase de rodaje, bloqueo del sistema de frenos posición Nº 8 del tren principal derecho y posterior rotura de la cubierta correspondiente por arrastre; debido a una falla que no pudo ser fehacientemente determinada. Factor contribuyente Traba del rotor del conjunto transmisor de presión neumática de la rueda (“TPIS Transmitter”). Recomendaciones de seguridad Al Centro de Investigación y Prevención de Accidentes (CENIPA), Brasil Considerar la necesidad de establecer la coordinación que estime más conveniente, con la Empresa Operadora, a los fines de facilitar la gestión en tiempo y forma, de la información solicitada por el Estado que instruye la investigación de un suceso, de acuerdo con lo establecido por el Anexo 13, al Convenio sobre Aviación Civil Internacional; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Asimismo, considerar la necesidad de coordinar con la Autoridad Aeronáutica de competencia, sobre el cumplimiento de la normativa (Anexo 8 de OACI, Parte II, Capítulo 3) de exhibición del Certificado de Aeronavegabilidad, de la aeronave en vigencia. A la European Aviation Safety Agency (EASA), Alemania 22
Si bien, el fabricante de la aeronave aclara que el mecanismo rotante del TPIS y el eje del taquímetro son concéntricos e independientes; ambos están próximos y una ruptura mecánica de uno puede incidir en el otro sistema. Sin embargo, la ruptura de alguno de estos dos sistemas es muy remota. Esta JIAAC igualmente recomienda a la EASA, considerar la conveniencia de recomendar a la Empresa fabricante de la aeronave, sobre la necesidad de estudiar la posibilidad de tomar las medidas adecuadas, para asegurar la independencia del funcionamiento de la transmisión mecánica del eje de mando del generador de taquímetro del sistema antiskid, ante la afectación del sistema indicador de presión de la rueda (TPIS) o viceversa, de modo que minimice la probabilidad de falla de ambos sistemas en forma simultánea. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona del Chocón, Pcia. de Río Negro. FECHA: 06 ENE 09 HORA: 18:00 UTC AERONAVE: Helicóptero MARCA: Eurocopter MODELO: AS 350 B3 MATRICULA: CC‐CGE PILOTO: Licencia PCH DGAC Chile PROPIETARIO: Empresa de Trabajo Aéreo Reseña del vuelo El piloto con tres acompañantes, despegaron a las 06:30 hs, desde el aeródromo (AD) Ing. Jacobacci (SAVJ), con la aeronave matrícula CC‐CGE, dirigiéndose a cargar combustible, para luego continuar con la tarea de filmación aérea, de una competencia automovilística (Rally “Dakar” Argentina ‐ Chile). Luego de realizar el seguimiento de uno de los vehículos de la competición, mientras se retomaba a un punto anterior para poder filmar a otro grupo de competidores, el piloto de la aeronave recibió el requerimiento de sobrevolar sobre un vehículo detenido en una duna. Al iniciar la maniobra a una altura aproximada de 70 pies, con referencias visuales y viento de frente comenzó un viraje a la derecha. En la mitad del viraje y empezando a estar con viento de cola, el helicóptero descendió rápidamente impactando contra el terreno de forma violenta. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad, con ocasional presencia de polvo en suspensión. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna 1 3 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Rotura de dos parabrisas delanteros inferiores (lado izquierdo y derecho), rotura de la cabina de vuelo, sin afectar el habitáculo de la misma. Carenados y recubrimientos del sector exterior delantero de la cabina con daños de importancia. El sector de célula que sirve de alojamiento a la base del mástil y caja de transmisión se encontró destruido. Transmisión al rotor de cola, destruida. Tanque de combustible, roto en la parte superior. Conjunto del botalón de cola, con daños leves (impacto sobre estabilizador horizontal lado derecho) y rotor de cola sin daños. Tren de aterrizaje, tipo esquí, con daños leves por deformaciones y fractura de dos extremos de su estructura tubular. Rotor principal y conjunto de mástil y cubo del rotor principal, destruido. Motor: Desgaste por erosión severa de los bordes de ataque de los álabes de la etapa de compresor axial; por lo que el módulo “Axial compressor module (P/Nº 70BM022010 ‐ S/Nº 2045)”, se consideró 23
con daños de importancia. Módulo generador de gases “Gas generator module (P/Nº 70BM032020 ‐ S/Nº 2065)”, con desgaste interno severo. Desprendimiento total de la etapa de turbina libre “Free turbine assy module (P/Nº 70BM041720 ‐ S/Nº 2088)”, con daño parcialmente contenido. Daños en general: Aeronave Destruida. Información sobre el personal El piloto de 37 años de edad, era titular de la licencia de Piloto Comercial de Helicóptero, emitido por la Dirección General de Aeronáutica Civil (DGAC) de la República de Chile, el 26 MAY 99; con habilitaciones para Monorotor ‐ AS 32 ‐ AS 350 // 350 B 3 ‐ Bell 206 / 206 L ‐ H 500 ‐ LAMA – PUMA. Observaciones: Radiotelefonía. El Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 1, se encontraba en vigencia, con vencimiento en NOV 09. El piloto no tenía su documentación de vuelo a bordo de la aeronave. De acuerdo con los datos recibidos de la DGAC de Chile, la actividad de vuelo del piloto en horas era la siguiente: Total: 3102.0 Último semestre: 179.0 Último año: 425.0 En el tipo de aeronave: 550.0 El día del accidente: 4.0 Información sobre la aeronave General. Helicóptero fabricado por Eurocopter Francia, en marzo de 2007, modelo AS 350 B3, serie número 4274, con Certificado Tipo EASA R008, de seis plazas. Posee un peso máximo de despegue de 2.250 kg y un peso vacío de 1.272 kg. Su construcción es mixta, combinando aleaciones de metal y materiales compuestos a través de una estructura integrada por sectores de forma reticular y conjuntos tipo semimonocasco (estructura del botalón de cola). Se encuentra equipada con rotores de materiales compuestos y herrajes de aleaciones de metal. El rotor principal de tres palas y el de cola de dos. El tren de aterrizaje es tipo esquí fijo de estructura tubular metálica. La cabina de vuelo se encuentra equipada con instrumentos analógicos y aviónica digital. Generalidades de la unidad VEMD (“Vehicle and Engine Multifunction Display”) La unidad VEMD es un sistema de aviónica digital, ubicado en el tablero de instrumentos de la cabina de vuelo de la aeronave. Consta de dos pantallas LCD (Liquid Crystal Display) de presentación de información de parámetros de motor, del sistema eléctrico de la aeronave, del flujo de combustible, del FADEC (Full Authority Digital Engine Control), cantidad de combustible, T4, TQ y NG: cuadrante digital que indica la variación del valor de NG – se lo conoce con el nombre de “Delta NG” (NG) – e indicación numérica (debajo) del valor porcentual de NG. Nota 1: NG es la expresión de la diferencia que existe entre la potencia (SHP) que genera el motor (al instante del sensado), comparada con la potencia máxima de despegue (SHP). El sistema posee también un modo llamado “MAINTENANCE” (mantenimiento). En este modo se pueden consultar las fallas y excesos de límite de los parámetros surgidos durante un vuelo, obteniéndose un reporte completo del momento en donde se presentó la novedad, la falla que se registró y los parámetros sensados al instante de detectarse. Si bien el sistema posee las capacidades descriptas, no debe ser considerado un registrador de datos de vuelo, dado que no cumple con las normas requeridas para esos dispositivos de registro resguardados. 24
Célula: Tenía plan de mantenimiento periódico, contabilizaba al momento del accidente un Total General (TG) de 717.7 hs y 26 hs Desde Última Inspección (DUI). El Certificado de matrícula estaba registrado a nombre de Ecocopter Chile SA, inscripto el 03 JUL 07. El Certificado de Aeronavegabilidad fue emitido por la DGAC de Chile, Estándar categoría Normal y data del 27 JUL 07, con fecha de vencimiento 26 JUL 09 y el Formulario 337 fue emitido por Ecocopter Chile SA. Los Registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Motor Motor tipo turbo eje fabricado por Turbomeca, modelo Arriel 2B1, número de serie 23422 (Certificado Tipo EASA E001) de 870 SHP (650 kW). La planta motriz se encuentra conformada por cinco módulos principales: 1)
Módulo transmisión y caja de accesorios: “Accessory gearbox module”, P/Nº 70BM012010 2)
Módulo de compresor axial: “Axial compressor module”, P/Nº 70BM022010 3)
Módulo generador de gases: “Gas generator module”, P/Nº 70BM 32020 4)
Módulo de turbina libre: “Free turbine assy module”, P/Nº 70BM041720 5)
Módulo de caja reductora de turbina libre: “Free turbine reduction gear module”, P/Nº70BM052000. Al momento del accidente acumulaba un TG de 717.7 hs (desde nuevo). La última inspección de 50 hs se llevó a cabo a las 691.7 hs de TG, el 16 DIC 08, en instalaciones habilitadas del operador. El motor poseía sus historiales actualizados de acuerdo con los requerimientos de la autoridad aeronáutica del Estado de matriculación. Combustible (elegible): Jet A‐1. No pudo constatarse la cantidad al momento del accidente, dado que el tanque principal se fracturó completamente al momento del impacto. El helicóptero se encontraba equipado con un sistema electrónico digital central de gerenciamiento del funcionamiento y parámetros de motor, EECU (“Engine Electronic Control Unit”) Thales, P/Nº70BMF1020, S/Nº 4005. También, se encontraba equipado con un dispositivo, instalado en la toma de aire del motor, denominado “Sand Filter” (IPC P/Nº 704A41650012). La función de ese sistema es retener las partículas suspendidas en la masa de aire que ingresa a la toma del motor; el dispositivo posee la capacidad de filtrar aproximadamente un 80 a 90 % de las partículas que ingesta el conjunto. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 1272 kg Tripulación (un piloto): 80 kg Acompañante (camarógrafo): 80 kg Otros acompañantes (2) 150 kg Equipos filmación / carga: 130 kg Combustible aproximado: 388 kg Total aprox. al momento del accidente: 2100 kg Máximo de Despegue (PMD): 2250 kg Diferencia: 150 kg en menos respecto al PMD (MTOW). 25
Al momento del accidente la aeronave se encontraba volando por debajo de los pesos máximos certificados, sin que su centro de gravedad se desplazara fuera de la envolvente certificada, según el Manual de Vuelo. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Neuquén, interpolados al lugar del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC. era: Viento: 230°/10 kt, visibilidad: 10 km, fenómenos significativos: ninguno, nubosidad: 1/8 SC 1500 m, temperatura: 25.3° C, temperatura de punto de rocío: 2.0° C, presión a nivel medio del mar: 1009,0 hPa y humedad relativa: 22 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en una zona árida, semidesértica, con suelo arenoso y de tierra no compactada de escaso valor sustento; ubicado en proximidades de la localidad de Villa El Chocón en la provincia de Río Negro, República Argentina, cuyas coordenadas eran: S 39° 18’ y W 068° 40’, con una elevación de 270 m, sobre el nivel medio del mar. La aeronave hizo contacto contra el terreno en un sector de una pequeña meseta. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El helicóptero impactó contra el terreno de manera nivelada, pero durante el mismo, el subsiguiente balanceo en el eje longitudinal hizo golpear las palas del rotor principal, produciéndose la destrucción de las mismas. La aeronave detuvo su trayectoria en el mismo lugar que hizo contacto contra el terreno, con un rumbo aproximado NE. Colaboró a la detención o frenado las características del terreno, que amortiguaron parte del golpe, impidiendo que la aeronave volcara, luego que las palas golpearan el suelo. No hubo dispersión de restos. Los restos de la aeronave pudieron ser completamente recuperados para su traslado a las instalaciones del operador, con el objetivo de proseguir con la investigación. Incendio No hubo. No obstante, pudo detectarse (a través de videos de aficionados) una llama proveniente del escape de gases del motor, instantes posteriores a que el helicóptero hiciera contacto contra el terreno, extinguiéndose inmediatamente. Supervivencia Los cinturones de seguridad estaban en su correspondiente anclaje, en buen estado de conservación, y actuaron adecuadamente, preservando al piloto y acompañantes de sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Investigación de campo. En el lugar del accidente se procedió inicialmente, a constatar los daños generales que sufrió el helicóptero, que ya fueron descriptos. Con la aeronave energizada, a través de su batería, se verificó el sistema EFIS de abordo, conformado por una unidad tipo VEMD (“Vehicle and Engine Multifunction Display”) Thales, P/Nº B190030MD04, S/Nº 4712; donde pudo comprobarse el registro de once (11) mensajes de falla reportados y 26
almacenados en ese dispositivo. Luego de obtenida la información, se procedió a desenergizar los sistemas y a la desconexión, desinstalación y preservación de la unidad de control electrónico de parámetros y estado del motor ‐ EECU (“Electronic Engine Control Unit”) ‐ P/Nº 70BMF01020, S/Nº 4005, con apoyo técnico de personal del operador y bajo supervisión del Investigador Técnico de la JIAAC. Luego de comprobados los daños generales, y evaluados los sistemas electrónicos se procedió al desarme de los conjuntos principales del helicóptero, con la intención de realizar un traslado por tierra a las instalaciones y facilidades de mantenimiento del operador, para proseguir con la investigación. Por ello se separó el botalón de cola, el mástil y estructura principal del rotor principal, las palas del rotor principal, el motor y la célula del helicóptero; preservándose para su traslado a la base del operador en la República de Chile. Investigación en facilidades del operador ‐ Célula y sistemas principales de la aeronave. De acuerdo con lo normado por el Anexo 13 de la OACI, la República de Francia (como Estado de Fabricación y Diseño) designó un Representante Acreditado con dos Asesores pertenecientes al fabricante de la aeronave y al fabricante del motor; quienes viajaron al Aeródromo Tobalaba, en Santiago, República de Chile, lugar donde se encuentran las instalaciones del operador, para participar en la investigación, junto con un representante de la DGAC de Chile y un Investigador Técnico de la JIAAC. En las instalaciones del operador se llevó a cabo una inspección general de los restos. Se verificaron los daños producidos por la violencia del impacto en la célula y sistemas principales de la aeronave, pudiéndose discriminar los más significativos como: 1)
Se encontró la zona estructural de alojamiento y anclaje del mástil con grandes deformaciones plásticas y desprendimiento de los lóbulos de fijación del conjunto del mástil. 2)
Conjunto de esquís, deformaciones y fractura de los extremos de la estructura tubular, tanto lado izquierdo, como lado derecho. 3)
Fractura y desprendimiento del eje de transmisión al rotor de cola, a la salida de la caja de accesorios del motor. 4)
Daños en el botalón de cola con aspecto de desgarro, producto del impacto. Estabilizador trasero, lado derecho, destruido por impacto. 5)
Tanque de combustible: destruido, por impacto, con derrame de la totalidad del combustible remanente en su interior. 6)
Rotor principal: las tres palas resultaron destruidas por impacto contra el terreno. El cubo de fijación, también quedó destruido, con una importante delaminación del material compuesto constitutivo del conjunto. 7)
Rotor de cola y su caja de accesorios, sin daños aparentes. 8)
Motor, destruido. Se verificó el sistema de comandos de vuelo, no encontrándose novedad, más que las descriptas anteriormente, a causa del impacto. El cableado del sistema eléctrico no evidenció daños, la batería de abordo tenía carga; no se detectaron problemas o falta de continuidad en ninguno de los sistemas que alimenta. Al energizar la aeronave, respondieron todos los sistemas requeridos, de acuerdo con su diseño y características. El instrumental analógico no presentó novedades. Investigación en facilidades del operador ‐ Inspección de la planta de poder. En cuanto al motor de la aeronave, ya desmontado de su alojamiento en el lugar del accidente, se pudieron observar las siguientes novedades (discriminadas por módulo): a)
Módulo de transmisión y caja de accesorios: “Accessory gearbox module”, P/Nº 70BM012010 No evidenció fallas mecánicas previas al impacto. Los acoples de transmisión conservaban su geometría y estriado de encastre, con signos de haber estado transmitiendo energía al momento en que las palas 27
hicieron contacto con el terreno. Se verificó el estado del tapón magnético (IPC – “Magnetic head”, P/Nº 32069101), observándose una cantidad escasa de restos ferromagnéticos. No se detectaron discrepancias de elegibilidad ni trazabilidad durante el análisis de la documentación técnica correspondiente. b)
Módulo de compresor axial: “Axial compressor module”, P/Nº 70BM022010 No se detectaron fallas mecánicas, previas al impacto, ni fallas incontenidas. De la inspección macroscópica, pudo detectarse un elevado nivel de desgaste erosivo sobre los bordes de ataque – incluso con importantes melladuras e indentaciones – y cara delantera (extradós); a pesar de ello, los álabes conservaban su geometría, sin deformaciones plásticas significativas. Macroscópicamente y a través de boroscopía, se detectó una gran cantidad de partículas extrañas de poca masa (“soft body FOD”), ingestadas por el conjunto. No se detectaron discrepancias de elegibilidad ni trazabilidad durante el análisis de la documentación técnica correspondiente. c)
Módulo generador de gases: “Gas generator module”, P/Nº 70BM 32020 No se detectaron fallas mecánicas, previas al impacto, ni fallas incontenidas. Se practicó boroscopía, hallándose el mismo tipo y nivel de erosión que en el módulo de compresor axial, con mayor acumulación de partículas extrañas (metálicas, arena, piedras de escaso volumen y restos de material compuesto). Las cámaras de combustión presentaban un severo nivel de desgaste interno, debido al pasaje de los cuerpos extraños provenientes de las etapas de compresor. No se detectaron discrepancias de elegibilidad ni trazabilidad durante el análisis de la documentación técnica correspondiente. d)
Módulo de turbina libre: “Free turbine assy module”, P/Nº 70BM041720 Colapso completo del módulo de turbina libre, con falla contenida. Desprendimiento de la totalidad de los álabes de la mencionada etapa, que fueron contenidos por la protección estructural (IPC – “Shielding”, P/Nº 0292917220). Se evidenciaron macroscópicamente severos signos de sobre temperatura. No se detectaron discrepancias de elegibilidad ni trazabilidad durante el análisis de la documentación técnica correspondiente. e)
Módulo de caja reductora de turbina libre: “Free turbine reduction gear module”, P/Nº 70BM052000 El módulo de transmisión reductora, se encontró desacoplado. No se evidenció la existencia de fallas mecánicas. Se verificó el estado del tapón magnético (IPC – “Magnetic head”, P/Nº 32069101), hallándose una gran cantidad de acumulación de restos metálicos sobre ese componente. No se detectaron discrepancias de elegibilidad ni trazabilidad durante el análisis de la documentación técnica correspondiente. Se verificaron las líneas de alimentación de combustible, el sistema de lubricación (incluidos los filtros de tipo “pop‐up”), sistema de sangrado, sistema eléctrico y accesorios, no encontrándose novedad en ninguno de los componentes. De acuerdo con los daños observados en cada uno de los módulos constitutivos del motor, la condición y estado del resto de los componentes y la documentación analizada, al momento del impacto, la planta de poder se encontraba entregando potencia (de acuerdo a los requerimiento de la operación) y aeronavegable. Información obtenida en el Estado de Fabricación y Diseño (Francia/BEA) Unidad VEMD. El análisis de la Unidad VEMD (“Vehicle and Engine Multifunction Display”) Thales, P/Nº B190030MD04, S/Nº 4712 se llevó a cabo en dos etapas. La primera, en el lugar del accidente, con la aeronave 28
energizada obteniéndose un informe del estado de las fallas sensadas durante el vuelo, a través del modo “mantenimiento” del equipo. La segunda, en el laboratorio de electrónica de la BEA – Francia. De acuerdo con lo descripto anteriormente, pudo individualizarse en la VEMD el vuelo donde se produjo el accidente con el número 1421, el que duró 01:35 hs, según el equipo. Se registraron once (11) fallas durante ese vuelo. Analizando los datos obtenidos, se pudo comprobar lo siguiente: 1)
La primera falla, que produjo el cambio de modo de presentación de datos de la pantalla superior de la VEMD, apareció 1 min 17 seg. antes de producirse el accidente. 2)
La segunda falla detectada es similar y contemporánea a la primera, teniendo la misma causa. 3)
Las nueve fallas restantes almacenadas corresponden a los sucesos (cronológicamente detectados) que ocurrieron durante el impacto de la aeronave con el terreno. Pudiéndose detectar incrementos de temperatura, valores que exceden los límites de velocidad (rpm) normales de motor, disminución de torque, hasta incluso las condiciones en que se produjo el desacople de la transmisión. Relacionado con la falla mencionada como “1) FLI Loss”, su causa pudo detectarse como una incoherencia de cálculo entre los registros de NG, T4 y TQ; no atribuible a los sensores físicos del motor, sino a una sensibilidad extrema en la lógica de la electrónica del equipo. Debido a la sensibilidad de la coherencia de cálculo del VEMD, el fabricante expresó haber desarrollado un nuevo software (sistema lógico VEMD V05), que enmienda los potenciales causales de una falla lógica en el dispositivo, por lo que emitió un Boletín de Servicio Rev. 0 Nº 31.00.54 el 01 JUL 2008 y una revisión posterior SB Nº 31.00.54 Rev. 1 el 19 FEB 2009. De acuerdo al análisis de la documentación técnica de la aeronave, no se encontró aplicada esa acción técnica. Información obtenida en el Estado de Fabricación y Diseño (Francia/BEA) ‐ Ensayo de la Unidad EECU. El helicóptero se encontraba equipado con un sistema electrónico digital central de gerenciamiento del funcionamiento y parámetros de motor, EECU (“Engine Electronic Control Unit”) Thales, P/Nº70BMF1020, S/Nº 4005. Dicho dispositivo fue desinstalado y remitido a las instalaciones de la BEA, Francia (Estado de diseño y fabricación), a los efectos de realizar una comprobación de funcionamiento en las facilidades del fabricante. El ensayo fue llevado a cabo en Turbomeca, quien emitió el informe T09/CRA0312A‐1. De acuerdo con lo expresado por el fabricante, la unidad no registró fallas ni discrepancias de sensado, previo al accidente. Las novedades que registró el equipo, corresponden y son concordantes (tanto cronológicamente, como con el tipo de falla registrada), con las sensadas oportunamente por la unidad VEMD, una vez que la aeronave hizo contacto contra el terreno a través de las palas del rotor principal. La unidad continuó energizada y registrando parámetros sin presentar fallas en sí misma, hasta que el piloto desenergizó la aeronave, una vez completado el aterrizaje de emergencia. El equipo era elegible para la aeronave y no presentó discrepancias de trazabilidad. Si bien se obtuvieron datos y parámetros registrados por las unidades VEMD y EECU útiles en la investigación, esos equipos no pueden ser considerados registradores de vuelo; esas unidades no cumplen con los requerimientos de protección de la información, tiempos de almacenamiento, etc.; debido a que su funcionalidad a bordo está destinada al gerenciamiento de los sistemas propulsivos y de la aeronave, con propósitos de mantenimiento. Información obtenida en el Estado de Fabricación y Diseño (Francia/BEA) ‐ Sistema separador de partículas. La activación de este dispositivo es opcional y controlable desde la cabina de vuelo, por parte del piloto. La aspiración y eyección de partículas se lleva a cabo a través de aire a presión, proveniente del sistema de sangrado del módulo de compresor del motor; por lo que la activación del mismo en vuelo, acarrea una mínima disminución en el rendimiento del motor. De acuerdo a lo expresado en el Manual de Vuelo (Suplemento 9, Capítulo 14 “Sand Filter”) el motor pierde entre un 5 a 10% de su eficiencia con el “Sand Filter” activado. Declaraciones del piloto. 29
De acuerdo a lo manifestado por escrito por parte del piloto al mando, al llegar a la zona donde ocurrió el accidente, comenzó un viraje a la derecha para filmar un vehículo “Jeep” atascado, con una inclinación de 10° ‐ 15°, una velocidad de 30 kt, y una altura de 30 metros. En la mitad del viraje sintió que el helicóptero se “desplomó”, siendo que en ese momento se encontraba mirando el “Jeep” atascado. De inmediato leyó en la VEMD la información: “NG 0%” y “FAILED DETECTED”; modo “tres parámetros”. Antes de tocar tierra, encontrándose con viento de cola, realizó un “flare” para amortiguar la caída. (Se pudieron observar filmaciones de aficionados que confirman la trayectoria manifestada por el piloto). Asimismo, expresó que se encontraba operando con el sistema separador de partículas de la admisión del motor – “Sand Filter” – desconectado. Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de una empresa privada, la que se encontraba habilitada para tareas de trabajo aéreo con helicópteros en la República Argentina. Información adicional Factores relacionados con la operación Durante la entrevista al piloto en las facilidades del operador y consultado acerca de las condiciones en que se realizaban las operaciones de seguimiento del Rally, el tripulante expresó que la tarea se realizó “acompañando” la competición. Las aeronaves se basaban temporariamente en los lugares de detención de la carrera, lugar mismo en que se realizaban las tareas básicas de mantenimiento preventivo pre vuelo y descanso de tripulaciones y personal técnico. Preguntado acerca de las condiciones de descanso, informó que dormían en carpas al igual que los competidores del Rally. Respecto al día anterior del suceso expresó haber descansado aproximadamente 5 horas, en las condiciones antes mencionadas. Dadas las características propias del sistema de filmación instalado en el helicóptero, el piloto debe tener precaución al momento de realizar los virajes. Los giros muy inclinados (escarpados), generan que la cámara reinicie su posición, perdiendo el objetivo que está filmando. Con respecto al seguimiento de los vehículos de la competencia, informó que disponía de sistemas de navegación satelital a bordo, mientras un operador de cámara lo guiaba sobre qué competidor o zona deseaba filmar. El camarógrafo recibía indicaciones desde una central remota, a donde eran enviadas las imágenes en directo, y el mismo las transmitía guiando constantemente en forma oral al piloto. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces Se obtuvo una copia de un video aficionado, testigo del suceso, para su análisis (análisis del espectro sonoro del motor), por parte de la BEA; pero no se pudo obtener ningún resultado debido a la baja calidad del material aportado. ANÁLISIS Aspectos operativos Por las condiciones en que se desarrolló la operación y visto lo expresado por el piloto al mando de la aeronave, podría inferirse que el vuelo se realizó probablemente en condiciones de estrés. Por un lado, porque el descanso de la tripulación fue relativamente escaso y en condiciones no óptimas; y por otro, debido a las características del tipo de tarea, de seguimiento a baja altura de un evento deportivo de alta velocidad y del terreno, con relieve irregular. Durante este tipo de vuelo, la atención del piloto se encontraba dividida en múltiples factores ya que a la operación misma de la aeronave, se agregaban, las necesidades propias que los requisitos de filmación aérea requieren. En especial, el piloto debe tratar de posicionar la aeronave en una condición 30
ventajosa para cumplir con la tarea. Al momento del accidente existieron varias condiciones particulares que aumentaron la potencia necesaria para el vuelo del helicóptero: temperatura exterior de 25,3° C (valor por encima de la Atmósfera Estándar Internacional ‐ISA‐ a nivel medio del mar ‐SL‐); presión atmosférica de 1009,0 hPa (por debajo de la ISA ‐ SL); viento de cola de 10 kt; un margen de 7 % por debajo del Peso Máximo de Despegue; ejecución de un viraje; y baja velocidad indicada (IAS). A su vez, se deben tener en cuenta las condiciones que agravaron la situación: encontrarse cerca del terreno (a baja altura); la necesidad de mantenerse dentro de una referencia terrestre; la necesidad de derrapar la aeronave para no superar la inclinación límite de la antena de transmisión de imágenes a tierra; y un entorno en la cabina de comunicación permanente con el operador de cámara. Al llegar al lugar con viento “de frente”, la velocidad terrestre de la aeronave era de unos 20 kt (30 kt IAS menos 10 kt del viento). Pero al finalizar el viraje, si no se hubiera corregido la componente de viento “de cola”, el helicóptero hubiera quedado con una velocidad relativa de 40 kt (30 kt IAS más 10 kt del viento), que imposibilitaría realizar la filmación de manera adecuada. Entonces, para disminuir la velocidad respecto del terreno, se deduce que el piloto debió disminuir inadvertidamente la velocidad indicada del helicóptero. En estos valores de velocidad, es muy pequeño el cambio de actitud de la aeronave como para que sea detectada por un piloto que está mirando hacia una referencia terrestre ubicada en el lado opuesto al tablero de instrumentos, siendo elevado el incremento de la potencia que necesita el helicóptero para mantener la altitud. Por todo esto, resultan acordes con el suceso las declaraciones del piloto accidentado. Mientras éste se encontraba realizando un viraje por derecha, de una condición de viento “de frente” hacia la de “viento de cola”, en la necesidad de mantener el objeto de la filmación en posición apropiada, se deduce que inadvertidamente debió reducir la velocidad de la aeronave para compensar los 10 kt de componente de cola, con aplicación del comando cíclico hacia atrás. La mayoría de los helicópteros obtienen los valores de “mínima potencia necesaria” con IAS de entre 50 kt y 70 kt, dependiendo del modelo. La curva que lo determina muestra que por encima o por debajo de esa velocidad la potencia requerida es mayor. En el caso de velocidades por debajo de aquella de “mínima potencia necesaria para el vuelo”, el valor de la “potencia necesaria” aumenta marcadamente cuando la IAS se acerca a “cero”. Además, debido al viraje, también se habría requerido compensar la pérdida de componente vertical de sustentación. Seguidamente, debió incrementar el comando de paso colectivo del rotor para sobrellevar la mayor “potencia necesaria” que la maniobra requería, hasta que llegó –según declara haber visualizado el piloto – al máximo de potencia disponible entregada por el motor (NG: 0%). Esta declaración repetidamente hecha por el piloto no coincide con lo registrado por el sistema VEMD que mostró un valor de 92%. Las dos indicaciones de NG planteadas en el párrafo anterior, si bien distintas, demuestran un relativamente alto requerimiento de potencia; que no fue suficiente para frenar la inercia de la aeronave en su descenso hasta golpear contra el terreno. Numerosas referencias documentadas alertan de los riesgos de los virajes con viento de cola. Cuando vuelan en altura, los pilotos no experimentan problemas para realizar virajes, sea cual fuere la intensidad del desplazamiento de la masa de aire (viento), donde se encuentra la aeronave. Sin embargo, a una relativa baja altura y velocidad, las referencias terrestres del viraje inducen a los pilotos a apreciar distinto el movimiento relativo de su aeronave. De hecho, los pilotos deben desviar más su atención hacia el entorno exterior de la aeronave que a los instrumentos de vuelo, en orden de prevenir colisión contra el terreno o los obstáculos que de él se elevan. Es destacable que aún en esta situación de alto estrés, el piloto pudo reaccionar con la rapidez que los acontecimientos requerían, logrando mantener la aeronave nivelada para que el choque contra el suelo fuera de la manera más adecuada, absorbiendo el impacto los esquíes del tren de aterrizaje simultáneamente y, luego, la estructura inferior del fuselaje. Realizando, además, un “flare” (restablecida) previo al contacto con el terreno lo que redujo la velocidad de desplazamiento horizontal al mínimo. Esta acción del piloto, fruto de su experiencia, se aprecia que posibilitó que todas las personas a bordo del helicóptero no tuvieran ninguna lesión. 31
Aspectos técnicos Novedades técnicas halladas Las únicas fallas detectadas durante toda la investigación, fueron las que presentó la VEMD, instantes antes de producirse el accidente; al detectar el sistema anormalidades en el sensado de parámetros (debido a una discrepancia de software), automáticamente cambió la presentación de datos del modo FLI al modo ENGINE. El piloto, declaró que no percibió anormalidad técnica alguna durante toda la operación, cuando el sistema produjo el cambio de presentación de datos observando el valor de “NG en cero”. De acuerdo con el análisis de fallas detectadas por el equipo y los indicios obtenidos, ni la aeronave, ni el motor experimentaron fallas técnicas previas al impacto contra el terreno. Cadena de eventos / cronología de sucesos La primera falla de la VEMD fue detectada 1 minuto 17 segundos antes de la detención total y desenergizado del sistema. Con la información obtenida del análisis de aquel sistema, al momento de presentarse la falla de software y durante toda la maniobra, el motor entregó potencia normalmente. La segunda falla de software se produjo inmediatamente después, durante el descenso previo al accidente, con todos los sistemas de abordo y planta de poder funcionando correctamente. Al momento que la aeronave impacta violentamente contra el terreno las palas del rotor principal golpean contra el suelo. En ese momento, el sistema VEMD comenzó a detectar una serie de novedades, vinculadas a la sucesión de fallas que se produjeron en la planta de poder, producto de la detención brusca. Se desacopló la transmisión, que acarreó la sobre velocidad (rpm) del motor, generándose el colapso completo de la etapa de turbina libre (componente que actúa como “fusible” en caso de fallas graves, como la presente), con el desprendimiento de sus álabes que fueron contenidos por el refuerzo circunferencial de la estructura del motor. Como se ha visto en párrafos anteriores, en todo momento el sistema propulsivo de la aeronave funcionó correctamente, por lo que puede afirmarse que la gran acumulación de partículas extrañas, halladas en las etapas de compresor, combustión y turbina, se produjo en el lapso de tiempo entre que las palas del rotor principal hicieron contacto con el terreno (levantando tierra, arena, pedregullo y destruyéndose) y el instante cuando el motor fue detenido. Debido a la violencia e inercia del impacto, la estructura de la célula y sus carenados, resultaron con daños de importancia; por lo que numerosos fragmentos de los carenados fueron ingestados por el motor. Los daños observados en los bordes de ataque de los álabes coinciden con el tipo, volumen y masa aproximada de los fragmentos ingresados al motor. Durante el corto período, entre que el rotor principal impactó el terreno y el motor fue detenido, se detectaron las nueve (9) fallas restantes registradas en la VEMD; por lo que puede afirmarse que no tuvieron ninguna influencia durante la operación de la aeronave. Cabe señalar que, por más que el sistema VEMD haya experimentado dos fallas de software, en ningún momento el equipo se encontró fuera de servicio, ni mostró valores erróneos de los parámetros. Los registros de la unidad EECU son concordantes con aquellos de la VEMD, en cuanto a las fallas sensadas en el lapso de tiempo que transcurrió desde que las palas del rotor principal y los esquies hicieron contacto con el terreno, hasta que se desenergizó por completo la aeronave. La EECU no registró las inconsistencias de software que experimentó la VEMD en instantes previos al accidente, ni los cambios de presentación de datos. Hechos definidos La aeronave y el piloto se encontraban habilitados para realizar el vuelo. Se realizó un viraje con viento de cola, a muy baja velocidad y a baja altura. El viento influyó negativamente en la realización de la maniobra. 32
Tanto la aeronave, como su motor se encontraban aeronavegables al momento del accidente. No se había aplicado el Boletín de Servicio Eurocopter Nº 31.00.54 Rev. 0, dado a difusión el 01 JUL 08. La VEMD no indicó que el motor estuviese detenido o entregando menos potencia que la requerida. La EECU no registró fallas técnicas previas al accidente, ni evidencias que el motor estuviese entregando menos potencia que la requerida para la operación. Los daños hallados en la célula de la aeronave, indicaron que el rotor hizo contacto contra el terreno girando, entregando potencia. Los daños observados en el motor son indicio inequívoco que el mismo se encontraba entregando potencia al momento del accidente. El peso y balanceo de la aeronave se encontraba dentro de los límites permitidos en el Manual de Vuelo de la aeronave. Causa Durante un vuelo de trabajo aéreo, de filmación a baja altura con alta exigencia operativa y condiciones de elevados requerimientos de potencia, descenso brusco de la aeronave con impacto contra el terreno; como consecuencia de una percepción errónea de la velocidad resultante, por influencia del viento de cola. Factores contribuyentes 1)
La necesidad de posicionar la aeronave de acuerdo con las características propias de la filmación aérea y del terreno irregular. 2)
Condiciones meteorológicas que aumentaban la potencia necesaria para el vuelo. 3)
Escaso tiempo de descanso del piloto, que probablemente influyó negativamente en su desempeño. Recomendaciones de seguridad A la Dirección General de Aeronáutica Civil de la República de Chile Considerar la necesidad de recomendar a los operadores de helicópteros que prevean, en aquellas operaciones que involucren actividad aérea a baja velocidad y baja altura, el repaso teórico y práctico por parte de sus tripulantes, acerca de los riesgos que involucran las maniobras con viento de cola. Considerar la conveniencia de recomendar al operador, implementar un procedimiento para que las tripulaciones de sus aeronaves, siempre que operen en condiciones marginales (baja altura, polvo en suspensión, zonas arenosas, etc.), lo hagan con el sistema separador de partículas activado, a los efectos de preservar las condiciones de servicio del motor. Evaluar la conveniencia de recomendar al operador, sobre el factor tiempo de descanso de las tripulaciones, máxime cuando se realizan tareas de alta exigencia operativa. Evaluar la conveniencia de recomendar al operador de la aeronave CC‐CGE, la implementación de la nueva versión software (V5) para el sistema VEMD, tal como lo expresa el Boletín de Servicio de Eurocopter Nº 31.00.54 Rev.1, dado a difusión el 19 FEB 09. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN:Ea. Atalaya, Parque Nacional Los Condoritos, Altas Cumbres, Pcia. de Córdoba FECHA: 09 ENE 09 HORA: 12:35 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐22‐108 “Colt” MATRÍCULA: LV‐IAZ PILOTO: Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado 33
Reseña del vuelo El 07 ENE 09, en horas de la mañana, el piloto con la aeronave matrícula LV‐IGY, despegó del Aeródromo (AD) Santa Teresita (STR), para trasladar la aeronave, hasta el AD Lincoln (LIN), ambos en la Provincia de Buenos Aires. Luego de una hora de vuelo, realizó un aterrizaje de emergencia por fallas en el motor, en el Aeródromo Dolores (DOL), Provincia de Buenos Aires, regresando a Santa Teresita vía terrestre. El 08 ENE 09 a las 10:45 hs, despegó del AD STR, con la aeronave matrícula LV‐ IAZ, para trasladarla al AD Villa Dolores (LDR), Provincia de Córdoba. Realizó una escala técnica en el AD DOL, donde sacó combustible del LV‐IGY, usando una manguera, lo puso en un bidón que había llevado para tal fin, que luego trasvasó al LV‐IAZ, hasta dejar sus tanques llenos. Una vez reabastecida la aeronave, despegó con destino al AD Lincoln (LIN). En este lugar compró combustible en una estación de servicio, lo puso en dos bidones que le prestaron en un TAR de ese AD, completó con ellos los tanques de la aeronave, y después despegó hacia Río Tercero (RCR). Aterrizó en RCR a las 20:30 hs y como era tarde para cruzar las sierras, el piloto decidió dirigirse al AD Coronel Olmedo (EDO). Una vez aterrizado, guardó la aeronave en el hangar del Aeroclub Córdoba y se retiró a pernoctar en la ciudad de Córdoba. Allí, el piloto planificó la ruta por donde iba a realizar el cruce de las Altas Cumbres, de acuerdo con la información que le habían suministrado pilotos de RCR y de EDO. Luego verificó las condiciones meteorológicas, a través de la página del Servicio Meteorológico Nacional en Internet. El 09 ENE 09 demoró la salida de EDO, al no encontrarse el encargado del Aeroclub Córdoba (de acuerdo al horario coordinado el día anterior), para abrir el hangar y sacar la aeronave. Éste arribó al lugar, aproximadamente a las 11:00 hs. De inmediato procedieron entre los dos a retirar la aeronave del hangar, la abasteció con 60 lts de combustible, controló y agregó un poco de aceite al motor, realizó la inspección prevuelo, puso en marcha el motor y selectó el altímetro con el QFE de EDO. Despegó a las a las 11:39 hs, rumbo al AD Alta Gracia (AGR) por el corredor visual 11, manteniendo 1.000 ft de separación con el terreno, en la vertical de AGR, el piloto puso proa hacia la zona del Embalse Los Molinos y comenzó a ascender para mantener una altura de seguridad de 1000 ft sobre el terreno, la cual le permitiría cruzar las Sierras Grandes, por el sector que le habían recomendado. Lateral derecho del Embalse Los Molinos, comenzó una serie de virajes en ascenso para seguir tomando altura, cuando divisó en el horizonte el sector de traslasierras hacia el oeste, realizó un viraje por derecha para retomar el rumbo hacia el AD de destino, sorprendiéndolo una fuerte ráfaga de viento que desestabilizó la aeronave; el piloto intentó contrarrestar la descendente cambiando la inclinación, sin lograrlo; la aeronave se precipitó a tierra, impactando contra el terreno. El accidente ocurrió de día y en condiciones meteorológicas visuales. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: El tren de aterrizaje, el semiplano izquierdo, montantes y capó inferior de motor resultaron destruidos. El semiplano derecho resultó con daños de importancia. Motor: Bancadas de soporte del motor y el carburador, deteriorados. Hélice: Ambas palas levemente dobladas hacia atrás. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto al mando de 33 años de edad, poseía la Licencia de Piloto Privado de Avión, otorgada el 18 AGO 08, con habilitaciones para: monomotores terrestres hasta 5700 kg ; no poseía otras licencias. 34
La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas informó que no hay copia de foliado archivado en su legajo aeronáutico y no registra antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. El INMAE informó que la fecha del último examen psicofisiológico fue el 07 ABR 08, realizado en Gabinete Psicofisiológico Buenos Aires; Aptitud otorgada: “Apto temporario por seis meses”; sin limitaciones y sin antecedentes; Observaciones: “Aportar a las 20 horas de vuelo informe de instructor”; Habilitado hasta: 30 OCT 08. Posteriormente, el INMAE rectificó lo informado, indicando que su habilitación psicofisiológica vencía el 30 ABR 09. Su experiencia de vuelo en horas según lo declarado por el piloto era: Total general: 137.2 En los últimos 90 días: 60.0 En los últimos 30 días: 10.0 El día del accidente: 0.8 En el tipo de avión accidentado: 8.0 Travesía: 33.0 Nocturno: 2.0 Información sobre la aeronave Información general Avión de construcción mixta, estructura de tubos de acero y superficies enteladas; ala alta semicantilever, empenaje arriostrado, tren de aterrizaje tipo triciclo fijo, poseía sólo el asiento para el piloto y equipamiento para propalación aérea. Fabricado por Piper Aircraft Corporation, Nº de serie 22‐
8186. Célula Al momento del accidente contaba con un Certificado de Aeronavegabilidad de categoría Normal / Restringida, emitido el 31 DIC 08. La última Rehabilitación Anual según Formulario DNA 337, fue realizada en el Taller Aeronáutico de Reparación 1B‐70, el 31 DIC 08, cuando registraba 2.710 hs de TG. Motor La aeronave tenía instalado un motor marca Lycoming, modelo O‐235‐C1B, serie Nº I/D L 7405‐15, con una potencia de 115 HP. Según el último Formulario DNA 337, el motor registraba 2.165 hs de TG y 959 hs DURG con habilitación hasta 3.577 hs de TG, bajo la CA 43‐50. El consumo promedio era de 20 lts/h y el combustible utilizado era de automotor, aprobado por la DNA según Certificado Tipo Suplementario de la FAA, SA1949CE y SE2035CE. Hélice El motor de la aeronave estaba equipado con una hélice de construcción metálica, bipala, de paso fijo, marca Sensenich, modelo M 76 A. Según último Formulario DNA 337 poseía 2.219 hs de TG y 1.012 hs DURG, habilitada hasta 3.000 hs TBO. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo del peso al momento del accidente fue el siguiente: Básico: 472.80 kg Piloto: 90.00 kg 35
Combustible (78 lts X 0.74): 57.60 kg Total al momento del accidente: 620.40 kg Máximo de Despegue (PMD): 748.40 kg Diferencia: 128.00 kg, en menos respecto al PMD. La aeronave, al momento del accidente se encontraba 128 kg por debajo del PMD y el Centro de Gravedad estaba dentro de la envolvente de vuelo, según la última planilla de masa y balanceo de fecha 14 DIC 06, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los AD LDR y CBA, interpolados al lugar y hora del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 hs, era: Viento: 050°/12 kt ; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 Cu 900 m; Temperatura: 14.0° C; Temperatura Punto de Rocío: 4.0° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1.017.1 hPa y Humedad Relativa: 51%. Observaciones: “Del análisis realizado se concluye que el lugar del accidente se encontraba bajo la influencia de un sistema de alta presión, vientos del noreste con intensidad entre 10 y 15 kt. Por la dirección del viento y la subsidencia propia del anticiclón, es muy probable la ocurrencia de corrientes descendentes al oeste de las laderas y turbulencia mecánica débil, ocasional moderada. La isoterma de 0° C se encontraba aproximadamente a 3.400 metros de altura con respecto al nivel medio del mar”. Ayudas a la navegación El piloto utilizó cartas aeronáuticas visuales 1:1.000.000 y un GPS portátil Garmin eTrex ®. Comunicaciones El piloto declaró que había tenido dificultades para comunicarse con el AD EDO en la frecuencia 123,5 MHz, por lo cual fue autorizado el despegue en forma “visual” por personal del aeródromo. Durante el vuelo trató de comunicarse con la TWR de Escuela de Aviación en 120,6 MHz, pero no pudo establecer enlace. Según NOTAMS N ‐ C 3869/08, el AD ESC estaba cerrado desde el 23 DIC 08, 15:40 hs hasta el 03 FEB 09, 10:00 hs. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en las Sierras Grandes, Pampa de Achala, Parque Nacional Los Condoritos, Estancia Atalaya, Departamento San Alberto, Provincia de Córdoba. El terreno tenía una pendiente de aproximadamente 15° de promedio, era firme, rocoso, con paja india de unos 50 cm de alto, algunos arbustos (tabaquillo), sobresalían del terreno al igual que piedras de considerable tamaño. Las coordenadas del lugar eran: 31° 46’ 541” S y 064° 46’ 068" W, con una elevación de 1.964 m (6.443 ft). Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El primer impacto contra el terreno, con rumbo 132°, fue con el semiplano derecho, dos metros más adelante golpeó con la rueda del tren de aterrizaje del mismo lado, luego la izquierda y el tren de nariz, desprendiéndose éste último de la aeronave; quince metros por delante y con el mismo rumbo, impactó con el semiplano izquierdo contra una roca de gran tamaño, lo que produjo que la aeronave capotara, desprendiéndose la bancada del motor y el carburador y doblándose la hélice, quedando detenida con rumbo 225°. 36
Información médica y patológica El 10 ENE 09 a las 15:30 hs, el piloto ingresó por sus propios medios a la guardia del Hospital Italiano de la ciudad de Córdoba: “refiriendo dolor en muñeca derecha, tobillo derecho, plantas de los pies y boca”. En dicho nosocomio, se le controlaron los signos vitales, le efectuaron un examen clínico, le realizaron placas radiográficas en columna, muñeca y tobillo derecho, análisis de sangre, ortopantografía y tomografía computada en maxilar inferior. Le detectaron fractura de la muñeca, herida cortante en labio inferior y comisura labial derecha, movilidad en piezas dentarias, fractura en maxilar inferior, herida cortante en tobillo derecho y excoriaciones en miembros superiores e inferiores. Después de practicarle los primeros auxilios, los facultativos que asistieron al piloto informaron que: “... bajo su responsabilidad decide seguir su control y tratamiento en su provincia de origen, sugiriéndole acudir a control en su lugar de origen a la brevedad”. Supervivencia Los cinturones de seguridad no se cortaron y los anclajes del asiento del piloto no se desprendieron, resistiendo el esfuerzo al que fueron sometidos; no poseía arnés de hombros. El piloto abandonó la aeronave por sus propios medios. Caminó hacia el Dique Los Molinos, en dirección a una casa que había divisado minutos antes del accidente. Descendió las sierras por el cauce de un río. Pasó la noche a la intemperie al no alcanzar su objetivo. Al día siguiente, con el crepúsculo, se dirigió hacia la casa, donde lo asistieron y recibió ayuda para poder comunicarse con su familia. Después fue llevado al Hospital Italiano de la Ciudad de Córdoba, donde fue atendido por el cuerpo médico. Búsqueda y salvamento: Siendo las 20:10 hs del 09 ENE 09, personal del AD EDO informó al Centro Coordinador de Búsqueda (RCC) de la Región Aérea Noroeste, que le informaron telefónicamente que la aeronave LV‐IAZ, no había arribado a LDR, por lo cual se dio inicio a la misión SAR (Búsqueda y Salvamento), utilizando un avión de la Fuerza Aérea y alertando a Defensa Civil, Policía y Dirección Provincial de Aeronáutica, organismos de la Provincia de Córdoba finalizando ese día la búsqueda a las 22:00 hs, sin novedad. El 10 ENE 09, a las 10:00 hs, se reinició la actividad de búsqueda aérea con aeronaves de la RANO, DPA CBA y del AD EDO y se solicitó al Comando de Operaciones Aéreas medios de apoyo, el cual brindó un F‐
27 y un C‐130. Siendo las 13:30 hs, el Jefe de AD EDO informó que la esposa del piloto: “había recibido un llamado de su esposo, quien le comunicó que se había accidentado y se encontraba hacia la ciudad de Córdoba en un móvil particular”. Dicha información fue corroborada por personal del SAR, cancelando las operaciones aéreas y terrestres. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, se dio vuelta la aeronave a su posición normal y se comprobó la continuidad de los comandos de vuelo y de motor en toda su extensión, por fijación y condiciones de los cables, poleas y guiñoles, algunos se encontraron cortados y desprendidos de sus anclajes de fijación, producto del impacto contra el terreno. La hélice presentaba una dobladura de 20/22° al 75 % desde el extremo de una de sus palas y de 5/7° al 40 % del extremo de la otra pala. Al girar la misma, el motor presentaba libre movimiento y no se escucharon ruidos de rozamiento y / o componentes sueltos en su interior. Se retiró una escasa cantidad de aceite del motor en el lugar del accidente (por lo dificultoso de su extracción), el remanente se perdió durante el desmontaje del motor y traslado. No se envió la muestra para su análisis al Laboratorio de Ensayos de Materiales, por no alcanzar el mínimo requerido para realizar el estudio de su aptitud y condiciones. 37
Sólo se pudo extraer una cantidad menor a 100 cc de combustible de una cañería de alimentación al motor. No había combustible en los tanques de la aeronave ni en el carburador. No se remitió la muestra al LEM, por no ser suficiente lo obtenido para su análisis. En el hangar del aeródromo de Coronel Olmedo, se retiraron del motor de la aeronave los magnetos, bujías y cables de encendido y se enviaron al TAR 1B‐440, con Solicitud de Informe Técnico de Material Nº 023/09, para verificar el estado y condiciones de funcionamiento en banco de prueba. El carburador no se remitió porque resultó destruido por el impacto. Los resultados del Informe Técnico: Magneto Nº 1: Estado Muy Bueno; Encablado: Cable 1 y 2 Muy Bueno, 3 y 4 Bueno; Magneto Nº 2: Estado Muy Bueno; Encablado: Cable 1, 2, 3 y 4 Muy Bueno; Bujías: Estado y condición Bueno, calidad de la chispa producida: Bueno. El tanque de combustible izquierdo se encontró destruido y el derecho sano, pero en las inmediaciones de la aeronave accidentada, no había olor a combustible derramado y en la vegetación circundante, sólo se observó vestigios de haber sido contaminada, una pequeña superficie, (en las inmediaciones de la piedra donde impactó el semiplano izquierdo). Los comandos de potencia, corrector de mezcla y aire caliente al carburador, se encontraron en posición todo adelante y la llave selectora de tanque de combustible, estaba en posición tanque izquierdo. El altímetro tenía una lectura de 4.900 ft (1.493 m), siendo la elevación del lugar del accidente de 6.443 ft (1.964 m), por lo tanto, el piloto tenía una lectura de 1.543 ft (470 m) por debajo de la elevación. El piloto manifestó a los investigadores que despegó del AD DOL, destino LIN, con los tanques llenos de combustible (110 lts consumibles), lo que le daba una autonomía de 05:30 hs con un consumo de 20 lts por hora. De DOL a LIN hay 205 NM y volando a 70 kt de crucero le demandó 03:00 hs de vuelo, consumiendo 60 lts aproximadamente. En LIN volvió llenar los tanques de la aeronave, se dirigió a RCR, recorriendo la misma distancia en el mismo tiempo de vuelo aproximadamente, quedando un remanente de unos 50 lts y una autonomía de 02:30 hs. De RCR a EDO hay una distancia de 43 NM, demoró para llegar unos 00:40 hs de vuelo y tuvo un consumo de aproximadamente 15 lts, quedó un remanente en sus tanques de 35 lts. En EDO cargó 60 lts, más el remanente (35 lts), por lo que habría despegado con destino a LDR con 95 lts y una autonomía de 04:45 hs, navegación que le demandaría 01:00 hs de vuelo aproximadamente. La ADVERTENCIA 103/DCA dirigida a los Talleres Aeronáuticos de Reparación (TAR), propietarios y operadores de aeronaves de aviación general con autorización para operar con combustible de uso automotor (AUTOGAS) indicaba en uno de sus puntos: “El AUTOGAS, en largos períodos de almacenamiento, produce depósitos gomosos en cantidades superiores al AVGAS (aeronaftas), ya que los requerimientos de presencia máxima de productos gomosos son distintos en las especificaciones correspondientes a naftas de auto o de aviación”. En otro punto dice: “Los controles realizados en los depósitos comerciales de AUTOGAS son menores que los realizados en los de AVGAS. Por lo que los combustibles cuya procedencia sea desconocida, pueden ser de dudosa calidad o bien puede que no hayan tenido el adecuado almacenamiento hasta su expendio en las bocas de carga (filtrados, drenajes, limpieza de tanques de almacenamiento, etc.)”. El tapón o trampa de vapor (“vapor lock”), es un bloqueo por vapor que ocurre cuando el combustible líquido cambia del estado líquido a gas, cuando aún se encuentra en el circuito de distribución de un motor de combustión interna. Esto provoca la interrupción del funcionamiento correcto de la bomba de combustible, causando disminución de la presión de alimentación al carburador o al sistema de inyección, resultando en una pérdida transitoria de potencia o la detención del motor. El combustible puede vaporizarse debido al propio calor del motor, clima local o bajo punto de ebullición a gran altura. En la Circular Aeronáutica emitida por la Dirección General de Aeronáutica Civil de la República de Chile – Departamento Seguridad Operacional – de fecha 23 ABR 08 dice: “la vaporización de la gasolina en las líneas de combustible se traduce en una reducción del suministro de gasolina al motor: En casos graves, esto puede resultar en la detención del motor. Este fenómeno se conoce como bloqueo de motor”. En la revista Aeroespacio Nº 568 de nov‐dic 05, Leonardo Rame, Licenciado en físico‐química, Ingeniero en petróleo y Piloto Civil, quien fuera invitado por la DNA en Córdoba, donde expuso los fundamentos técnicos relativos al uso de AUTOGAS, manifestó: “Entre los muchos inconvenientes generados por la utilización de motonaftas, debemos mencionar por su importancia la formación de burbujas de combustible conocidas como “vapor lock”. Las especificaciones refieren al ensayo de Tensión de Vapor 38
REID (ASTM D‐323) donde se observa que los valores para motonaftas son muy superiores a los de las aeronaftas, las cuales poseen un valor límite máximo (7 psi). El efecto de la burbuja de vapor es la “plantada” del motor”. La aeronave tenía instalado un equipo de publicidad aérea compuesto por parlantes, pasa cintas y amplificadores; el último peso y balanceo fue realizado el 14 DIC 06 con este equipamiento, según lo informado telefónicamente por el RT del taller. Información orgánica y de dirección Las aeronaves LV‐IGY y el LV‐IAZ, eran propiedad privada de una persona, quien autorizaba a realizar: “habilitaciones, gestiones y movimiento de la aeronave” a otra, quien a su vez permitía volarlas al piloto accidentado. Información adicional El piloto declaró que su Libro de Vuelo, Habilitación Psicofisiológica, Licencia de PPA y la documentación de la aeronave (Libretas Historiales, Certificados de Aeronavegabilidad, Matriculación y Propiedad, Form. 337 DNA, Manual de Vuelo, etc.), los extravió en el camino buscando auxilio. La carta visual encontrada entre los restos de la aeronave, no tenía marcada la ruta a seguir. En el interior de la aeronave se encontraron un buzo perteneciente al piloto con intenso olor a nafta y dos bidones vacíos con vestigios de combustible de color azulado y olor al mismo. Los investigadores arribaron al lugar del accidente cuatro días después de ocurrido; el día anterior hubo una lluvia intensa en la zona. Cuando se le preguntó al piloto: “en caso de no existir un procedimiento para el cambio de tanques, qué recaudos tuvo en cuenta?”, respondió: “cada media hora realizaba el cambio para balancear el peso. La recomendación al cambiar el tanque es que la manija quede sobrepase la marca”. El piloto declaró a los Investigadores: “despegué con tanque izquierdo y a los 15 minutos cambié al tanque derecho” y al preguntarle si el motor estaba detenido antes del accidente, respondió que no recordaba. También manifestó que en el TAR de LIN dejó el bidón de combustible que él había llevado, porque no estaba en buenas condiciones y por eso le prestaron dos para que realice la carga (30 y 10 lts respectivamente). Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se emplearon las de rutina. ANALISIS Aspectos operativos La DHA informó que el piloto obtuvo su Licencia de Piloto Privado de Avión en AGO 08 y el mismo declaró que al momento del accidente tendría unas 137 hs de vuelo, se deduce que estaba entrenado, lo que no significa que estaba adiestrado para volar en zona de montaña, hecho que se confirma al reglar el altímetro en QFE y no en QNH para volar leyendo altitudes, lo que le brindaría una lectura cierta y poder mantener una separación segura con el terreno, no aplicando lo especificado en las RAAC 91, respecto al reglaje del altímetro. Reglar el altímetro en QFE (cero ft/m) en un AD cuya elevación es de 1.416 ft y al volar en zona montañosa, con elevaciones variables y en incremento, es muy complejo poder determinar permanentemente la altura con que se está volando, por lo que se infiere que el piloto, realizó la navegación con una lectura en el altímetro, que no le ofrecía una separación real con el terreno referida a lo contenido en la carta visual que llevaba consigo. Si el informe del SMN determinó que el viento reinante en la zona provenía del sector NE con una velocidad de 12 kt y que “es muy probable la ocurrencia de corrientes descendentes al oeste de las laderas y turbulencia mecánica débil, ocasional moderada”; no obstante, de acuerdo con la declaración del piloto, cuando divisó en el horizonte el sector de traslasierras hacia el oeste, realizó un viraje por 39
derecha para retomar el rumbo hacia el AD de destino, sorprendiéndolo una fuerte ráfaga de viento que desestabilizó la aeronave; el piloto habría intentado contrarrestar la descendente cambiando la inclinación, sin lograrlo; apreciándose que posiblemente, pudo ser un factor contribuyente En el caso que una descendente ocasionara que la aeronave impactara contra el terreno, se puede deducir que el piloto estaba volando a una altura menor a la que él suponía. El SMN informó que en la zona donde ocurrió el accidente, la isoterma de 0° C se encontraba a unos 1.400 m por encima de la elevación del terreno, por lo que se supone que con una temperatura exterior de 14° C y una humedad del 51%, no siendo probable que haya habido formación de hielo en el carburador, que ocasionara la detención del motor. Si en el vuelo de DOL a LIN, el consumo de combustible fue de 60 lts y allí el piloto cargó 40 lts (10 lts de un bidón y 30 lts del otro), la autonomía remanente era de 04:30 (90 lts), por lo tanto al arribar a EDO con un aterrizaje en RCR, en los tanques le habría quedado un remanente de menos de 15 lts. Por declaraciones del piloto, el consumo de combustible en vuelo de crucero y con corrector altimétrico selectado, era de 20 lts/h, por lo tanto en ascenso y con mezcla rica, el consumo horario era superior; si se estima un consumo en este régimen de 25 lts/h, el combustible cargado en la última escala era suficiente para realizar el vuelo previsto. El piloto declaró que después de despegar de EDO, sólo realizó un cambio de tanque de combustible a los 15 minutos, de tanque izquierdo al derecho y después del accidente se encontró la llave de cambio de tanque selectada en posición izquierda, por lo que se infiere, que el piloto realizó un segundo cambio de tanque que no recordó haber hecho. Si ese segundo cambio de tanque fue realizado en ascenso, con potencia aplicada para ese régimen y volando en turbulencia, existe la posibilidad que al pasar la llave selectora de posición derecha a izquierda, el piloto no lo haya efectuado con la precisión suficiente (por tener que sobrepasar la marca), lo que posiblemente al realizar ese cambio de tanque, el flujo de combustible del primero se haya terminado, pudiendo haberse detenido el motor, antes que el flujo del segundo lo comience a alimentar para mantenerlo en funcionamiento. Aspectos técnicos Los ensayos realizados sobre el sistema de encendido del motor de la aeronave, indicaron que éste se hallaba en buenas condiciones de funcionamiento, no encontrándose elementos de juicio que permitan inferir, como causal o contribuyente a la detención del motor, fuera producida por el sistema de encendido. Por los daños y deformaciones que presentaba la hélice, se infiere que el motor se encontraba detenido al momento del impacto de la aeronave contra el terreno y posterior capotaje de la misma. Si bien en los tanques no se encontró combustible, en el lugar no había olor al mismo (salvo una prenda del piloto) y en los pastizales sólo había una pequeña superficie con rastros de haber sido contaminada; la precipitación del día anterior al arribo de los Investigadores al lugar del accidente, que fue cuatro días posterior de ocurrido el mismo, pudo haber borrado los vestigios del combustible derramado. Haber cargado los tanques de combustible (AUTOGAS) mediante bidones y mangueras en diversas oportunidades, distintas compañías petroleras, octanajes diferentes, es factible que ese combustible se haya contaminado con partículas extrañas y/o agua, sumado a posibles depósitos gomosos que se hayan acumulado en el sistema de combustible, son elementos que posiblemente hayan sido causales de la detención del motor. Si la utilización de AUTOGAS produce un mayor “vapor lock” que la AVGAS, y el LV‐IAZ estaba volando a más de 2.000 m de altitud y en turbulencia, es probable que se haya formado un bloqueo de vapor que detuviera el motor. La causa fehaciente de la detención del motor, no se pudo determinar, pudiendo haber sido probablemente por contaminación del combustible, formación de “vapor lock”, impreciso cambio de tanque o una combinación de estos factores. Hechos definidos El piloto poseía las licencias y habilitaciones correspondientes para el tipo de vuelo que estaba realizando y su Aptitud Psicofisiológica estaba vigente. 40
El piloto no tenía experiencia en vuelo de navegación y de vuelo en zona de montañas. La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad, Matriculación y Propiedad en vigencia. El peso y el centro de gravedad de la aeronave, estaban dentro de los parámetros estipulados por el fabricante. No se encontraron fallas de origen técnico en la aeronave, que pudieran haber influido en la ocurrencia del accidente. El combustible cargado antes del despegue era suficiente para realizar el vuelo previsto. Los depósitos de combustible de la aeronave se encontraron vacíos. El combustible utilizado era del tipo AUTOGAS. Al momento del impacto contra el terreno, el motor se encontraba detenido. El altímetro tenía una lectura de 1.543 ft (470 m) por debajo de la elevación del lugar del accidente. Las condiciones meteorológicas, posiblemente tuvieron influencia en el accidente, como factor contribuyente. Causa Durante un vuelo de aviación general, de travesía, en la fase de ascenso en zona de montaña, pérdida de control de la aeronave con impacto contra el terreno; debido a una probable detención del motor. Factores contribuyentes 1)
Probable contaminación del combustible, probable formación de un tapón o trampa de vapor (“vapor lock”), posible impreciso cambio de tanque o una combinación de los tres. 2)
Inexperiencia del piloto en vuelo de navegación y de vuelo en zona de montañas. 3)
Altímetro selectado en QFE. 4)
Vuelo a escasa altura. 5)
Posibles ráfagas de viento y corrientes descendentes. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la conveniencia de que los pilotos que operen las aeronaves de su propiedad, reciban de la forma más adecuada, instrucción respecto de: 1) Cada vez que vayan a realizar un vuelo, selectar el altímetro en QNH, y en los vuelos de travesía, colocar presión estándar (1.013,25 hPa), a los efectos de utilizar Niveles de Vuelo, de acuerdo con la Tabla de Niveles de Crucero, según lo estipulado en las RAAC Parte 91 – Procedimientos para el Reglaje Altimétrico. 2) Vuelo de navegación y vuelo en zona de montaña. 3) Asimismo, por la importancia que reviste para la seguridad de los vuelos es conveniente la presentación del plan de vuelo en la totalidad de las operaciones. El plan de vuelo compromete y pone en funcionamiento el mecanismo de los servicios que prestan protección a los vuelos. Al margen de constituir una exigencia para los vuelos IFR, para todos los vuelos facilita la búsqueda y salvamento, si fuera necesario. 4) Si bien no existen Directivas expresas sobre el reabastecimiento de combustible en aeronaves de la Aviación General; en la Aviación Comercial, no está permitido el trasvase de combustible de los tanques de una aeronave, a los de otra. Por el buen uso y costumbre, se le recomienda no trasvasar combustible de los tanques de una aeronave a los de otra, y menos aún, hacerlo mediante mangueras y bidones, dado que estos elementos pueden contaminar ese combustible, ocasionando fallas en el motor. En la utilización de combustibles para automotores en aviación, se le recomienda tener presente la “Advertencia 103/DCA”, publicadas por la DNA/DCA de fecha 17‐MAR‐09; cumplimentando las recomendaciones efectuadas por la Dirección de Certificación Aeronáutica, tanto para el Representante Técnico que le realiza el mantenimiento de sus aeronaves, como para quienes las operan. 41
A la Administración Nacional de Aviación Civil ‐ Dirección Nacional de Seguridad Operacional (Dirección de Aeronavegabilidad) Teniendo en cuenta lo establecido por los fabricantes de motores que dicen: Lycoming: La motonafta nunca deberá ser usada como sustituta de aeronafta en motores de aviación. (Lycoming Service Letter Nº L185B). Continental: TCM no recomienda o autoriza el uso de motonaftas en cualquiera de sus motores. El combustible debe estar conforme a ASTM D‐910 o MIL‐G5572E. Por lo cual se recomienda: Considerar la necesidad de revisar los estándares utilizados para efectuar las autorizaciones de uso de AUTOGAS en motores de aviación, dado que las mismas, sólo ofician como un resguardo protector para los que propugnan por el uso de este tipo de combustible, debido sólo a una cuestión económica, llegando a comprometer la seguridad operacional. Al respecto debiera tenerse en cuenta que en las naftas para automotores de utilización en la República Argentina, pueden hallarse contenido de alcoholes (especialmente etanol) – Ref.: Resolución 271/2006 de la Secretaría de Energía y Special Airworthiness Information Bulletin FAA CE‐07‐06, 27 OCT 06 – que están contraindicados en la mayoría de los STC aprobados por la FAA. INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: Vuelo, desde la posición GAVAM (Argentina), hasta AD de Ponta Porá (Brasil) FECHA: 12 ENE 09 HORA: 12:20 UTC aprox. AERONAVE: Avión MARCA: Mc Donnell Douglas MODELO: MD‐82 MATRÍCULA: LV‐BHF PILOTO: Licencia de Piloto de Transporte Línea Aérea de Avión. PRIMER OFICIAL: Licencia de Piloto de Transporte Línea Aérea de Avión. PROPIETARIO: Empresa Explotador de Servicios de Transporte Aéreo Comercial. Reseña del vuelo El Comandante con la aeronave matrícula LV‐BHF, realizando un vuelo de transporte aéreo, interno, regular, de pasajeros, despegó desde el Aeródromo (AD) Aeroparque Jorge Newbery (SABE), a las 11:35 UTC, con destino al AD Jujuy (SASJ), con un tiempo estimado de vuelo de 02:10 hs. Tenía autorizada la salida normalizada BIVAM 3 B, con ascenso libre para FL 320, una vez pasada esta posición, la autorización del CTA EZE fue en ruta hacia posición UGALA, con ascenso para FL340. En ese trayecto la aeronave ingresó en condiciones meteorológicas instrumentales (IMC), siendo necesario desviarse por tormenta, unas 20 millas a la derecha de la ruta, para luego volver a la misma en la posición GABAM con FL 340; desde esta posición, la ruta debía continuar hacia la posición CERES, bajo control del CTA CBA, estimando la misma para las 12:35 UTC, siendo necesario desviarse nuevamente a la derecha por importantes núcleos de tormenta al frente. Luego de aproximadamente 15 minutos de estar volando una ruta, que se consideró paralela a la original, se procedió a girar a la izquierda para regresar a la misma; en ese instante los giros direccionales habrían comenzado a precesar y el navegador de vuelo indicaba marcaciones totalmente diferentes, con respecto a las indicaciones de VOR y los rumbos de la brújula. El avión habría comenzado a experimentar algunos inconvenientes en el sistema eléctrico, fuertes ruidos de estática y formación de hielo, por lo que se solicitó descenso para FL 300 y se informó al CTA CBA, el inconveniente con el sistema de navegación, posteriormente no se pudo establecer comunicación con ningún otro control. La tripulación de cabina de vuelo trató de establecer comunicación en la frecuencia de 121.5 MHz y una posición, utilizando la brújula, comparando los rumbos de la misma con los giros direccionales y buscando alguna marcación de VOR, pero todo era errático. 42
Por último se colocó rumbo 270° de acuerdo con lo indicado por la brújula y luego de unos minutos, el avión salió de la capa nubosa, observando que el sol se encontraba de frente, indicación que se estaba navegando hacia el Este de acuerdo con la hora, apreciándose que con un rumbo opuesto se estaría volando hacia el Oeste como debía ser. Se resolvió por tiempo volado y combustible remanente de una hora y media de autonomía, buscar visualmente un aeropuerto alternativo no programado, y dar por finalizado el vuelo en forma segura. A las 14:40 UTC se informó que la aeronave había aterrizado en el Aeródromo de Ponta Porá (SBPP), Región de Mato Grosso Do Sul, República Federativa de Brasil, sin registrar daños a pasajeros, tripulación ni material. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐
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Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 6 78
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Daños en la aeronave: La aeronave no sufrió ningún daño. Información sobre el personal Comandante El Comandante de 59 años de edad poseía la licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos, Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; C130; DC9; F27; MD; MD83; MD88. De acuerdo con el informe enviado por la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 ENE 09. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de horas de vuelo: 11.843 En los últimos 90 días: 158 En los últimos 30 días: 72 El día del accidente: 3.1 En el tipo de aeronave: S/D Primer Oficial El Primer Oficial, de 46 años de edad, era titular de la licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; MD82/83; Copiloto CRJ2; Copiloto C525; Copiloto SW3. De acuerdo con el informe enviado por la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 20 MAY 09. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de horas de vuelo: 4165.7 En los últimos 90 días: 93.3 En los últimos 30 días: 40.2 El día del accidente: 3.1 En el tipo de aeronave: S/D 43
Información sobre la aeronave Datos generales de mantenimiento y de actividad El Mc Donnell Douglas MD‐82 es un avión de pasajeros de corto y medio alcance desarrollado a partir del Douglas DC‐9. Este avión, modelo MD‐82 (DC‐9‐82) fue construido bajo el número de serie 49508. Poseía un Certificado de Matrícula y de Inscripción de Propiedad de Aeronave, el cual la certificaba para el uso privado desde el 01 FEB 2007, con la marca de nacionalidad LV‐BHF. La aeronave poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de clasificación Standard, en la categoría Transporte, vigente desde el 04 ENE 2007. Según los datos obtenidos de los Registros Historiales a la fecha del suceso, esta aeronave totalizaba una actividad de 42.433,3 hs de TG, DUR 983,8 hs y DUI 307,4 hs, cuando se efectuó el escalón de inspección tipo “Check 3C” el 18 NOV 2008. El TG de ciclos era de 21.345 y los ciclos acumulados desde su última recorrida (DUR) eran 588. La libreta Historial de Aeronave Nº 2.802 fue iniciada el 04 ENE de 2007. La libreta Historial Motor Nº 3.283 fue iniciada el 04 ENE 2007, constando que el motor marca Pratt & Whitney, modelo JT8D‐217A, fue fabricado bajo el número de serie P717491D, de 5.900 lbs de empuje, certificado tipo MT9302, totalizaba una actividad de 29.342,1 hs de TG, DUR 6.673,7 hs y DUI 350,2 hs. Poseía un TG de ciclos de 18.259 y 3.679 ciclos acumulados desde su ultima recorrida (DUR) Shop 1A y 2A, encontrándose instalado en la posición Nº 1. La libreta Historial Motor Nº 3.880 fue iniciada el 21 AGO 2008, constando que el motor marca Pratt & Whitney, modelo JT8D‐217C, fue fabricado bajo el número de serie P718589D, de 5.900 lbs de empuje, certificado tipo MT 9302, totalizaba una actividad de 33.234,5 hs de TG, DUR 12.491,7 hs y DUI 350,2 hs. Poseía un TG de ciclos de 32.890 y 12.678 ciclos acumulados desde su última recorrida (DUR) Shop 1A y 2A, encontrándose instalado en la posición Nº 2. Peso y balanceo de la aeronave Básico: 29.700 kg Piloto / tripulación: 462 kg Peso operativo: 30.162 kg Pasajeros: 7.360 kg Otros: 990 kg Peso “0” combustible: 38.512 kg Combustible: 7.600 kg Total al despegue: 46.112 kg Máx. de Despegue (PMD): 52.800 kg Diferencia: 6.688 kg en menos respecto al PMD El centro de gravedad se encontraba dentro de los límites especificados en el Manual de Vuelo de la aeronave. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN), referido al incidente del vuelo, se adjunta como Apéndice 1. De acuerdo con lo expresado en el informe del SMN, el día del incidente había un importante sistema de convección que afectaba al este de Formosa, centro y este de Chaco, norte de Santa Fe, centro y sur de Santiago del Estero, Córdoba, San Luis y La Pampa. El mismo presentaba una amplia zona de nubosidad convectiva de marcado desarrollo vertical, asociado a cumulonimbus con topes de temperaturas inferiores a –70° C, lo que indicaría en dichos topes una altura superior a los 12.000 metros. Ayudas a la navegación 44
Se utilizaron las radioayudas correspondientes a la UIR Ezeiza y Córdoba sin detectarse inconvenientes hasta pasada la posición GABAM, donde debió desviarse hacia la derecha por tener tormenta en su ruta y después de introducirse en nubes, se produjo, según las manifestaciones del Comandante, inconvenientes con el sistema de navegación de la aeronave. Las radioayudas existentes, en la ruta aérea que debería haber realizado la aeronave, no tuvieron influencia en el incidente. Comunicaciones La aeronave mantuvo comunicación con los Controles de Tránsito Aéreo de EZE, sin novedad y posteriormente a las 12:13:59 UTC, pasó con el CTA CBA y después de varias comunicaciones entre los controles de tránsito aéreo en el área de control, TWR JUJ y TWR SAL, a las 13:03 UTC la TWR SAL le transmitió a la TWR JUJ, que la aeronave se encontraba con fallas de comunicaciones, que hiciera la reserva del espacio aéreo y que la última estima era el ingreso al TMA SAL a las 13:11 UTC. Luego, en aparente fase de incertidumbre, el CTA CBA realizó comunicaciones varias por frecuencia interna y teléfono con TWR SAL, TWR JUJ, Empresa Aérea y a un celular de un integrante de la tripulación, no pudiendo reanudar las comunicaciones con el avión. A las 14:30 UTC, el ACC CBA solicitó información del vuelo al ACC SIS, acerca de la aeronave con falla de comunicaciones. El ACC SIS, no tuvo comunicación alguna con la aeronave. A las 14:40 UTC, el ACC Curitiba (Brasil), informó al ACC SIS, que la aeronave se encontraba arribada sin novedad, en Ponta Porá (Brasil). A las 14:45 UTC, la TWR JUJ comunicó al ACC CBA, por teléfono y por frecuencia a TWR SAL, que la Empresa Aérea, en Jujuy, informó que la aeronave se encontraba aterrizada en el AD Punta Porá (Brasil), sin novedad. De acuerdo con lo manifestado por el Comandante en la entrevista, durante la emergencia, se trató de establecer comunicación en la frecuencia 121.5 MHZ y se colocó en el transponder el código 7700. Información sobre el lugar del incidente El incidente se produjo en vuelo, en el tramo desde la posición GAVAM (Argentina), hasta el aterrizaje en el AD de Ponta Porá (Brasil). Registradores de Vuelo Registrador de Voces de Cabina (CVR) El registrador de voces de cabina no fue extraído para su lectura, debido a que el tiempo de vuelo de traslado de la aeronave desde SBPP hasta SAEZ, superó los treinta minutos de grabación del equipo CVR y ya no contenía la información del momento del suceso, pues el mismo no fue reemplazado luego del aterrizaje en SBPP. Registrador de Datos de Vuelo (FDR) El registrador de datos de vuelo digital, P/Nº 980‐4100 DXUS, número de serie 8521, DATE 9012, se encontraba instalado y en servicio, y fue extraído para su lectura. La obtención de los datos se llevó a cabo en el TAR DNA 1‐B‐114, bajo la orden de trabajo Nº 97611. Los datos obtenidos fueron remitidos a los laboratorios de la NTSB, EE. UU. por no disponerse en el país del software necesario para su lectura e interpretación gráfica de los parámetros. La NTSB, en su nota de fecha 09 FEB 09, respondió que este equipo FDR poseía parámetros básicos como aceleración vertical, lateral y longitudinal, cabeceo, rolido, rumbo magnético, altitud de presión y velocidad. En el contenido registrado por el equipo solo existieron parámetros relacionados a un vuelo de 03:16 hs de duración y 01:40 hs de vuelo con un rumbo magnético aproximado de 60 grados, pero se aprecia que estos datos, no corresponden al vuelo del 12 ENE 09. 45
Este equipo disponía de un soporte capaz de registrar 25 horas de datos en 8 pistas, por lo que se sugirió reintentar un procedimiento de obtención de datos a fin de obtener las 7 pistas faltantes y el total de tiempo del registro. El 17 de FEB 09, en el mismo TAR DNA 1‐B‐114, se realizó nuevamente la operación, produciéndose una interrupción en la transcripción de datos en la pista 6, se procedió a la apertura de la unidad y se verificó el funcionamiento irregular, pero se pudo continuar con la transferencia de datos. Esta nueva información fue enviada al laboratorio de la NTSB, que respondió en su nota del 19 FEB 09, que todos los datos son idénticos al caso anterior y que la información registrada del vuelo era similar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Luego de experimentar algunos inconvenientes en el sistema eléctrico, comunicaciones, navegación, fuertes ruidos de estática y formación de hielo, la tripulación resolvió por tiempo volado y combustible remanente de una hora y media de autonomía, buscar visualmente un aeropuerto alternativo no programado y dar por finalizado el vuelo en forma segura. A las 14:40 UTC, se informó que la aeronave había aterrizado en SBPP, aeródromo de Ponta Porá, Región de Mato Grosso Do Sul, República Federativa de Brasil, sin daños a pasajeros, tripulación ni material. No hubo impacto ni dispersión de restos. Supervivencia A las 13:03 UTC, la TWR JUJ recibió de la TWR SAL, que la aeronave se encontraba con fallas de comunicaciones y que la última estima era el ingreso a la TMA SAL para las 13:11 UTC y que hiciera la reserva de espacio aéreo, de nivel 300 hacia abajo, solicitado por el ACC CBA. Después de no poder reestablecer la comunicación con la aeronave, en aparente fase de incertidumbre, el CTA CBA comenzó a buscar información, comunicándose con las TWR de SAL y JUJ, con la Empresa Aérea, con un teléfono celular de un integrante de la tripulación y con el ACC SIS. Siendo las 14:40 UTC, el ACC Curitiba (Brasil), informó al ACC SIS, que la aeronave se encontraba arribada sin novedad, en Ponta Porá (Brasil). A las 14:45 UTC, la TWR JUJ comunicó por teléfono, al ACC CBA y por frecuencia, a la TWR SAL, que la Empresa Aérea informó que la misma, había aterrizado en el AD Punta Porá (Brasil). A las 14:50 UTC, se levantaron las restricciones de espacio aéreo y alerta y se reanudó la operación normal en el TMA JUJ. La aeronave efectuó un aterrizaje normal, los pasajeros y tripulantes no sufrieron lesiones y descendieron de la misma por sus propios medios. Ensayos e investigaciones La aeronave se encontraba aterrizada en SBPP, aeródromo de Ponta Porá, Región de Mato Grosso Do Sul, República Federativa de Brasil, jurisdicción del Centro de Investigação e Prevenção de Acidentes Aeronáuticos (CENIPA). Las dificultades reportadas por la tripulación, durante el vuelo en condiciones meteorológicas de tormenta con gran actividad eléctrica, fueron asentadas en el Registro Técnico de Vuelo (RTV) Nº 001573, reportes por mal función de la CSD #1; indicaciones erróneas del navegador, con defasajes entre 120° y 180° con respecto a la brújula, y los giros precesando en forma constante, mostrando una representación errónea de la ruta seleccionada; desconexión intermitente del piloto automático (AP) y del auto acelerador (AT); problemas con el sistema de radar meteorológico; e intermitencia de bandera RWY y bandera roja de falla en el indicador director de actitud número dos (ADI #2). Estas anomalías técnicas, fueron chequeadas por un grupo de técnicos, que la Gerencia de Mantenimiento de la empresa explotadora, dispuso enviar para tal fin, no siendo supervisadas por ninguna Autoridad Aeronáutica en el lugar. 46
De acuerdo con lo informado, verificaron la CSD con resultado satisfactorio, también el navegador, encontrando las marcaciones en concordancia con ambos directores de vuelo, el AP y el AT, encontrando su funcionamiento normal, el radar meteorológico, encontrando operativos todos los modos, las banderas roja y RWY del ADI #2 sin novedad y efectuaron una inspección por descarga de rayos (“Lightning Strike”), sin encontrar daños en la aeronave. La Empresa Aérea confeccionó un “Reporte de confiabilidad mecánica” (RAAC 121.703/704). La DNA Argentina, autorizó el vuelo de traslado en “ferry”, ajustándose a las políticas y procedimientos aceptados, realizando las acciones recomendadas por The Boeing Company, para conducir el vuelo de modo seguro. Estas acciones fueron: 1)
Efectuar el vuelo de día y en condiciones VFR. 2)
El vuelo debe ser conducido sólo por la tripulación necesaria para el propósito del vuelo. 3)
El combustible debe ser verificado antes del vuelo por medio de las reglas de combustible (“dripsticks”). 4)
La tripulación debe estar preparada para navegar con instrumentos con banderas a la vista, los instrumentos Stand By deben estar operativos. 5)
El uso del AP queda limitado al segmento de crucero exclusivamente. 6)
El AT no debe usarse por debajo de FL 100. Finalmente el 16 ENE 09, se efectuó el vuelo de traslado en “ferry” desde SBPP a SAEZ y durante el vuelo se realizaron verificaciones operacionales de instrumentos de vuelo, sistema de navegación, sistema de comunicaciones, sistemas de navegación VOR/NAV, sistema ADF, sistema ATC Transponder / TCAS y sistema de radar meteorológico, todos sin novedad. La aeronave arribó al Aeropuerto Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini y se dispuso la realización de una inspección visual minuciosa del exterior del avión. Se verificaron las aletas del sistema de STALL y AOA, los tubos de Pitot P1, P2 y P3, las tomas estáticas izquierda y derecha de la línea de pitots, el tubo probeta RAM AIR TEMP PROBE, el tubo de pitot del estabilizador vertical, todas las antenas de los equipos de comunicación y navegación y toda la estructura metálica del fuselaje, encontrándose todo sin novedad. Durante la inspección se pudo apreciar en las descargas estáticas situadas en los bordes de fuga, que algunas de ellas presentaban distinta coloración y se centró especial atención en esto. Se comprobó que de las seis descargas estáticas del borde de fuga del plano izquierdo, cuatro de ellas presentaban una coloración amarilla intensa respecto a las dos restantes que presentaban una coloración amarillenta tenue, debido probablemente, al hollín impregnado por su tiempo en servicio desde su instalación. En el borde de fuga del plano derecho, se comprobó que de los seis elementos, tres presentaban la coloración amarilla intensa, dos presentaban una coloración amarilla tenue y faltaba un elemento en la misma línea del borde de fuga muy próximo al extremo del plano. Se verificaron las descargas estáticas en los estabilizadores horizontales y en los bordes de fuga del elevador horizontal izquierdo y derecho, sector de fuga del cono de cola y extremo superior trasero del estabilizador vertical, observando que todos los elementos se encontraban instalados y presentaban una coloración amarillenta tenue, debido probablemente, al hollín impregnado por su tiempo en servicio. La diferencia de coloración de estos descargadores de estática conlleva a presuponer, que siete de ellos eran nuevos (tres en el plano derecho y cuatro en el izquierdo), recién colocados, mientras que los restantes tenían varias horas desde instalados. Al respecto, la empresa presentó un reporte de mantenimiento MAREP CARD Nº 00000916 de fecha 26 DIC 08, en el que consta “Descargas estáticas de alas deterioradas” y la acción tomada “Se cambiaron descargas estáticas en alas y cono de cola según AMM 23‐60‐01”, pero todos los descargadores estáticos del grupo de cola poseían una coloración amarillenta tenue, y no un amarillo intenso característico de elementos nuevos. 47
Se retiró el equipo Flight Data Recorder (UFDR) y se trasladó la aeronave a la zona de pruebas, para realizar comprobaciones funcionales de los sistemas que presentaron las anomalías descriptas en el RTV 1573 y sus subsistemas relacionados. Se completó la inspección y procedimientos del capítulo 05‐53‐00 del AMM “Lightning strike‐check”, se realizaron los procedimientos de chequeo funcionales de los capítulos 22‐31‐00 “AT/Speed Control” , 24‐10‐00 “Generator Drive (CSD)”, 34‐23‐00 Attitude System”, 34‐41‐00 “Weather Radar System” y 34‐
51‐00 “VHF Navigation System”, se comprobó el funcionamiento correcto de la brújula, verificándose que todos los sistemas ensayados funcionaban en concordancia con los parámetros establecidos en el AMM . Información orgánica y de dirección La aeronave pertenecía a una Empresa Explotadora de Servicios Aéreos. Información adicional Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), Parte 121, en el Párrafo 12.557 Emergencias. Operaciones Internas e Internacionales, expresan: (a) En una situación de emergencia que ocurra en vuelo y que requiera decisión y acción inmediata, el Piloto al mando podrá realizar cualquier acción que él considere necesaria bajo dicha circunstancia. En tal caso el Piloto al mando puede desviarse de los procedimientos y métodos especificados, los mínimos meteorológicos y lo establecido por estas Regulaciones en todo lo que sea necesario en interés de la seguridad. Las Publicaciones de Información Aeronáutica en la parte ENR 1.6‐2, 2 Radar Secundario de Vigilancia, Procedimientos de emergencia expresa: El piloto de una aeronave que se encuentre en una situación de emergencia y haya sido instruido anteriormente por el ATC para que haga funcionar su respondedor en un código específico, deberá mantener éste hasta que se le instruya lo contrario. En todas las demás circunstancias, el respondedor debe ajustarse al Modo A, código 7700. No obstante el procedimiento señalado en el primer párrafo, el piloto puede seleccionar el Modo A, código 7700 siempre que la naturaleza de la emergencia sea tal que él estime, es la medida más conveniente que debe tomar. El Asesor Médico y de Factores Humanaos de la JIAAC, después de entrevistar al Comandante y al Primer Oficial, determinó, que la desorientación geográfica, fue adecuadamente gerenciada por la tripulación de cabina de vuelo. Consideraciones sobre las descargas estáticas y la meteorología Las nubes y precipitaciones, excluyendo los cumulonimbus con turbulencia severa, formación de hielo severa y el granizo, no suelen considerarse peligrosas para las aeronaves en vuelo; durante el mismo dentro o cerca de tormentas pueden surgir errores instrumentales, variaciones rápidas de la presión superficial o barométrica del orden de un hectopascal, se dan particularmente en ocasión de lluvia intensa. El altímetro aneroide y el indicador de velocidad ascensional o variómetro, pueden ofrecer lecturas falsas en casos de turbulencia. Un bloqueo parcial del tubo pitot, ocasionado por lluvia intensa, puede originar una lectura anormal del indicador de velocidad aerodinámica. Toda aeronave cargada electrostáticamente, ocasiona una distorsión del campo eléctrico. Su sola presencia, en el seno de un cumulonimbus, puede iniciar un rayo que, de otro modo, no se habría producido. Pero, hasta qué punto un rayo representa una amenaza, para aeronaves en vuelo, es un tema que ha motivado considerables controversias. 48
Las experiencias realizadas por el físico Michael Faraday revelaron que el efecto denominado “Jaula de Faraday”, provoca que el campo electromagnético en el interior de un conductor en equilibrio sea nulo, anulando el efecto de los campos externos. Esto se debe a que, cuando el conductor sujeto a un campo electromagnético externo, se polariza de manera que queda cargado positivamente en la dirección en que circula el campo electromagnético, y cargado negativamente en el sentido contrario. Puesto que el conductor se ha polarizado, éste genera un campo eléctrico igual en magnitud, pero opuesto en sentido al campo electromagnético, luego, la suma de ambos campos dentro del conductor será igual a cero. Lo que significa que los aviones, al ser una carcaza metálica hueca, cuando se le aplica una cantidad de electricidad, como puede ser el impacto de un rayo, ésta se mantiene únicamente en la superficie de la carcaza, es decir, la parte externa del fuselaje del avión. Los daños que pueden producir los rayos que alcanzan un avión en vuelo son esencialmente de dos tipos; Daños Directos o Primarios y Daños Indirectos o Inducidos: Los daños primarios son aquellos que afectan físicamente a la estructura del avión, y son causados por la enorme carga puntual que ejerce el rayo, dando lugar a los típicos “picotazos” similares a los puntos de soldadura eléctrica, y que pueden llegar a perforar por fusión. Para eliminar estos problemas las aeronaves son construidas a imitación de una Jaula de Faraday (perfectamente conductora), para lo cual los materiales no metálicos (fibra de vidrio, etc.) son sometidos a diferentes procesos de transformación, que los conviertan en buenos conductores eléctricos, y por tanto la enorme carga eléctrica que porta el rayo, pueda circular y distribuirse uniformemente, por toda la estructura de la aeronave. Para facilitar este proceso, los diferentes módulos que conforman la aeronave deben estar perfectamente unidos por medio de conectores de masa, para que no haya diferencia de potencial eléctrico, y por tanto evitar los posibles arcos voltaicos, con los consiguientes daños estructurales. Además, la sólida interconexión de todos los módulos de la estructura, facilita también la evacuación de las cargas estáticas, que se generan por efecto triboeléctrico los daños inducidos, son aquellos ocasionados por los efectos electromagnéticos, que producen los campos creados por las grandes cargas eléctricas, que circulan por la estructura de la aeronave y que se traducen fundamentalmente en sobreexcitación y por tanto, sobrecarga de los generadores y conductores eléctricos, afectando la actuación de los sistemas de protección de los circuitos, llegando incluso a desconectarlos de las barras de alimentación. Este tipo de daños puede ser el más peligroso, ya que afecta o puede afectar a los equipos de navegación, pudiendo colocar la aeronave en una fase crítica del vuelo. Las aeronaves están provistas de descargadores estáticos para eliminar las cargas eléctricas, la cantidad de ellos dependerá directamente de la masa estructural del avión, y su eficiencia de descargarla será efectiva en tanto y en cuanto se mantengan adecuados procedimientos de inspección y mantenimiento de los mismos. Los descargadores estáticos son elementos encargados de “drenar” las corrientes estáticas del avión al aire. Se colocan en los elementos prominentes del avión, en donde exista la mayor concentración de campos electromagnéticos. Los descargadores tienen forma de varilla y su funcionamiento depende esencialmente de su forma y del material constitutivo, que posee cierta conductividad eléctrica, haciendo que las cargas tiendan a acumularse en estos elementos. Una vez que las cargas se han situado en los descargadores, el aire roza con los mismos haciendo que se desprendan las cargas. Con fecha 22 ENE 09, se solicitó al CENIPA, Brasil, la información radar relacionada con el vuelo, obtenida por el Centro de Control Curitiba. El 22 ABR 09, se reiteró la solicitud. Hasta la fecha de confección del presente informe, dichos datos no fueron proporcionados. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Durante la realización del vuelo, que partió a las 11:35 UTC, desde el Aeroparque / Jorge Newbery, de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires, con destino al Aeropuerto de Jujuy; el mismo sufrió desviaciones hacia la derecha de la ruta programada, por meteorología adversa. 49
Cuando se encontraba volando en condiciones IMC, en área de tormenta, la aeronave comenzó a experimentar algunos inconvenientes en el sistema eléctrico, fuertes ruidos de estática y formación de hielo, por lo que el Comandante solicitó descenso para FL 300 al CTA CBA, informando el inconveniente con el sistema de navegación; posteriormente no se pudo establecer comunicación con ningún otro control; asimismo la tripulación trató de establecer comunicación en la frecuencia de 121.5 MHz (frecuencia de emergencia), sin obtener resultado. También hicieron comparaciones entre los rumbos de la brújula y los giros direccionales y buscaron alguna marcación de VOR, pero todo fue errático. Cuando salieron de la capa nubosa, se encontraron que el rumbo real de la aeronave era el contrario al que marcaba la brújula, por lo que el Comandante resolvió por el tiempo volado y combustible remanente, de una hora y media de autonomía, buscar visualmente un aeródromo alternativo no programado. A las 14:40 UTC, se informó que la aeronave había aterrizado en el AD Ponta Porá, Región de Mato Grosso Do Sul, República Federativa de Brasil, sin otra novedad. Debido a la no disponibilidad de equipos de navegación y comunicaciones, se aprecia importante reconocer la decisión del Comandante, en la emergencia, dado que una vez que la aeronave salió de la formación nubosa, se buscó y encontró un aeródromo que sirviera de alternativa para el tipo de avión, aterrizando sin consecuencias para los pasajeros, la tripulación y la aeronave. Aspectos técnicos En el LV‐BHF, por la diferencia de coloración de los descargadores de estática, se apreció que siete de ellos eran nuevos (tres en el plano derecho y cuatro en el izquierdo), aparentemente recién colocados, mientras que los restantes tenían probablemente, varias horas desde instalados. Al respecto, la Empresa Aérea, presentó un reporte de mantenimiento MAREP CARD Nº 00000916 de fecha 26 DIC 08 en el que constaba “Descargas estáticas de alas deterioradas” y la acción tomada “Se cambiaron descargas estáticas en alas y cono de cola según AMM 23‐60‐01”; pero todos los descargadores estáticos del grupo de cola poseían una coloración amarillenta tenue, y no un amarillo intenso, característico de elementos nuevos. Los descargadores poseen número de parte, pero no están serializados, razón por la cual no se pueden identificar individualmente y por tanto no fue posible determinar específicamente, cuáles fueron instalados el 26 DIC 08. Lo que sí era evidente, que los de coloración amarillo intenso, probablemente eran muy recientes. De lo investigado y del análisis se concluye que podría existir la posibilidad, de que si la aeronave habría estado efectuando el vuelo, con algunos descargadores estáticos faltantes, la cantidad de electricidad estática acumulada no estaba siendo liberada de la estructura del avión con el flujo adecuado y calculado de acuerdo al volumen y masa de la aeronave; este retardo en la descarga probablemente, pudo ser el causal de las fallas en los sistemas durante el vuelo (AMM 05‐53‐00 / Pág. 601 / Lightning Strike check / 1. General / “C”), que no volvieron a repetirse en el vuelo de retorno y en las comprobaciones funcionales efectuadas posteriormente. Esta hipótesis, que no pudo ser fehacientemente comprobada, surge del MAREP CARD No. 00000916, que en primer lugar no especifica la cantidad de elementos deteriorados y reemplazados, y en segundo, la mención del cambio de descargadores en el cono de cola. Hechos definidos La tripulación poseía las licencias y habilitaciones correspondientes al tipo de operación que realizaban. La aeronave poseía certificado de aeronavegabilidad en vigencia. La Empresa Aérea estaba certificada como Explotador de Servicios Aéreos. Las condiciones meteorológicas adversas, provocaron la necesidad de desviarse de la ruta planificada. No se pudo establecer causas fehacientes de las fallas en los sistemas de comunicaciones y navegación aérea de la aeronave, por no encontrarse evidencias en los mismos, posteriores al incidente. La tripulación, en base a los datos obtenidos, actuó adecuadamente durante la emergencia, finalizando el vuelo en un AD de alternativa no contemplado, sin otra novedad. 50
Causa Durante un vuelo de transporte aéreo, interno, regular, de pasajeros, en la fase de crucero, desvío de la aeronave de la ruta y destino programado, con posterior aterrizaje en un aeródromo no contemplado como alternativa; debido a fallas en los sistemas de navegación y comunicaciones, cuyas causas no pudieron ser fehacientemente comprobadas. Factor contribuyente Condiciones meteorológicas adversas en la ruta aérea prevista. Recomendaciones de seguridad Al Explotador Aéreo Considerar la necesidad de instruir a las tripulaciones de cabina de vuelo y personal técnico, de la forma más adecuada, para que ante cualquier suceso que requiera la intervención de alguna Autoridad Aeronáutica, los equipos registradores de vuelo, CVR y FDR, sean desenergizados, a fin de no perder la información contenida en ellos, vital para resolver la investigación relacionada con el evento. Asimismo, ante el hecho de trasladar la aeronave en vuelo ferry, como el presente caso, reemplazar los equipos registradores, con la finalidad de no comprometer la información almacenada en los registros. Considerar la necesidad de establecer normas internas adecuadas, para que los registros de las tareas de mantenimiento en la documentación respectiva, sean más precisos y detallados, aún cuando se trate de elementos consumibles no serializados. Al Centro de Investigación y Prevención de Accidentes (CENIPA), Brasil Considerar la necesidad de establecer la coordinación que estime más conveniente con los servicios de navegación aérea, a los fines de facilitar la gestión en tiempo y forma, de la información solicitada por el Estado que instituye la investigación de un suceso, de acuerdo con lo establecido por el Anexo 13, al Convenio sobre Aviación Civil Internacional; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Ensenada, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 14 ENE 09 HORA: 16:20 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 180 MATRICULA: LV‐FLA PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Avión (PCA) PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El piloto, con cuatro paracaidistas, inició un vuelo con la aeronave matrícula LV‐FLA, desde el Aeródromo (AD) Tolosa (PTL), para realizar el lanzamiento de los mismos, ascendió hasta FL 90 sobre el aeródromo, ubicado en proximidades de la localidad de Ensenada. Luego que los paracaidistas abandonaran el avión, se dirigió en descenso al AD de partida. En el trayecto y al atravesar una formación nubosa, la aeronave se precipitó a tierra luego de perder un ala. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. 51
Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves 1 ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Como consecuencia de la pérdida del ala en vuelo y posterior impacto contra el terreno, la aeronave quedó totalmente destruida. Información sobre el personal El piloto, de 19 años, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Avión (PCA, otorgada el 04 AGO 08, con habilitación para Vuelo Nocturno y Vuelo por Instrumentos, en aviones monomotores terrestres hasta 5.700 kg. Poseía además las Licencias de Piloto Privado de Avión e Instructor de Vuelo de Avión E/T. Contaba al momento del accidente, con las adaptaciones para C‐180 y C‐206, y habilitación como piloto lanzador de paracaidistas, por parte de un Instructor de Vuelo. La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA, informó que en su legajo no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica S/L, S/A, estaba vigente hasta el 30 JUL 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total: 384.7 Últimos 90 días: 78.3 Últimos 30 días: 10.5 Día del accidente: 1.5 En el tipo de aeronave: 53.4 La actividad de vuelo fué aproximada y se obtuvo de los registros del avión y de la información y documentación presentada por el piloto, que aunque incompleta, tuvo el último registro con fecha 07 ENE 09. Los datos faltantes se perdieron en el accidente, porque el piloto llevaba las anotaciones de sus vuelos en una hoja suelta, cuyos datos volcaba luego al Libro de Vuelo. Información sobre la aeronave Información general El LV‐FLA era una aeronave tipo avión, marca Cessna, modelo 180, monomotor de ala alta. La estructura era de construcción metálica en aleación de aluminio semimonocasco; estaba equipada con motor alternativo y hélice de tres palas de paso variable, tren de aterrizaje convencional fijo, de ballestas con ruedas. Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Especial, Clasificación Restringido, Propósito: Traslado y Lanzamiento de Paracaidistas, emitido por DNA el 02 OCT 08, con vencimiento el 31 OCT 09. El Formulario 337 fue expedido por el TAR 1B‐424 el 03 OCT 08 y tenía vencimiento el 31 OCT 09. Célula La aeronave, fabricada el 22 JUL 55, requería inspecciones de tipo periódica; al momento del accidente tenía 3.394,6 hs de TG, 781,6 hs DUR y 57,6 hs DUI. La última inspección mayor fue realizada por un TAR habilitado a las 2.618,4 hs de TG el 21 OCT 94. La última inspección de 50 hs, fue realizada por el TAR 1B‐
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424 a las 4.337 hs de TG, el 06 NOV 08 y la última inspección anual fue realizada por el TAR 1B‐424 a las 4.286 hs de TG el 03 OCT 08. Motor Era marca Continental, modelo O‐470 K‐O‐K, número de serie 48882, de 230 hp de potencia, tenía inspecciones de tipo periódica. Al momento del accidente contaba con 2.304,2 hs de TG, 430 hs DUR y 55,2 hs DUI. La última inspección mayor fue realizada por el TAR 1B‐16, a las 1.878,7 hs el 18 SET 03. La última inspección tipo 50 hs fue realizada por el TAR 1B‐424, a las 2.249 hs de TG y habilitado hasta las 3.079 hs o fecha 2015. El consumo horario del motor era de 55 lts / h aproximadamente. Al momento del accidente, estaba utilizando combustible automotor Fangio XXI y contaba con el Certificado Tipo Suplementario (STC) que lo autorizaba. Hélice La hélice que se encontró instalada era marca Mc Cauley, sin poderse verificar fehacientemente el modelo del cubo y su número de serie. Era metálica de tres palas y se desconoce su actividad en operación, dado que la hélice que figuraba en la documentación técnica de la última inspección (Formulario DA 337), era Hartzell, modelo HC‐A2XF‐1, serie Nº Z‐140. No se había asentado en la documentación del avión el cambio de hélice. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos al momento del accidente era el siguiente: Vacío: 740 kg Piloto: 95 kg
Combustible (123 lts x 0.74): 91 kg Varios (doc. y paracaídas) 20 kg Total al momento del accid.: 946 kg Máximo de Despegue (PMD): 1157 kg
Diferencia: 211 kg en menos respecto al PMD Durante la investigación, se determinó que el centro de gravedad (CG) estaba dentro de la envolvente, determinada por la planilla de Masa y Balanceo de fecha 29 AGO 05, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, en base a datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo La Plata y visto también los mapas sinópticos de superficie de 15:00 y 18:00 UTC, era: Viento 090° / 08 kt; Visibilidad:10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 5/8 CU 750 m; Temperatura: 28.2° C; Temperatura Punto de Rocío: 18.4° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1010.6 hPa y Humedad Relativa: 55 %. Una apreciación personal del piloto, señaló que durante los vuelos anteriores que realizó el mismo día y con el mismo propósito de lanzamiento de paracaidistas, observó “varias formaciones de cúmulos, algunos de ellos se desarrollaban verticalmente…”(sic). Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió a 3 km al SE del aeródromo La Plata / Tolosa, en una zona con bosque de eucaliptos de 20 a 30 m de altura, cercano a una planta de distribución de gas. 53
Las coordenadas del lugar eran: 034° 53’40’’ S y 057° 56’ 20’’ W, con una elevación de 11 m, sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Los restos quedaron diseminados en una línea de 450 m con una dirección general Norte ‐ Sur, en el sentido de avance de la aeronave hasta el punto de un único impacto contra la base de un eucaliptus. Allí quedó el conjunto principal de los restos que se incendió. En la posición más alejada estaba la puntera de ala derecha; 50 m más adelante, en el sentido de avance de la aeronave, se encontró parte del parabrisas, borde de ataque del ala derecha y el timón de profundidad derecho. Desde este lugar y a unos 100 m más adelante, estaba la parte media del ala derecha (zona de ensamble con el montante de ala, que contenía el tanque de combustible y que abarcaba hasta la raíz del ala). El piloto aterrizó con su paracaídas, aproximadamente 30 m antes y apartado unos pocos metros a la derecha, de los restos incendiados de la aeronave y próximo a una calle urbana. Incendio Posterior al impacto se declaró un incendio por contacto de las partes calientes del motor y descargas de la batería con el combustible derramado y fue combatido por personal del Cuartel de Bomberos Voluntarios “Destacamento El Dique”, de la localidad de Ensenada. Supervivencia Los cinturones de seguridad estaban completamente consumidos por el fuego y al estar sueltas las hebillas por la falta de soportes, no se puedo definir su actuación. Al desprenderse el ala derecha y romperse la cabina, el piloto fue despedido del avión y sobrevivió por tener colocado y efectuar la apertura del paracaídas. Durante el aterrizaje, sufrió fractura / aplastamiento de dos vértebras. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se efectuó el relevamiento de los restos de la aeronave y su distribución. Se analizaron los comandos de motor y de vuelo, y los diferentes daños ocurridos en el ala derecha y timón de profundidad, tales como los desgarros en las zonas de remaches, desprendimiento, doblado y rasgado de chapas, fracturas de costillas, largueros, cuadernas y herrajes. La parte derecha del parabrisas se encontró a unos 400 m del punto de caída del avión. Luego de su traslado al AD Tolosa, se continuó con el análisis de los restos y también de la documentación del avión, encontrándose que en la Libreta de Historial de aeronave, se registraba un error en el asiento de horas. El Total General (TG) de la aeronave pasaba de folio Nº 35 de fecha 15 AGO 96, con un TG de 2.652 hs, a un TG de 3.653 hs, en folio Nº 54 con fecha 10 SET 96. No estaba asentada en la Libreta Historial de la aeronave, la remoción de la hélice marca Hartzell modelo HC‐A2XF‐1, ni la posterior colocación en su reemplazo de la hélice montada en el motor de la aeronave, la cual tenía al momento del accidente, marca Mc Cauley; desconociéndose el modelo y número de serie, por no contarse con documentación, ni ser posible leerlo en el cubo de la misma. Durante la entrevista, el piloto señaló que en el descenso, al pasar próximo a una formación nubosa, fue afectado primero por una corriente ascendente e inmediatamente por otra descendente fuerte, que lo introdujeron en la nube y tornó incontrolable la situación, superando la velocidad de nunca exceder, determinada por el fabricante. Luego de reducir la potencia, manifestó que intentó “sacar” el avión de la caída pronunciada. Con el variómetro fijo indicando –2000 ft/min, la última lectura del altímetro fue de 5.000 ft, circunstancia durante la cual escuchó una explosión e inmediatamente se encontró fuera del avión. Allí efectuó la apertura manual del paracaídas de asiento que portaba. En su exposición, el piloto manifestó que las corrientes de aire lo introdujeron en la formación nubosa 54
por uno de sus bordes y terminó saliendo por el centro de la misma. El descenso con el paracaídas se produjo sobre unos árboles a unos 30 m, del lugar donde cayó la aeronave, que se incendió luego de impactar en la base de un eucalipto. Se pudo contar con la documentación de la aeronave, dado que la misma se encontraba en tierra. Información orgánica y de dirección La aeronave estaba inscripta a nombre de un propietario privado y se hallaba en proceso de transferencia a otro particular, y su explotador la utilizaba para adiestramiento y lanzamiento de paracaidistas. Información adicional Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), en su Parte 91 señalan: Párrafo 91.7, Aeronavegabilidad en aeronaves civiles (a) “Ninguna persona puede operar una aeronave civil, a menos que dicha aeronave se encuentre en condiciones de aeronavegabilidad”. (b) “El piloto al mando de una aeronave civil es responsable de determinar si esa aeronave está en condiciones para vuelo seguro. El piloto al mando no deberá iniciar el vuelo cuando ocurra una condición de no aeronavegabilidad estructural, mecánica o eléctrica”. Párrafo 91.10 Documentación reglamentaria que deben llevar las aeronaves y sus tripulaciones. La documentación que reglamentariamente deben llevar las aeronaves y sus tripulantes que será exigida por la autoridad aeroportuaria en los momentos previos a la partida, durante las eventuales escalas y/o finalización del vuelo, es la que figura en la Publicación de Información Aeronáutica (AIP) Parte GEN 1.5. Párrafo 91.155 “Mínimas de visibilidad y distancia de las nubes para vuelos VFR, señalan que por debajo de FL 100 debe existir una separación horizontal de 1500 m y vertical de 100 ft con las nubes y 5 km de visibilidad. Párrafo 91.203 “Aeronaves Civiles: Certificaciones requeridas” (a) Excepto,…para operar una aeronave civil, dentro de la misma se deberá encontrar la siguiente documentación: (1) El Certificado de Aeronavegabilidad… (2) El Certificado de Matrícula… (3) El Certificado de Propiedad… (4)…los Historiales de la Aeronave con las anotaciones de los vuelos actualizadas. Párrafo 91.403 Generalidades (a) El propietario o explotador de una aeronave es el responsable primario de mantener esa aeronave en condiciones de aeronavegabilidad, … Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos 55
El tipo de afectación que sufrió la aeronave, durante la operación de descenso, fue indicativa que probablemente, no se respetó la separación vertical y de distancia hacia las nubes, para realizar una operación de vuelo visual (VFR), en condiciones meteorológicas visuales (VMC), según lo establecido en las RAAC Parte 91.155. Dentro de la formación de nubes, la aeronave se mueve conforme el movimiento de las masas de aire que la componen; éstas, al tener corrientes ascendentes y descendentes (convección de la atmósfera en su interior), en un corto lapso y distancia, pueden producir el descontrol de la aeronave, si estos son de gran intensidad, a lo que debe agregarse que el equipamiento de la aeronave era solo para vuelo visual, condición que se pierde al estar dentro de una masa nubosa. La descripción de la operación, donde se señala haber excedido las 184 MPH de VNE, llevó la aeronave a las capacidades límites estructurales señaladas por el fabricante. El movimiento de los comandos en estas condiciones, produjo posiblemente, valores de aceleración “G”, que pueden llegar a ser capaces de producir la rotura de las partes componentes de la estructura, por la acción de esfuerzos o sobrecargas superiores y extrañas, para la cual fue diseñada. Dado que la aeronave era de ala alta, la sección del parabrisas encontrada a unos 400 m del lugar de caída del fuselaje, permite inferir que la parte estructural correspondiente a la cabina, habría sido afectada de modo tal, que permitió la expulsión del piloto fuera del habitáculo, al producirse la caída descontrolada del avión. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas, no surgen evidencias de fallas técnicas ni de diseño como causales del accidente. Sin embargo, se encontraron errores y faltas de registros en la documentación técnica de la aeronave, como el cambio de su hélice. La falta de trazabilidad de este componente, la hace no aeronavegable. Hechos definidos El piloto contaba con la documentación y habilitaciones correspondientes para la operación que se estaba realizando. No se guardó la adecuada separación prevista respecto a las nubes, para un vuelo VFR. La documentación propia de la aeronave no estaba abordo de la misma y sus registros estaban incompletos. El accidente no está relacionado con aspectos técnicos de la aeronave. Sin embargo, no pudo establecerse la trazabilidad de la hélice, razón por la cual no se hallaba aeronavegable. El desprendimiento del ala se produjo al sobrepasar la VNE, establecida para la aeronave. La meteorología fue un factor contribuyente en el accidente. Causa Durante un vuelo de aviación general, posterior al lanzamiento de paracaidistas, en la fase de descenso, pérdida del control de la aeronave, con desprendimiento del ala derecha, y posterior impacto contra el terreno e incendio; debido a probable falta de separación con las nubes, durante un vuelo VFR y exceder la VNE fijada por el fabricante. Factor contribuyente: Condiciones meteorológicas. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave El hecho de haberse determinado que el accidente estuvo relacionado con factores operativos, por volar la aeronave en proximidad de formaciones nubosas con cierto desarrollo vertical, estaría indicando un exceso de confianza o la necesidad de mejorar e incrementar el conocimiento de sus tripulaciones, en 56
meteorología y sobre lo establecido en las RAAC; por lo que se recomienda considerar la necesidad de instruir a los pilotos que vuelen su aeronave, de la forma mas adecuada, sobre meteorología aeronáutica y enfáticamente, sobre el respeto de las normas aeronáuticas vigentes (RAAC), que reglamentan la actividad aérea; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Juárez Celman, Pcia. de Córdoba FECHA: 20 ENE 09 HORA: 18:00 UTC AERONAVE: Avión experimental MARCA: RUN DUN MODELO: JD 6 MATRÍCULA: LV‐X348 PILOTO: Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 20 ENE 09, aproximadamente a las 18:00 horas, el piloto, concurrió al Aeródromo (AD) Juárez Celman (JCM) y procedió a sacar la aeronave experimental matrícula LV‐X348 del hangar del Aeroclub de Planeadores Córdoba, la inspeccionó y la preparó para realizar un rodaje. Trasladó la aeronave hasta la cabecera 36, dio motor y comenzó el rodaje por la pista; imprevistamente la misma despegó y el operador la llevó a tierra impactando contra el terreno. Posterior al suceso, el propietario removió la aeronave hasta el hangar del Aeroclub de Planeadores Córdoba, desmontó el motor y las alas, dejándola así preparada para su posterior traslado a su domicilio. El accidente ocurrió de día, en horas de la tarde y en condiciones meteorológicas visuales (VMC). Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐
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Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en el fuselaje, en el piso y los herrajes de fijación del tren de aterrizaje principal, en el borde de ataque del semiplano derecho y en el carenado del mismo. Motor: Posibles daños internos. Hélice: Dobladuras en los extremos de ambas palas. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto, de 77 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión con habilitaciones para: Vuelo VFR Controlado, Remolcador de planeador, Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg; poseía además la Licencia de Piloto de Planeador. El informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA) expresó que el piloto no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores y que no hay copia del último foliado archivado en el legajo aeronáutico. El Instituto Nacional de Medicina Aeronáutica y Espacial (INMAE) informó que el último examen Psicofísico fue en JUL 03, otorgándole en esa oportunidad una aptitud temporaria por seis meses con limitaciones/antecedentes “debe usar lentes con corrección óptica indicada” y con la siguiente observación “Control cada seis meses del nivel de glucemia y perfil lipídico”; habilitado hasta el 24 ENE 04. La experiencia de vuelo en horas, de acuerdo con su declaración era la siguiente: 57
Total general: 1800 En los últimos 90 días: 0 En los últimos 30 días: 0 El día del accidente: 0 En el tipo de avión accidentado: 0 El piloto no presentó el Libro de Vuelo, por haberlo extraviado. Información sobre la aeronave Avión experimental construido por aficionado, marca RUN DUN, modelo JD6, Serie 01, matrícula LV‐
X348, monomotor de ala baja sin montantes, con tren de aterrizaje convencional, biplaza con asientos lado a lado. Célula Tenía Certificado de Aeronavegabilidad Especial en la FASE 1, con límites de operación, de Clasificación Experimental, con el Propósito de Operaciones Aeronáuticas de Construcción por Aficionado, emitido el 10 OCT 08, sin fecha de vencimiento; el Certificado de Matrícula y Propiedad fue expedido el 30 ENE 08. El formulario 337 fue confeccionado el 10 OCT 08 sin registro de horas, en la que consta: “se le realizó inspección con alcance y detalle del Apéndice "D" del DNAR 43”. Al momento de accidente, en la libreta historial del planeador, registraba 6.5 hs de Total General (TG). Motor La aeronave, tenía instalado un motor marca Continental de cuatro cilindros opuestos, Modelo C90‐12F, Serie Nº 48510‐6‐12; registrado como: Marca RUN DUN, Modelo JD6, Serie 01. En el formulario 337, confeccionado el 10 OCT 08 sin registro de horas, constaba: “se le realizó inspección con alcance y detalle del Apéndice "D" del DNAR 43”. Al momento del accidente, en la libreta historial de motor, registraba 10.5 hs de TG. La misma tenía una discrepancia de 4 hs en más, con respecto a la libreta historial del planeador. Hélice El motor tenía instalado una hélice bipala metálica de paso fijo, Marca Mc Cauley, Modelo C7146, Serie 2180; registrada como: Marca RUN DUN, Modelo JD6, Serie 01. En el formulario 337, confeccionado el 10 OCT 08, sin registro de horas, constaba: “se le realizó inspección con alcance y detalle del Apéndice "D" del DNAR 43”. Al momento del accidente y por las horas registradas en la libreta historial del motor, la hélice tendría 10.5 hs de TG. Peso y balanceo de la aeronave De acuerdo con la última Planilla de Peso y Balanceo de fecha 20 SEP 07, el Peso Máximo de Despegue era de 600 kg y el Peso Vacío 382,20 kg. Los pesos calculados al momento del accidente, según datos aportados por el piloto eran: Básico: 385 kg Piloto: 72 kg Combustible: 43 kg Total al momento del accidente: 500 kg Máximo de Despegue (PMD): 600 kg Diferencia: 100 kg en menos respecto al PMD. 58
El peso de la aeronave, al momento del accidente se habría encontrado 100 kg por debajo del PMD (Peso Máximo de Despegue) y el Centro de Gravedad, habría estado dentro de la envolvente de vuelo, según estos datos. Información meteorológica El informe producido por el Servicio Meteorológico Nacional dependiente del Ministerio de Defensa, con datos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados al lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC, era: Viento: 050°/10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 SC 900 m; Temperatura: 28,0° C; Temperatura Punto de Rocío: 7,4° C; Presión a Nivel Media del Mar: 1.016,2 hPa y Humedad Relativa: 27%. Información sobre el aeródromo El accidente se produjo en la pista 36 del Aeródromo Juárez Celman / Brig. My. Ignacio San Martín (AD JCM), público, no controlado, ubicado a 20 km al N de la localidad del mismo nombre y distante 12 km al NE del Aeropuerto Internacional Córdoba/Ingeniero Taravella. Tenía una pista de 1.350 m de longitud y 50 m de ancho, con una orientación 18 / 36, con superficie de tierra, cubierta con pasto. Las coordenadas del lugar eran: S 31° 12’ 49” y W 064° 09’ 37”, con una elevación de 495 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Por los daños observados en la aeronave y lo declarado por el piloto, el primer impacto fue con el tren de aterrizaje principal y posteriormente con la hélice, encontrándose el motor sin potencia; no hubo dispersión de restos. Información médica y patológica Como el último examen psicofisiológico del piloto, se realizó en julio del año 2003, no se pudo establecer si las limitaciones / antecedentes médicos del mismo, habrían podido influir o tener relación con el accidente. Supervivencia Los arneses y anclajes del asiento del piloto se encontraron colocados y en condiciones de uso. El piloto no sufrió ningún tipo de lesión y abandonó la aeronave por sus propios medios. Ensayos e investigaciones Al arribo de los investigadores, la aeronave había sido removida y se encontraba en un hangar del Club de Planeadores Córdoba, sin motor ni hélice; los planos estaban desmontados y colocados a un costado de la misma, por lo que sólo se pudieron verificar los daños en el fuselaje y en los planos; el compensador del timón de profundidad estaba en su máximo recorrido positivo de cabeceo de la aeronave. El motor y la hélice se encontraban en la casa de un familiar del piloto/propietario, donde se constataron los daños en la hélice; el motor se encontraba apoyado sobre una cubierta de auto, invertido y sin lubricante, sin daños aparentes. Se recorrió la pista, no logrando identificar marcas del impacto de la aeronave contra la superficie de la misma. Información orgánica y de dirección La aeronave pertenecía a un propietario privado, quien la construyó y operó al momento del accidente. 59
Información adicional Por declaraciones del piloto que efectuó los vuelos de comprobación y/o ensayos previos, que no llevaba ningún registro de parámetros, a la aeronave la rodaba entre 1000/1200 RPM y la rotación la iniciaba a 55 mph, con 2300 RPM. El piloto/propietario, que operó la aeronave al momento del accidente manifestó, que luego del suceso, como consideró que no constituía un accidente, no informó lo sucedido y removió la aeronave del lugar de ocurrencia del mismo. Asimismo, manifestó que el Jefe de Aeródromo fue notificado 24 hs, posterior al accidente, el cual hizo la denuncia correspondiente a la JIAAC – Delegación Córdoba, quedando plasmado en el Informe Básico. En la documentación entregada por el constructor a la DCA (Dirección de Certificación Aeronáutica), en uno de sus párrafos dice: “Trimado: mediante un servo motor que actúa sobre la barra de empuje de profundidad”. Este sistema no cuenta con un instrumento de indicación visual del compensado. Al advertirse que la aeronave tenía instalado un motor y una hélice de marcas registradas, Continental y Mc Cauley respectivamente, los que en principio habrían sido registrados con el nombre de RUN DUN; se le solicitó por nota a la Dirección de Aeronavegabilidad, los fundamentos y documentación que se aplicó para registrar ambos elementos como de fabricación propia y que permitan su utilización como tales. La respuesta, a través del Departamento Certificación Aeronáutica del citado Organismo fue: “La aeronave ha sido habilitada con el motor marca RUN DUN, modelo JD‐6, Nº/ Serie: 01. El mismo fue armado y ensamblado partiendo de un motor Continental, modelo A 90‐12 F, con piezas y partes extraídas de otros motores similares. Esta situación de armar un motor partiendo de piezas y repuestos de varios motores, hace perder la condición de motor original, producido y garantizado por el fabricante. De allí que el mencionado motor pasa a ser, a los efectos registrales, un motor armado y ensamblado por un particular, con denominación propia (marca:RUN‐DUN, modelo JD‐6). Esta situación, queda específicamente reflejada en una “Declaración Jurada” emitida por el propietario. La misma situación acontece con la hélice que equipa la aeronave, la que fue habilitada con la siguiente denominación: Marca RUN‐DUN, Modelo: JD6, S/Nº 01. Desde el punto de vista técnico, el conjunto motor / hélice, fue examinado y probado por este DCA, dentro del proceso de habilitación de la aeronave de referencia.” Además, todo conforme a la declaración jurada de construcción y armado de aeronave, declaración jurada de construcción y armado de motor, declaración jurada de construcción y armado de hélice y fax 101/08 DNA (DCA) emitido por la Dirección de Certificación Aeronáutica. La Circular de Asesoramiento 20‐27D de fecha 29 SEP 1993 especifica en el apartado “g”, Requerimientos de Documentación, inciso (1) “Para evitar cualquier problema o dudas con respecto al origen o especificación de materiales, partes, etc., usados en la fabricación de la aeronave, sería útil si el constructor guardara todas las copias de las facturas y otros documentos de envío”. Por la discrepancia encontrada en la documentación del motor y la hélice, con respecto a su construcción y armado; se solicitó a las fábricas de motores Continental y de hélices Mc Cauley, a través de la JIAAC (Sede Central), si dichos componentes de esta aeronave eran de su fabricación. La fábrica de motores Continental respondió, (Traducción no oficial): “Motor C90‐12F, SNº 48510‐6‐12, fue fabricado el 17MAR1966, y fue despachado como motor vendido el 01ABR1966. El libro no indica quien compró el motor”. La fábrica de hélices McCauley respondió, (Traducción no oficial): “Esta parece por su estampado, que es en todo caso una McCauley modelo 1A90CF o 1A90CH7146, (71 pulgadas en diámetro con 46 pulgadas en el extremo). Nosotros comenzamos fabricando la 1A90CF y CH en 1945 y probando éstas a comienzos de 1946. Siendo que fue instalada en un C90‐12F, ésta debió ser una CF, porque la CH fue discontinuada. Además la S/N 2180 debió ser de alrededor de1950, lo que significa que esta hélice tiene aproximadamente 60 años”. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las técnicas y procedimientos de rutina. ANÁLISIS 60
Aspectos operativos Según lo declarado por el piloto/propietario, éste realizó el rodaje a 2200 RPM, régimen muy cercano a lo necesario para el despegue (2300 RPM) y además con el timón de profundidad compensado para una actitud de cabreo de la aeronave. La conjunción de estos dos factores, rodaje a una velocidad próxima a la de decolaje y un compensado inadecuado, provocó que la aeronave despegue, evolucionando hacia una actitud de elevado ángulo de ataque. El piloto que no tenía intención de realizar un vuelo, fue sorprendido y superado por esta situación, posiblemente reaccionó instintivamente, cortando rápidamente la potencia del motor y no corrigiendo el ángulo de incidencia; esto hizo que la aeronave probablemente, haya entrado en pérdida de sustentación, impactando contra el terreno. Por la magnitud de los daños en la aeronave, se colige que la misma probablemente, se precipitó desde una altura significativa y que el impacto fue brusco. De acuerdo con lo declarado por el piloto, se apreció que al momento del accidente, su adiestramiento de vuelo era escaso. Después de ocurrido el accidente, el piloto / propietario de la aeronave decidió removerla hacia un hangar, y un día después notificó a la Autoridad del Aeródromo, según sus manifestaciones; por lo que no habría dado cumplimiento a la normativa vigente. Aspectos técnicos No se han encontrado evidencias de alguna falla técnica en la aeronave durante el suceso, que permitan inferir como causal o contribuyente del accidente. La diferencia de cuatro horas entre la libreta historial de planeador y la libreta historial de motor, se apreció que pudo haber sido de rodaje del mismo, aunque no se registró como tal. Considerando que la aeronave se encontraba en un período o fase de prueba, la falta de registros de funcionamiento permiten apreciar que probablemente, ésta no fue cumplida exhaustivamente y que la evaluación fue parcial. De acuerdo con lo informado por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC, se registró y convalidó al constructor como fabricante de un motor y una hélice de marcas registradas, sin que éste haya acreditado el proceso de fabricación de ambos componentes; por lo que se considera insuficiente la Declaración Jurada, como único requisito, de acuerdo con lo especificado en la CA 20 ‐ 27 D. Al no ser estos componentes nuevos y no tener registros reales de las horas de funcionamiento, se hace improbable controlar su trazabilidad, por lo que a la aeronave no es factible considerarla aeronavegable y consecuentemente su operación es insegura. Hechos definidos El piloto no poseía la habilitación para el tipo de operación que realizó. El Certificado de Aptitud Psicofísica del piloto estaba vencido. La aeronave estaba compensada nariz arriba. La aeronave fue rodada con excesiva velocidad. Inadecuado uso de los comandos de vuelo y de motor, ante una actitud anormal de la aeronave. Probable entrada en pérdida de sustentación de la aeronave, posterior al despegue. La aeronave posterior al accidente fue removida y desarmada. La aeronave no tuvo fallas de origen técnico. El formulario 337 no tenía registros de horas de actividad. La aeronave al momento del accidente no se encontraba aeronavegable. El motor era marca Continental y la Hélice Mc Cauley. Causa Durante un rodaje en pista, de una aeronave experimental, despegue imprevisto de la misma, con probable entrada en pérdida de sustentación y posterior impacto brusco contra el terreno; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor. 61
Factores Contribuyentes 1)
Rodaje a excesiva velocidad. 2)
Inadecuado compensado. 3)
Escaso adiestramiento de vuelo. 4)
Inadecuada planificación de este tipo de operación. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de que los pilotos que operen su aeronave cumplimenten las normas vigentes, realicen instrucción y adiestramiento de la forma más adecuada, para la operación de la aeronave; como también se lleve un registro de los parámetros necesarios, durante todas las fases de vuelo, como referencia para poder confeccionar el Manual de Vuelo. Asimismo para realizar cualquier tipo de operación de una aeronave, se le recuerda que debe tener el Certificado de Aptitud Psicofísiológica en vigencia, para que la Licencia de piloto tenga validez, según RAAC 61.23 apartados (c) y (d). Además, considerar la necesidad del cumplimiento de los procedimientos a seguir posterior al accidente de una aeronave, de acuerdo con lo especificado en la legislación vigente, Código Aeronáutico Ley 17.285, Arts. 186/187 y Decreto 934/70, Arts. 8 y 10. A la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar y evaluar la posibilidad de incluir en la CA 20‐27 D “Certificación y Operación de Aeronaves Construidas por Aficionados”, un Programa de Ensayos en Vuelo de referencia, a cumplimentar por los fabricantes aficionados de este tipo de aeronaves, para que los mismos apliquen durante las distintas fases de desarrollo, con el objeto de contribuir con la Seguridad Operacional. Considerar la conveniencia de recomendar que en este tipo de aeronaves, se prevea instalar los sistemas y/o instrumentales mínimos, que contribuyan con la seguridad operacional, como por ejemplo un indicador visual de compensado. Considerar la necesidad de controlar, que los componentes de uso aeronáutico, que se utilizan para la construcción y armado de este tipo de aeronaves, estén debidamente identificados. Considerar la necesidad de controlar, que al otorgar la Aeronavegabilidad de una aeronave, se deje debidamente registrado en la documentación pertinente, los datos de actividad de los distintos componentes, ejemplo de planeador, motor y hélice, a los efectos de establecer su trazabilidad. 62
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural de Guayquiraró, Pcia. de Entre Ríos. FECHA: 20 ENE 09 HORA: 14:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Buccaneer II MODELO: XA/650 MATRÍCULA: LV‐X121 PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Avión. PROPIETARIO: Privado. Reseña del vuelo El 20 ENE 09, el piloto y un acompañante, con la aeronave matrícula LV‐X121, despegaron de una pista no declarada, cercana a la ciudad de Guayquiraró, Provincia de Entre Ríos, con destino al Aeródromo (AD) Reconquista (SATR), Provincia de Santa Fé, para realizar un vuelo de aviación general. Luego del despegue, en actitud de ascenso tuvo una falla de motor, el piloto decidió realizar un aterrizaje de emergencia, giró a la izquierda para evitar una aeronave estacionada en tierra y depósitos de combustible, aterrizando en un campo lindero a la pista, colisionando contra obstáculos del mismo. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante Otros Mortales ‐‐ ‐‐
‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones y roturas en el ala izquierda, tren de aterrizaje principal izquierdo y estabilizador horizontal derecho. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 28 años de edad, titular de la Licencia de Piloto Comercial de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos en Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg. La Dirección de Licencias al Personal informó que en su legajo aeronáutico, no existe copia de la última foliación y no registra antecedentes de infracciones aeronáuticas y accidentes anteriores. Asimismo, presentó una nota de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas donde se le reconocieron un total de 589 horas voladas en diferentes aviones operados, para ser adjuntadas en su Libro de Vuelo. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I y II estaba vigente hasta el 30 MAY 09. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente según su declaración era: Total de horas de vuelo: 780 En los últimos 90 días: 50 En los últimos 30 días: 10 El día del accidente: 3 En el tipo de avión accidentado: S/D Información sobre la aeronave 63
Célula Aeronave Experimental, marca: Buccaneer II, modelo: XA/650; Nº de Serie: 001. Hidroavión de fuselaje con quilla, biplaza lado a lado, de ala alta, tipo parasol, manufacturado con estructura tubular metálica revestida con tela. Se encontraba propulsada con motor alternativo y hélice de tres palas de paso fijo, tren de aterrizaje convencional fijo, con ruedas y pontones bajo las alas. No poseía Certificado de Aeronavegabilidad. La última intervención de la DA data del 19 DIC 08, cuando se realizó una inspección para verificar el estado de la aeronave, detectando varias novedades, que el propietario debía solucionar para obtener la rehabilitación. Motor Marca: Bombardier, modelo Rotax 582; Nº de Serie: 6025350; potencia: 65 HP. No contaba con historial de servicio ni documentación vinculada a tareas de mantenimiento. El tipo de combustible indicado en la hoja de características del fabricante era: nafta con mínimo MON 83 y RON 91, en mezcla 1:50 con aceite. El fabricante advierte que el motor no cumple con las regulaciones federales de seguridad para aeronaves estándar. Hélice Hélice tripala de material compuesto, marca Warp Drive; Nº de Serie: 14821. Peso y balanceo de la aeronave No se pudieron calcular los pesos y el centro de gravedad al momento del accidente, debido a que la aeronave no tenía planilla de masa y balanceo aprobada. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica Reconquista, Paraná y Curuzú Cuatiá, interpolados al lugar del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 15:00 UTC, era: Viento: 070°/08 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 27.0° C; Temperatura Punto de Rocío: 8.0° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1019.0 hPa y Humedad Relativa: 30 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo lindero a una pista, en la localidad de Guayquiraró, Provincia de Entre Ríos. El campo era de superficie dura y el terreno estaba cubierto con arbustos y árboles chicos tipo espinillos. Las coordenadas del lugar eran 32° 47’ 54’’ S y 66° 05’ 06” W, con una elevación de 8 m sobre el nivel del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto En el aterrizaje de emergencia, luego de la restablecida, la aeronave colisionó contra obstáculos del terreno, árboles tipo espinillos chicos, aproximadamente a 45 MPH, con un ángulo de la trayectoria del avión estimado en 5°, sufriendo los daños descriptos; sin dispersión de restos. Los arneses de los asientos del piloto y acompañante no se cortaron y los anclajes de éstos al piso de la cabina, resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos; ambos descendieron del avión por sus propios medios, por la puerta del lado derecho, sin sufrir lesiones. 64
Ensayos e investigaciones A la llegada de los investigadores al lugar del accidente, se realizó un control de los comandos de motor y vuelo de la aeronave encontrándose éstos sin novedad. Se procedió posteriormente al traslado de la misma a un taller, donde se continuó con la investigación y se realizó una inspección del motor Rotax instalado en la aeronave no siendo posible ponerlo en marcha. En la inspección visual del sistema eléctrico del motor se detectó que uno de los cables presentaba signos inequívocos de sobre temperatura, con un importante deterioro del elemento aislante y daños en los elementos conductores, muy probablemente producto de la sobrecarga en la línea. El deterioro de la totalidad del aislante era indicativa de posible sobrecarga y no de un corto circuito localizado. No pudieron comprobarse fehacientemente los requerimientos para el tipo de cable utilizado, dado que el motor no era de uso aeronáutico y no se contaba con esa información específica. No obstante, también pudieron observarse conexiones y empalmes en el sistema eléctrico realizados de un modo impropio, que podían ser factores causales de sobrecarga y sobrecalentamiento del conjunto del cableado. De los daños observados y no encontrándose indicios de falla mecánica alguna en el motor, se apreció que la detención del mismo se debió probablemente, a una interrupción en el suministro de energía eléctrica al sistema de encendido. Se descartó la posibilidad del agotamiento de combustible, ya que la aeronave poseía unos 15 litros aproximadamente a bordo y no se detectaron fallas ni pérdidas en los conductos de suministro al motor. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se utilizaba para vuelos de aviación general. Información adicional El piloto durante la entrevista, manifestó que, despegó con rumbo norte, comenzó el ascenso y cuando se encontraba sobre el límite opuesto del campo usado para el despegue, con 80 m de altura y una velocidad de 45 MPH, se plantó el motor súbitamente. Ante la emergencia, dirigió el avión hacia la izquierda para evitar una aeronave estacionada y depósitos de combustible; como consecuencia de este desvío, realizó el aterrizaje en el campo lindero, colisionando contra obstáculos del terreno, árboles tipo espinillos chicos. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se realizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto realizó el despegue y en actitud de ascenso, con 80 metros de altura aproximadamente, se detuvo el motor súbitamente. Después de producida la falla de motor, el piloto buscó un lugar para realizar el aterrizaje de emergencia, como no disponía de altura suficiente y debido a que a su frente, en la prolongación de la pista había una aeronave estacionada y depósitos de combustible, optó por realizar un viraje hacia la izquierda y utilizar un campo lindero, que resultó parcialmente apto para la emergencia, por tener el terreno, obstáculos de árboles tipo espinillos chicos. De acuerdo con lo especificado en el Código Aeronáutico y en las RAAC, el propietario no debería haber autorizado el uso de la aeronave y el piloto no debería haber operado la aeronave; debido a que ésta no se encontraba aeronavegable. Asimismo no se debería haber operado fuera de aeródromos habilitados o lugares aptos para la actividad aérea, dado que este lugar no se hallaba declarado y el tipo de vuelo que se estaba realizando, no se hallaba encuadrado dentro de las excepciones que establecen las RAAC. 65
Aspectos técnicos La detención del motor en vuelo se produjo probablemente, por una interrupción en el suministro de energía eléctrica al sistema de encendido. No fueron detectadas otras novedades, que pudieran dar indicios de fallas de otro tipo. Durante la inspección post accidente se pudo constatar que fueron empleadas técnicas de armado, construcción y mantenimiento impropias, en el sistema eléctrico del motor. Si bien se trata de productos aeronáuticos sin certificación, debería existir un asiento documental del historial de servicio y las tareas de mantenimiento preventivo y restaurativo llevado a cabo sobre aquellos. Hechos definidos El piloto tenía en vigencia el Certificado de Aptitud Psicofisiológica para la Licencia correspondiente. La aeronave no tenía Certificado de Aeronavegabilidad. La aeronave no contaba con la Planilla de Peso y Balanceo aprobada por la Autoridad Aeronáutica. La detención del motor de la aeronave se debió probablemente, a una interrupción del suministro eléctrico al sistema de encendido, por una instalación inadecuada. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. El lugar donde se realizó el aterrizaje de emergencia, resultó un terreno parcialmente apto, por la presencia de obstáculos. Causa En un vuelo de aviación general, luego del despegue, en la fase de ascenso inicial, detención del motor y aterrizaje de emergencia en un campo no preparado, colisionando contra obstáculos del terreno; debido a la detención del motor, por probable interrupción de energía eléctrica en el sistema de encendido. Factor contribuyente: Inadecuadas técnicas de mantenimiento. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la conveniencia de que, quien se encargue del mantenimiento de la aeronave, durante las inspecciones y potenciales reparaciones, aplique las técnicas y procedimientos establecidos por la Autoridad Aeronáutica; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Asimismo, si bien no fue causa del accidente, considerar la necesidad de instruir adecuadamente, a los pilotos que operen su aeronave, sobre el cumplimiento de las normas y reglamentaciones aeronáuticas en vigencia; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran se afectados. 66
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN:1,7 km al NNE La Carolina, km 37 de la ruta prov. Nº 9 Pcia. de San Luis FECHA: 22 ENE 09 HORA: 18:30 UTC AERONAVE: Helicóptero MARCA: Robinson MODELO: R‐22‐Beta II MATRÍCULA: LV‐ZRH PILOTO: Licencia Piloto Privado de Helicóptero. PROPIETARIO: Privado. Reseña del vuelo El 22 ENE 09, el piloto se levantó temprano aproximadamente a las 11:00 UTC, realizó actividad normal hasta las primeras horas de la tarde, luego de haber mantenido una conversación, sobre los detalles a tener en cuenta para la operación del R‐22 en altura, con el piloto de un R‐44, que suspendió una tarea de filmación aérea de una competencia de ciclismo, por fallas técnicas en su helicóptero; accedió al pedido informal, de este último para realizar el vuelo y completar la tarea. Aproximadamente a las 18:15 hs (local), realizó la carga de combustible, controlando en los indicadores del tablero, que la cantidad no superara el ½ tanque. Despegó de un descampado dentro del predio del Golf Club, de la Loc. de Cruz de Piedra, ubicado a 6,5 NM al ENE del AD UIS. Luego de un descanso y refrigerio, el piloto despegó de la Loc. de La Florida (1.080m/3.543,3 ft.de elevación), donde se reabasteció de combustible de igual manera que a la salida anterior (sin superar el ½ tanque en los indicadores visuales), acompañado por un camarógrafo deportivo, para que éste pudiera filmar el evento del día, que comprendía 159 km de recorrido entre SAN LUIS capital y la loc. de La Carolina. Efectúo el seguimiento de la competencia de ciclismo, desde diferentes ángulos y alturas, volando en forma paralela y transversal a la ruta seguida por los competidores, variando velocidades y alturas, en forma constante. Cuando los competidores traspusieron la meta final, el piloto evolucionó en los alrededores a baja velocidad y manteniendo 50 a 70 m de altura sobre el terreno, próximo a la vertical de la meta. En ese momento una componente de viento de cola lo habría sorprendido, provocando la pérdida de control del helicóptero. Al advertir tal situación avisó al camarógrafo que iban a caer. En su caída el helicóptero, colisionó contra un poste de alambrado y posteriormente, impactó contra el terreno. El accidente se produjo de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ 1 ‐‐ Ninguna 1 ‐‐
‐‐
Daños en la aeronave Célula: La estructura primaria del fuselaje se deformó y se rompió en su totalidad el plexiglás de parabrisas. El cono de cola se deformó en su parte posterior, en la zona del estabilizador y toma de rotor. Motor: Sin daños aparentes, tuvo una detención brusca, producto del mismo, todas las correas de transmisión se cortaron. Palas de ambos rotores: destruidas Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto al mando ,de 33 años de edad, de nacionalidad española, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Helicóptero, otorgada por la DHA, habilitado en Robinson R‐44, desde el 22 OCT 08 y 67
Robinson R‐22, desde el 11 DIC 08. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica correspondiente, Clase II Piloto Privado de Helicóptero (PPH), C/T le fue otorgado el 29 ENE 08 y estaba vigente hasta el 30 ENE 09, con limitaciones: ¨ Debe usar anteojos con óptica corregida. En su declaración dejó constancia que los usaba al momento del accidente. De acuerdo con el informe enviado por la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), el piloto no registraba antecedentes de infracciones o accidentes en su legajo. Experiencia de vuelo (en horas) Curso de PPH 43,0 (período02‐08 al 22‐10‐08) Total como piloto: 65,7 Ultimos 90 días: 65,7 (no se tuvo en cuenta el curso) Ultimos 30 días: 49,0 En el día del accidente: S/D En el tipo de aeronave: 65,7 Según lo manifestado por el piloto, éste realizó el curso de PPH en un helicóptero Robinson R 44. La instrucción recibida fue muy irregular, realizando el curso de PPH con una diversidad de instructores 7 (siete) en total, para el R‐44 y 11 (once) en el R‐22 (después de su compra), de los cuales cuatro habían volado en el R‐44. En el libro de vuelo del piloto, figuraban que todos los vuelos fueron efectuados por el mismo instructor, certificados con la inicial y el sello al frente y al dorso de las planillas de vuelo. Antes de finalizar el citado curso, compró el R‐22 Beta II LV‐ZRH, con el que realizó vuelos acompañado por otros pilotos, sin asentarlos en su Libro de Vuelo, por no tener la Licencia habilitante. El helicóptero Robinson R‐22 LV‐ZRH, tenía registrados desde la fecha de compra, alrededor de 76 despegues, sin poder establecer cuantas horas de vuelo se consumieron en cada una de esas salidas; los datos fueron extractados y obtenidos de la Planilla de Registros de Movimientos por matrícula del AD FDO. Información sobre la aeronave Helicóptero monomotor marca Robinson Modelo R‐22 Beta II, Serie Nº 2958, biplaza lado a lado, de construcción metálica, con tren de aterrizaje tipo esquí. Poseía rotor principal de dos palas metálicas, de baja inercia y rotor de cola de dos palas también metálicas. Sus dimensiones principales eran: longitud total, incluyendo espacio para giro del rotor principal y secundario 8,763 m; radio del rotor principal 3,835 m; del rotor secundario 0,533 m; altura 2,718 m y distancia entre patines 1,930 m. Poseía Certificado de Aeronavegavilidad Categoría Normal, con fecha de emisión 01 OCT 99; Certificado de Matriculación emitido el 16 JUN 05 y Certificado de Inscripción de Propiedad de fecha 29 ENE 97. Célula La estructura del fuselaje del helicóptero, era de tubos de acero soldados y revestimiento de aluminio. El cono de cola semimonocasco, cuyo revestimiento de aluminio soportaba las cargas primarias. Las puertas, removibles, eran de fibra de vidrio y termoplástico . De acuerdo con el Formulario DNA 337, el 19 MAR 08 se realizó una inspección anual de rehabilitación, en el Centro de Mantenimiento; Habilitado DNA 1 B‐06, cuando registraba 1.563 hs. De TG. En la libreta historial Nº 1.090, en foja 133 se asentaron los trabajos realizados en la inspección que generó el Formulario DNA 337 señalado, con 1.564 hs. de TG. Así también, en foja 134 de la misma libreta historial, se encontraba asentado las constancias de trabajos realizados, en inspección de cien horas, al cumplir las 1.660 hs. de TG, el 24 OCT 08, habilitado hasta 03/2009. De acuerdo con las constancias del Formulario DNA 337, la célula estaba habilitada hasta el 31 MAR 09. 68
Motor El helicóptero tenía montado un motor marca Lycoming 0‐360‐J2A, Serie Nº L 36649‐36 A, de 160 HP, de cuatro cilindros horizontales opuestos enfriados por aire, con carburador. Conforme con Formulario DNA 337, se efectuó inspección para su habilitación anual en el Centro de Mantenimiento. Habilitado DNA 1B‐06, el 19 MAR 08, cuando registraba 1.563 hs. de TG. Así también en fojas 137 del historial de motor Nº 1.308, constaba que el 24 OCT 08, se realizaron trabajos correspondientes a inspecciones de 50 y 100 hs. cuando registraba 1.660 hs. de TG, para su habilitación anual, habilitado hasta las 2.000 hs. o hasta el 06/2011. De acuerdo con el Formulario DNA 337, el motor estaba habilitado hasta el 31 MAR 09. Rotores Rotor principal, bipala, Marca Robinson, Modelo A‐016 ‐ 4; palas Serie Nº 2293 D y Nº 3129 D. Rotor de Cola bipala, Marca Robinson Modelo A 029 ‐ 1; palas Serie Nº 10470 D y 10450 D. Los rotores no poseían Libreta Historial y la última inspección se le realizó a ambos componentes en el TAR 1B‐06, el 19 MAR 08, cuando registraba 354,4 hs. en ambas palas de RP Y 156,3 hs. en ambas palas RC, estando habilitadas por 2.200 hs. o hasta el 06/2017, conforme con Formulario 337. Otros equipos El R22 estaba equipado con un transmisor para localización de emergencia, ELT (AF) (AP), MODELO 3000‐10, Nº 339732, portátil automático (Automatic Portable), de activación automática, rango de frecuencia 121.5/243.0. Peso y balanceo de la aeronave Peso vacío: 417 kg. (920 LB) Piloto: 80 kg. Pasajero: 72 kg. Combustible (36 lts. X 0,72): 26 kg. Otros (filmadora + equipos personales): 3 kg. Total: 598 kg. (1.318,36 lb) Peso Max. De operación OGE (fuera efecto suelo): 621,42 kg. (1.370 lb aprox.) Diferencia: ‐ 23,42 kg. (51,63 lb – del PMD) El R‐22 quedó accidentado en el terreno a una altitud de 1.659 m, realizada la corrección por tabla el valor real era de 5.442 ft + 158 ft = 5.600 ft (Altitud de Densidad para este valor 8.300 ft). En este caso particular, la aeronave estaba operando a una altitud superior cuando entró en emergencia, unos 70 m (229 ft) más, aproximadamente, sobre el terreno, equivalente a (5.672 ft). Los valores se tomaron de la tabla de corrección por T° y Presión, que de acuerdo a los valores de 27,5° C y 29, 70 hg de presión, le correspondía un valor de corrección de 158 ft más, se trasladaron a los valores de la altura aproximada que estaba volando 1.720 m (5.672 ft + 158 ft = 5.830 ft ); la misma corregida por tabla, establecía que la Altitud de Densidad para este valor era de 8.700 ft. Al momento del accidente, el helicóptero se encontraba volando por tabla de acuerdo al peso /T°, próximo a los valores límites certificados para PMD y CG para Potencia Máxima Continua OGE (Presión de Altitud Max 6.690 ft/Densidad de Altitud Max 9.400 ft) Información Meteorológica El informe meteorológico elaborado por el SMN, reportó: Viento: 140°/10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CU 1500 M ‐ 5/8 CS 6000 M; Temperatura: 32,3° C; Punto de Rocío: 10.7° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1007.9 hPa y Humedad Relativa: 27 %. Los datos fueron obtenidos de los registros horarios de las Estaciones Meteorológicas (UIS‐RYD‐TRC‐LDR), más 69
cercanas al lugar del hecho; de la situación meteorológica y de los datos de altura obtenidos del modelo numérico ETA‐SMN, a la hora del accidente, interpolados a la hora y lugar del accidente. Visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, el mismo menciona que: ¨ No se observa la ocurrencia de viento intenso en el lugar, no obstante y de acuerdo a los datos de la Estación Meteorológica San Luis de la hora 21 UTC que registra un viento de 20 nudos, y dada la orografía del lugar no se descarta la posibilidad de la ocurrencia de turbulencia mecánica y algunas ráfagas que pudieran llegar a los 20 nudos en el lugar del accidente¨. Nivel Altura Mts. Temperatura
Temperatura Humedad Viento ° C de rocío ° C relativa (%) (Dir/kt) 1000 78.5 32.7 12.4
29
180/08 975 303.6 32.6 12.7 30 180/08 950 536.0 31.9 12.1 30 170/08 925 774.1 29.9 10.3
30
170/08 900 1016.7 27.6 8.2
29
170/08 A los efectos de la presente investigación, debido a la discrepancia de los datos aportados por el SMN sobre las condiciones MET en el lugar del accidente, se extractaron únicamente como referencia, los datos de altura del Nivel correspondiente a 900 (1.016,7 m). según lo determinado por el SMN por ser valores más aproximados a los del lugar del accidente (1.659 m), no obstante se dejó de lado las condiciones de viento en superficie, ya que con las filmaciones obtenidas y comparadas en el sector, daban cuenta que el mismo al momento del accidente era visiblemente del sector Norte y no del sector SSE (140°/20 kt). Asimismo, se tomó como valor aproximado de temperatura en el lugar 27,6°C, para realizar los estudios en los parámetros fijados en las Tablas de performance del Robinson 22 y realizar las correcciones de Altitud de Presión y Altitud de Densidad. Ayudas para la navegación El piloto utilizaba un GPS particular, y otro asociado a la aeronave, no poseía cartas de uso aeronáutico, utilizaba como apoyo visual, fotos y recortes trípticos de turismo, para ubicarse en la zona del evento deportivo. Información sobre el lugar del accidente El terreno en la zona tenía una elevación de 1.659 m (5.442 ft) , era de morfología rugosa, rodeado de diferentes elevaciones y rocas salientes, características de las sierras grandes de San Luis y con escasa vegetación del tipo paja brava. El mismo estaba ubicado a 56 km al NNE del AD UIS, a 1.7 km al NNE de la Loc. de la ¨La Carolina¨. Prov. de San Luis, y a 12 m al E de la ruta provincial N° 9. Sus coordenadas geográficas eran 32° 47’ 54.15’’ S ‐066° 05’ 06.76” W. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El helicóptero cayó desde una altura aproximada de 70 m, inicialmente con rumbo 180°, colisionando con la parte inferior delantera derecha del mismo, contra un poste de quebracho que amortiguó parcialmente el impacto; simultáneamente realizó un giro sobre el mismo, hacia la izquierda, arrastrando durante la caída parte de un alambrado rural, allí impactó y destruyó las palas del rotor de cola contra el terreno. Luego del impacto del rotor de cola, el helicóptero se inclinó más hacia la izquierda, provocando que las palas del rotor principal impactaran contra las rocas prominentes del lugar, inmovilizando en forma brusca la transmisión del rotor principal, ocasionando el corte de las correas de transmisión. Seguidamente, se inclinó hacia su izquierda y por inercia cayó contra el terreno, donde se provocaron las roturas por compresión del esquí izquierdo, la deformación de ambos marcos de la puertas, presionando la estructura del parabrisas, lo que provocó el estallido y desprendimiento 70
del mismo, cuyos restos quedaron esparcidos en un radio de metros 3 m; el fuselaje quedó orientado con rumbo 325°, con una inclinación hacia la izquierda de 50°; debido a la pendiente del terreno. Supervivencia El uso de cinturones y arneses de hombros, preservó al piloto y al pasajero de sufrir mayores lesiones, y resistieron a los esfuerzos sometidos durante el impacto principal y en la caída final contra el terreno inclinado. Ambos ocupantes abandonaron la aeronave por sus propios medios, siendo asistidos rápidamente, por personal de seguridad del evento deportivo, que se encontraba en el lugar. Se controló con el servicio de Búsqueda y Salvamento de la RANO, a través del satélite, el correcto funcionamiento del Transmisor de Localización de Emergencia (ELT) S/N 339732 FAA TSO C910 TYPE ELT (AF) (AP); para ello se lo activó en forma manual en el lugar del accidente, siendo detectada la señal por el satélite Geoestacionario COSPAS SAR SAT y trasmitida al RCC de CBA, por el Centro de Control de Emisión Argentina (AR MCC), ubicado en el Palomar, Prov. De Bs. As .. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se comprobó que el tablero de instrumentos, cojines de los asientos, documentos y matafuego de la aeronave, habían sido removidos del lugar, por parte del piloto, para evitar sustracciones. Las correas de transmisión de movimiento a todo el sistema de transmisión del helicóptero (número de parte A 190‐2), estaban cortadas. Se comprobó el buen funcionamiento en los sistemas de transmisión de rotores, tanto el de cola como el principal. En el rotor de cola, se verificó la continuidad de movimiento desde la pedalera. Así también, manualmente se cambió el ángulo de incidencia de las palas del rotor de éste, verificándose su libre movimiento. Se verificó la continuidad en la transmisión de movimiento del comando de paso colectivo y del paso cíclico. Del combustible encontrado en el tanque principal de la aeronave, en el lugar del accidente, 30 litros, se extrajo muestra y se envió para su análisis al LEMLMAASA; a fin de determinar el tipo y estado del mismo. En la conclusión del informe de combustible requerido del LEM, refirió que en el mismo, no se encontraron indicios de agua, sin evidencias de partículas de naturaleza metálicas y las partículas detectadas correspondieron a óxidos férricos y silicatos provenientes de polvos atmosféricos. En relación al tipo de combustible, el mismo era apto y se ajustaba a las características técnicas para la categoría nafta 100 LL, de acuerdo a normas ASTM D‐910. Cotejando el informe del Sistema Integrado del Comando de Regiones Aéreas (SICRA), con los registros de horas asentadas en la libreta historial de la aeronave, se constató que desde el 22 de febrero de 2008, hasta el día del accidente, no se asentaron en la libreta historial de la aeronave alrededor de 160 operaciones de vuelo. Se pudo establecer que el piloto había realizado vuelos con el R‐22 LV‐ZRH, mientras aún estaba cursando para su Licencia de PPH en el R‐44, y que por esa razón, no pudo registrarlos en su libro de vuelo. También se verificó que instructores que volaban con el piloto mientras aún era alumno en el R‐44, también lo hacían en el R‐22. Todos estos vuelos fueron asentados como de aviación general. Las declaraciones del piloto, la filmación disponible del vuelo y otros indicios disponibles, fueron coincidentes con la secuencia de eventos y procedimientos adoptados, cuando mencionó, que trató de controlar el helicóptero, llevando primero el paso colectivo hacia abajo, manteniendo una velocidad de descenso que le permitiera realizar una parada rápida (flare), lo más próximo al terreno y así evitar un aterrizaje brusco, sin lograr su cometido en su totalidad. Información orgánica y de dirección El piloto de nacionalidad española, había adquirido el helicóptero, a través de un boleto de compra venta realizado el día 26‐09‐08. La aeronave R‐22 matrícula LV‐ZRH, al día del accidente, figuraba inscripta a nombre de su anterior propietario. Tanto el piloto, como la aeronave, no estaban afectados a un Explotador de Trabajo Aéreo. Información adicional 71
El vuelo que se estaba realizando era de Trabajo Aéreo, previsto para ser realizado por otro piloto y otra aeronave tipo R‐44, afectados a una empresa autorizada a realizar el mismo, para cubrir el requerimiento de filmación de la competencia deportiva TOUR de San Luis. Este helicóptero se encontraba destacado en la zona del evento desde el día 18 ENE 09. La coordinación de la realización del vuelo del R‐22 Beta II LV‐ZRH, habría sido realizada telefónicamente, por el Piloto del Helicóptero R‐44, aeronave que habría estado fuera de servicio. El día 22 ENE 09 este piloto de contextura robusta, desistió de utilizar el R‐22 por sí mismo y le habría solicitado al piloto del LV‐ZRH, que llevara al camarógrafo para que este complete las filmaciones del día, debido a las limitaciones operativas por exceso de peso y el techo operativo del R 22, teniendo en cuenta que la zona a sobrevolar se desarrollaría sobre elevaciones superiores a los 1.590 m. Este piloto del R‐44 por su vasta experiencia en este tipo de vuelos, habría mantenido una charla previa, asesorándolo en cuanto a las limitaciones y los detalles de seguridad que debía tener en cuenta para el vuelo en montaña. El piloto, habría tenido por costumbre, el uso del altímetro graduado en ¨0¨ sobre QFE ( para volar con altura real sobre el terreno), que en esta ocasión no pudo utilizarlo, por haber llegado al límite de graduación de la ventanilla kollsman del altímetro. Comunicado de Seguridad ¨ Safety Notices ¨(SN) de ´ROBINSON HELICOPTER COMPANY ¨ . Desde el primer vuelo del helicóptero Robinson R‐22 en el año 1975 y posterior a su certificación en el año 1979 el fabricante, adjunta e incluye periódicamente en el ¨Pilot´s Operating Handbook – (Manual de Operaciones del Piloto), Section 10 Safety Tips and Notices, (CONSEJOS Y COMUNICACIONES SOBRE SEGURIDAD OPERACIONAL), para que a través de la lectura de los mismos, ofrecer este servicio de ayuda para operar el R‐22 con mayor seguridad, basados en las experiencias acumuladas, con la finalidad de contribuir a la seguridad operacional. En el SN 34 (Vuelos fotográficos), refiere lo siguiente (traducción no oficial): ¨ Los vuelos fotográficos deben ser conducidos por pilotos con experiencia, bien entrenados que deberán: 1) Tener al menos 500 hs de vuelo como piloto al mando en helicópteros y más de 100 hs en el modelo a volar; 2) Haber tenido extensivo entrenamiento en las técnicas de recuperación de bajas RPM y asentamiento con potencia; 3) Tener la voluntad de decir NO al fotógrafo y solamente volar la aeronave a las velocidades, altitudes y ángulos de viento que son seguros y que permiten buenas vías de escape. Normas de aplicación El Código Aeronáutico de la República Argentina, Ley 17285, en el Capítulo 4 Trabajo Aéreo, establece: Para realizar trabajo aéreo en cualquiera de sus especialidades, las personas o empresas deberán obtener autorización previa de la Autoridad Aeronáutica sujeta a los siguientes recaudos: 1) Reunir los requisitos establecidos en el Art.48 para ser propietario de aeronave. 2) Poseer capacidad técnica y económica de acuerdo a la especialidad de que se trate. 3) Operar con aeronaves de matrícula argentina. Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), en la Parte 61 – Certificados de Idoneidad Aeronáutica ( Licencias, Certificado de Competencia y Habilitaciones para Piloto) Subparte E ‐ Licencia de Piloto Privado 61.109 Experiencia de Vuelo (c) (1) establecen: ¨No podrá volar con pasajeros hasta poseer 25 hs de vuelo como piloto al mando a partir de la fecha que obtuvo su licencia, y haya sido sometido a una evaluación, mínima de 30 minutos con 3 aterrizajes, con un instructor habilitado, quien dejará constancia de la adaptación certificada en el Libro de Vuelo del interesado. Manual de Operaciones del Piloto – Sección 10 – Normas de Seguridad En el Manual de Operaciones del Piloto, se puede comprobar las diferentes advertencias, que hacen referencia, al peligro de una disminución de las RPM (revoluciones por minuto) del rotor, que deben mantenerse en el margen de 97 – 104% y con aviso luminoso y acústico por debajo del 96‐97%, ya que la disminución de vueltas del rotor puede producir el batimiento de las palas provocando su posible entrada en pérdida. Transmisor de localización de emergencia ELT (AF) (AP) 72
EL T fijo automático (AF) – Automatic Fixed – Está fabricado con la intención de ser instalado firmemente en la aeronave antes de un accidente, es de activación automática para ayudar a los equipos SAR en localizar el sitio del Accidente, y como ELT portátil automático (AP) Automatic Portable – es extraíble con facilidad después de un posible accidente. Funciona como un ELT (AF) durante la secuencia del accidente y posterior puede ser retirado para ser utilizado por los sobrevivientes en caso que se desplacen del lugar. Para minimizar la posibilidad de daño en el caso de impacto de caída, el ELT está instalado firmemente en la estructura de la aeronave, emplazado dentro de lo posible hacia la cola con su antena y conexiones dispuestas de tal forma de resguardar su integridad para que la señal sea irradiada después del accidente. El transmisor, si bien estaba correctamente instalado, no se activó en forma automática probablemente, por no haber alcanzado las aceleraciones necesarias para ello. El transmisor funcionó correctamente durante la activación manual en el lugar del accidente, enviando la señal correspondiente al satélite Geoestacionario COSPAS SAR SAT. Técnicas de investigación útiles o eficaces Se analizó exhaustivamente la filmación realizada por el camarógrafo a bordo de la aeronave, de cuyas constancias surgió: 1) En el momento de pérdida de control , la aeronave se encontraba con un rumbo general sur según una imagen que muestra la sombra del helicóptero sobre el terreno.2) Por la imagen de una pequeña bandera izada sobre la antena de radio de un vehículo, se pudo verificar el rumbo del viento cuadrante norte definido y con una velocidad apreciable por la posición prácticamente horizontal del paño. 3) En el momento de la pérdida de control la aeronave se encontraba en estacionario o con muy baja velocidad. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto, en su declaración sobre los hechos, mencionó que no tuvo fallas mecánicas, pero que lo primeros indicios de falta de potencia se manifestaron con un cambio de ruido en las palas. Durante el sobrevuelo de la meta final de la competencia, lo sorprendió una ráfaga de viento de cola, que muy probablemente, haya generado la pérdida de efectividad del rotor de cola. Ante esta circunstancia, es muy probable, que el piloto aumentara el paso de las palas tirando del ¨colectivo¨ lo que habría producido la caída de las RPM del rotor y agravado las circunstancias en que se encontraba. Esta situación es sumamente peligrosa en los helicópteros, pero además, en el caso del R‐22. se agrega que esta aeronave es muy sensible a las variaciones de las RPM, por poseer un rotor principal de baja inercia. El piloto, ante la emergencia que se le planteó en vuelo, cuando el R22 abruptamente, giró hacia la derecha y luego a la izquierda y comenzó a perder vueltas en el rotor principal, produjo una adecuada reacción que, probablemente, haya permitido a las personas abordo salir sin daños de mayor gravedad. El piloto rápidamente, bajó el paso colectivo para incrementar las RPM y lograr una caída controlada hacia el terreno, conciente de que este era un rotor de baja inercia, a fin de evitar un impacto fatal y en un contexto de gran altitud, con alta temperatura y escaso margen de altura que tenía sobre el terreno; lo que le impedían realizar cualquier otra maniobra de defensa, según las condiciones respecto del diagrama de velocidad/altura (curva del hombre muerto). El piloto que lo asesoró e involucró en la operación, probablemente, no evaluó adecuadamente, con el criterio de seguridad apropiado, si el piloto del R‐22 cumplía con los requisitos para realizar un vuelo, que por sus características, era muy crítico, induciendo una operación fuera de los estándares. Las probables deficiencias de instrucción del curso de PPH recibido, se vieron reflejadas en el bajo nivel de conocimientos adquiridos por el piloto, en distintos aspectos, tanto operativos como formales, respecto de la normativa aplicable vigente. El rendimiento del helicóptero es afectado por la densidad del aire, que a su vez es un factor de temperatura, altitud y humedad. A esto se le denomina ¨ altura de densidad ¨ . Se logra una mejor sustentación en aire más denso como el que se encuentra al nivel del mar con temperaturas y humedad bajas. En las tablas de performance no se considera el factor humedad específicamente, pero a pesar de ser de baja incidencia, también afecta la densidad del aire, siendo despreciable su efecto. El piloto 73
manifestó que durante el ascenso, sintió un flapeo en las palas, y se pudo observar en el video (filmación realizada a bordo del LV‐ZRH), facilitado por el camarógrafo, que el seguimiento de la competencia, se realizó desde diferentes ángulos y alturas, volando en forma paralela y transversal a la ruta de los competidores, variando velocidades, alturas y actitudes, en forma constante, todo esto a gran altitud 5.830 ft (70 m de altura sobre el terreno, aproximadamente) y muy próximo a la envolvente de vuelo para PMC en la zona del accidente, que de acuerdo a las tablas de performance establecía los limites para PMD y CG, para potencia máxima continua OGE (Presión de Altitud Max 6.690 ft/ Densidad de Altitud Max. 9.400 ft). Mientras más aumentan la altitud, la temperatura o la humedad, el aire se torna más denso y se llega más rápidamente a las limitaciones de la aeronave. Los perfiles aerodinámicos producen menos sustentación por lo que se reduce su eficiencia. En el caso particular del R‐22 LV‐ZRH, estaba operando a una Altitud de Presión aproximadamente, de 5.830 ft, equivalente a 8.700 ft en la escala de la (Altitud de Densidad ) lo que permite despegar con el peso máximo de despegue OGE, pero con la potencia de despegue o máxima (104%).La tarea que realizaba de filmación y seguimiento del pelotón de ciclistas a esa altura, con bajas velocidades y con una separación del terreno de entre 50 y 70 m, tornaba el vuelo en crítico, ya que lo centraba en la tabla, dentro de la envolvente que se le denomina ¨ Curva del Hombre Muerto ¨, donde las posibilidades de maniobras de recuperación son muy limitadas o imposibles y ante el menor error, el helicóptero cae y no puede recuperarse, ya que no tiene altura suficiente para recuperar las vueltas del rotor, hecho mencionado por el piloto, que notó la falta de rendimiento de su helicóptero a esa altura. La instrucción práctica de vuelo, del curso para PPH en el R‐44, fue impartida por numerosos instructores de vuelo, al igual que la instrucción práctica de vuelo para R‐22; por lo que se apreció que este hecho no habría contribuido con una adecuada instrucción. El análisis de los hechos permitió apreciar probables falencias en la instrucción recibida, en los siguientes aspectos: 1( La utilización de las Cartas para Vuelo Visual. 2) La utilización de las tablas de performances del R22. 3) El reglaje altimétrico. 4) Comunicaciones de Seguridad que el fabricante confecciona periódicamente. Documentación de control De lo investigado, se apreció una irregular gestión de la documentación de control, ya que no se pudo establecer con certeza, cuantas horas de vuelo y que tipo de instrucción recibió el piloto, en el R‐44, que se utilizó como escuela, matrícula LV‐WMU, ya que las horas asentadas en su Libro de Vuelo, difieren con los registros de movimientos del aeródromo; la mayoría de los despegues durante el periodo de instrucción fueron realizados como Aviación General (4N), y nunca figuraron como vuelo de instrucción (3E); incluso existió una discrepancia en la Inspección de Habilitación realizada con R‐22, donde en el Libro de Vuelo estaba registrada con el LV‐VEM y en la Planilla de Inspección figuraba LV‐YFB, ambos avalados con la firma del Inspector de Vuelo. En el Libro de Vuelo del piloto, figuraba que, todos los vuelos fueron efectuados por un mismo instructor, certificados con la inicial y el sello al frente y al dorso de las planillas de vuelo, hecho este que no se ajustó a la realidad, ya que se pudo establecer que con el R‐44 fueron 7 (siete) los instructores que volaron en el período que abarcó su instrucción, entre el 02‐
08‐08, hasta el día 22‐10‐08 y no uno solo, como se certificó en el Libro de Vuelo del piloto. Aspectos técnicos El piloto declaró que no tuvo fallas mecánicas previas al accidente. Analizada la documentación, se verificó diferencias en los asientos de horas de vuelo (TG), en el formulario DNA 337 y los detalles de trabajos de inspecciones, en los historiales de la aeronave. El mantenimiento de la aeronave se realizó conforme las horas asentadas en sus libretas historiales, con la frecuencia y los requisitos exigidos para el tipo de aeronave. No obstante lo manifestado en el punto anterior, del cotejo de información obtenida por sistema, con las libretas historiales, se observó diferencias en menos en los asientos de la documentación de la aeronave. De lo expresado, se apreció que, probablemente, los períodos de inspección no se concretaron conforme las especificaciones normadas por el fabricante, es decir cada 100 horas efectivamente voladas; toda vez que no fueron registrados adecuadamente, la totalidad de vuelos en sus historiales. En consecuencia, se apreció que la aeronave, al momento del accidente, probablemente no estaba aeronavegable. Es oportuno señalar que luego del accidente, no se 74
encontraron indicios de fallas mecánicas en los distintos sistemas inspeccionados. De todo lo expresado, se apreció que no existieron fallas mecánicas en la aeronave, que conformen la cadena de eventos y/o sean causa eficiente en la producción del accidente. Conclusiones Hechos definidos El piloto era titular de la Licencia Piloto Privado de Helicóptero. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente. La instrucción recibida, en el curso realizado para obtener la licencia de PPH, y durante su adaptación al R‐22 no habría sido totalmente adecuada, por la cantidad de instructores que volaron en la etapa de formación. Probable desconocimiento general de las reglamentaciones de vuelo, de las limitaciones operativas de la aeronave y de la operación que realizaba. El piloto no estaba habilitado para transportar pasajeros. El piloto y la aeronave no estaban afectados a un Explotador de Trabajo Aéreo. El piloto había adquirido la aeronave a través de un Boleto de Compra Venta, pero no pudo inscribirlo a su nombre. El piloto desconocía las comunicaciones de seguridad que se encontraban en el Manual de Operaciones del Piloto, de su aeronave. El asesoramiento por parte de un piloto de mayor experiencia en este tipo de vuelos, permitió apreciar la prioridad del trabajo que se estaba efectuando, por sobre la seguridad operacional. La decisión del piloto de mayor experiencia y conocimiento, sobre la operación en zonas montañosas con helicópteros Robinson, fue inadecuada, al delegar el vuelo a un PPH, con escasa experiencia de vuelo y adiestramiento en el tipo de operación. La habilitación realizada al R‐22 y las horas voladas paralelamente durante el desarrollo del curso de PPH en R‐44, actuaron en forma ¨ positiva ¨ al momento de producirse la emergencia. La documentación aeronáutica del piloto y de la aeronave se encontraban incompletas. La aeronave no tuvo fallas de carácter técnico, previas al accidente. La aeronave poseía Certificado de Aeronavegabilidad expedido conforme las horas de vuelo registradas en sus historiales. Los historiales no registraban todos los vuelos efectivamente realizados. Se efectuaron las inspecciones de habilitación de la aeronave, sin considerar las horas efectivamente voladas. La información de los registros de los vuelos, permitió establecer que los historiales del helicóptero no estaban actualizados. La cantidad de vuelos comprobados y no asentados en los Libros de Historial del helicóptero, permitieron apreciar que probablemente, la aeronave no tenía vigente su aeronavegabilidad. Causa En un vuelo de Trabajo Aéreo, filmaciòn aérea en zona de montaña, durante un viraje a baja velocidad y escasa altura sobre el terreno, pérdida de eficiencia del rotor de cola, por una ráfaga de viento, provocando la desestabilización y la pérdida de control del helicóptero, con posterior caída, colisión e impacto contra el terreno; debido a inadecuada operación de la aeronave. Factores contribuyentes 1) Escasa experiencia de vuelo, y escaso adiestramiento para vuelo en zona de montaña y tipo de vuelo que se realizaba. 2) Desconocimiento del uso de las tablas de performance del Manual de Vuelo de la aeronave y de las Comunicaciones de Seguridad Operacional del fabricante. 3) Inadecuada planificación de vuelo. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de instruir adecuadamente, a los pilotos que vuelan su aeronave, sobre el cumplimiento de las operaciones aéreas de acuerdo con lo establecido en el Manual de Vuelo de la misma, teniendo en cuenta las Comunicaciones de Seguridad del Fabricante, y el cumplimiento de las Normas Aeronáuticas vigentes, especialmente en relación a las operaciones de Trabajo Aéreo; a los 75
efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. A la Administración Nacional de Aviación Civil ‐ Dirección Nacional de Seguridad Operacional Considerar la necesidad de adoptar las medidas de control que fueran adecuadas, sobre las Escuelas de Vuelo, en los aspectos de documentación de la instrucción realizada, tanto teórica como práctica, y la asignación de instructores, con el objetivo de asegurar estándares adecuados en la impartición de la misma; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Al Servicio Meteorológico Nacional Dado que las interpolaciones que se evalúan, no siempre son fiel reflejo de las condiciones en el lugar, con la probabilidad de discrepancias, al momento de realizar el análisis de los hechos, por motivo que las estaciones MET, de donde se toman los datos suelen estar muy distantes (entre 100/130 km), como ocurrió en este caso en zona de montaña; se recomienda: Considerar la posibilidad de adoptar un método de seguimiento adecuado, de las variaciones meteorológicas sobre el lugar del accidente, evaluando los microclimas, las condiciones orográficas del lugar , los registros de otros órganos y/o empresas nacionales y privadas, que cuenten en la zona con el equipamiento adecuado, para realizar las observaciones MET, ejemplo: CIRSA, INTA, etc.; a los efectos de permitir contribuir con la seguridad operacional. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural de Alejandra, Pcia. de Santa Fe FECHA: 23 ENE 09 HORA: 21:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐25 MATRÍCULA: LV‐MYP PILOTO: Piloto Aeroaplicador de Avión PROPIETARIO: Empresa privada Reseña del vuelo El 23 ENE 09, el piloto con la aeronave LV‐MYP, despegó de un lugar preparado para tal fin, con el propósito de realizar tareas de aeroaplicación en lotes adyacentes, aplicando herbicida en cultivo de arroz. Una vez que despegó, se dirigió al primer lote distante unos 2000 m y comenzó a realizar las pasadas de aplicación de 200 m de largo cada una. Luego de la tercer pasada realizó el giro de procedimiento y cuando comenzó a enfrentar el lote para la próxima pasada, experimentó una pérdida de sustentación hasta impactar contra el terreno y árboles, ocasionándose el accidente. El accidente ocurrió de día con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves 1 ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Tren de aterrizaje principal daños por rotura de sus tomas y aplastamiento. Plano izquierdo 76
destruido con deformación de montante. Plano derecho destruido. Parallamas de motor deformado con desprendimiento y rotura de barquilla. Ambos capó de motor destruidos. Hélice: Destruida. Motor: Evidencia daños leves visibles producto del desprendimiento de sus tomas. Daños en general: De importancia. Información sobre las personas El Piloto al mando de 42 años de edad, es titular de la Licencia de Piloto Aeroaplicador de Avión con habilitación para aeroaplicación diurna, aeronaves de motor alternativo hasta 450 hp en aviones monomotores terrestres hasta 5.700 kg. Su Aptitud Psicofisiológica no se encontraba vigente y su vencimiento era el 30 OCT 08. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de vuelo: 630 En los últimos 90 días: 4 En los últimos 30 días: 2 En las últimas 24 horas: 1 En el tipo de avión accidentado: 40 Información sobre la aeronave Célula Marca Piper, modelo PA‐25, fabricado en 1979 por Chincul SACAIFI en la República Argentina, número de serie: AR‐25‐7956038. El PA‐25 es de construcción mixta, acero, tela y aluminio, de ala baja con montantes y tren de aterrizaje fijo del tipo convencional; tenía una capacidad máxima para una persona. En 07 AGO 08 se le efectuó en un taller aeronáutico la correspondiente habilitación anual con TG 2170.1 hs, y DUR 845.0 hs, quedando habilitado hasta AGO 09. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Lycoming, modelo 0‐540‐B2C5, número de serie L‐
21822‐40A, que entregaba 235 hp de potencia. En 07 AGO 08 se le efectuó en un taller aeronáutico la correspondiente Inspección de 100 hs, con TG 2183.1 hs y DUR 329.4 hs. Sin antecedentes de recorrida general. Hélice El motor estaba equipado con una hélice marca McCauley, modelo 1A200/FA8452, número de serie 107578, de paso fijo, con dos (2) palas metálicas. El 22 JUN 07 se realizó inspección mayor en taller aeronáutico habilitado, sin antecedentes de TG, quedando habilitada por 2000 hs o hasta JUN de 2013. Peso y balanceo al momento del accidente El cálculo de los pesos de la aeronave al momento del accidente se realizó teniendo en cuenta el combustible y producto consumidos después de haber volado 5 min desde el despegue, dando los siguientes valores: Vacío: 764,00 kg 77
Combustible (131 lts X 0.72): 94,32 kg Piloto: 72,00 kg Producto (230 lts glifosato X 1.2 ): 276,00 kg Agua 309.5 lts: 309,50 kg Total de carga (539.5 lts): 585,50 kg Total al momento del accidente: 1515,82 kg Máximo de Despegue (PMD): 1315,44 kg Diferencia: 200,38 kg en más respecto al PMD El centro de gravedad, en base a los cálculos realizados, se encontraba fuera de los límites establecidos en la planilla de peso y balanceo de fecha 11 SET 04 enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información Meteorológica El Servicio Meteorológico Nacional (SMN) informa que en el lugar del accidente a las 21:00 UTC las condiciones meteorológicas eran: viento de los 090° intensidad 8 nudos, visibilidad: 8 km, fenómenos significativos: humo, nubosidad: 2/8 de cúmulos a 2500 pies y 1/8 de cumulonimbos a 3000 pies, temperatura: 36.2° C, temperatura punto de rocío: 16.7° C, presión atmosférica: 1009.4 hPa, humedad relativa 31%. Observaciones: Del análisis realizado se concluye que el lugar del accidente se encontraba con una circulación del nordeste con intensidades del viento entre 5 y 10 nudos. Debido a que la Estación Meteorológica Reconquista reporta nubosidad de tipo Cumulonimbus no se descarta la ocurrencia de corrientes descendentes o de alguna ráfaga de viento. Informe producido el día 04 JUN 09. Los datos fueron obtenidos de la Estación Meteorológica del Aeródromo Reconquista, interpolados al lugar del accidente y modelo numérico ETA‐SMN. Visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo fuera de aeródromo en zona rural del Alejandra, provincia de Santa Fe: terreno plano blando con agua sembrado con arroz de 200 x 200 m de longitud, con plantaciones de pinos de 6 a 8 m de altura en su perímetro, ubicación 4 km al norte de dicha localidad, coordenadas geográficas 29° 52’ 06’’ S 059° 50’ 50’’ W, elevación sobre el terreno 30 m aproximadamente. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Desde el primer toque hasta que la aeronave se detuvo contra una línea de pinos que bordeaba el lote, recorrió 32 m. El primer toque que se observó es una marca del tren de aterrizaje, un segundo toque ocurrió a 17 m y, seguidamente, a 7 m se verificó un fuerte impacto en el terreno donde se aplasta la misma y rebate su tren de aterrizaje principal. Las palas de la hélice se doblaron en el lugar en que se produjo esta última marca, si bien no se observan por estar el terreno bajo agua y su suelo blando. En su desplazamiento, la aeronave impactó finalmente contra uno de los pinos con su plano derecho donde quedó detenida. El motor, si bien se desprendió de su alojamiento por efecto de la detención brusca contra un pino, quedó solo unos centímetros delante de su ubicación normal. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica El piloto al momento del accidente se encontraba con su Aptitud Psicofisiológica vencida a OCT de 2008. El piloto posterior al accidente fue a un Sanatorio donde le diagnosticaron fisura de un cartílago dentro de las costillas por lo que quedó en observación, de acuerdo a sus declaraciones. 78
Supervivencia Los cinturones de seguridad y arneses actuaron sujetando al piloto a su asiento de conformidad al uso para el que fue diseñado. La estructura de la cabina si bien resultó con golpes, no sufrió modificaciones preservando la integridad del piloto. El piloto salió por sus propios medios de la aeronave, resultando con lesiones leves. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se comprobaron los comandos de la aeronave, estando todos en sus alojamientos y demostrando continuidad y libre movimiento. Se verificó la documentación de la aeronave, estando la misma sin novedad. En sus declaraciones, el piloto reflejó que no conocía o no recordaba los valores de los pesos de aeronave vacía y máximo de despegue. Información orgánica y de dirección El explotador de la aeronave tenía un “Certificado de Explotador de Trabajo Aéreo” vigente y la aeronave estaba afectada a dicha empresa. Información adicional El piloto quedó comprometido a remitir a la Junta un certificado médico de sus lesiones, hecho que no ocurrió, perdiéndose contacto con el mismo. El lugar que utilizaba el piloto para realizar las operaciones de despegue y aterrizaje se trata de un lugar preparado para tal fin, campo eventual. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos Operativos El piloto declaró que en momentos de realizar el viraje de procedimientos para ingresar nuevamente a la melga, experimentó una pérdida de sustentación, motivo por el cual realizó la descarga rápida de producto y al ver que la aeronave no superaba una barrera de pinos, decidió “largarla” contra el terreno. Al momento de realizar el viraje de procedimiento, al viento lo tenía del sector este y la pasada la realizaba de oeste a este. Al realizar el último viraje para enfrentar el lote y realizar la pasada, recibió una componente de viento de cola que tuvo relación con la ocurrencia del suceso. El servicio meteorológico expresó en su informe que las condiciones reinantes eran, viento de los 090° con una intensidad de 8 / 10 nudos, temperatura ambiente de 36,2° C y presión de 1009.4 hPa, coincidente con las declaraciones del piloto en su apreciación de estas condiciones, y ocurrencia de corrientes descendentes o de alguna ráfaga de viento. Los manuales expresan que la técnica para la aplicación se debe realizar iniciando la pasada (melga) con viento a través y virando siempre contra éste. El piloto reflejó que no conocía o no recordaba los valores de los pesos para los pesos de aeronave vacía y máximo de despegue, lo que pudo haber contribuido a una operación por fuera de los pesos máximos de certificación establecidos en el Manual de Vuelo. También debe tenerse en cuenta el efecto negativo sobre el tipo de operación, sumamente crítica, la turbulencia producida por el viento luego de su paso por la cortina de pinos que tenía el lote donde la aeronave realizaba el viraje de procedimiento. Si bien no se puede calcular, es sabido que produce turbulencia hacia sotavento de los obstáculos (pinos) afectando severamente la operación. Por lo expresado precedentemente se infiere que el piloto no tuvo en cuenta las condiciones 79
meteorológicas de temperatura, presión y viento, como así también el PMD de la aeronave. Aspecto Técnico De lo investigado no se encontraron elementos de orden técnico que hayan tenido influencia en el accidente. La documentación se encontraba debidamente conformada. Hechos definidos El piloto era titular de la Licencia que lo habilitaba para realizar el vuelo que finalizó en accidente pero no estaba habilitado por tener vencido su certificado de Aptitud Psicofisiológica, para la Licencia que poseía. El piloto aplicó una técnica deficiente para realizar la aplicación en el lote con respecto a la dirección del viento y existen indicios que indicarían un conocimiento inadecuado de la aeronave. Las condiciones meteorológicas reinantes fueron un factor contribuyente al presente accidente. No hubo causas técnicas que provocaron el presente accidente. La aeronave se encontraba al momento del accidente con un peso superior al PMD. La aeronave tenía su Certificado de Aeronavegabilidad vigente por tiempo. La empresa era titular de un Certificado de Explotador de Trabajo Aéreo y la aeronave estaba afectada a la misma. Causa Durante un vuelo de aeroaplicación sobre cultivo, pérdida de sustentación e impacto contra el terreno; debido a planificación y técnicas de vuelo de aeroaplicación inadecuadas. Factores contribuyentes 1)
Condiciones Meteorológicas, por posibles ráfagas de viento, corrientes descendentes, alta temperatura y baja presión atmosférica. 2)
Operación con peso superior al PMD certificado. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de incrementar el adiestramiento de los pilotos que operan sus aeronaves, en especial la planificación del vuelo de aeroaplicación, cumplimentando los pesos máximos de despegue, el reconocimiento adecuado del terreno a tratar y considerar la meteorología; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeroclub Luján, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 28 ENE 09 HORA: 19:50 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐11C MATRÍCULA: LV‐NCL PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Avión. PROPIETARIO: Aeroclub. Reseña del vuelo 80
El 28 ENE 09, el piloto despegó con la aeronave matrícula LV‐NCL, de la pista 15 del Aeródromo (AD) Luján (LJN), para realizar un vuelo de entrenamiento local, con práctica de toques y despegues. Durante el despegue, las indicaciones de la manga de viento eran estimadas, de 120°/130°, 12 kt (nudos); posterior a éste, realizó 4 toques y despegues, sin novedad y luego efectuó un vuelo local por las inmediaciones de la localidad de Jáuregui y regresó al AD. Cuando aproximó al AD para el aterrizaje final, la manga indicaba un viento estimado de 130°/14 kt, se incorporó al circuito de tránsito para la pista 15, realizó una final con corrección de viento y próximo al toque, una ráfaga de viento desplazó la aeronave hacia la derecha, saliendo de la pista e impactando en el campo lindero al AD. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐
‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves 1 ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐
‐‐
Daños en la aeronave Célula: Rotura y deformaciones en fuselaje, cabina de pilotaje, capó de motor, ambas alas, superficies móviles y rotura del tren principal derecho. Motor: Posibles daños internos por detención brusca. Hélice: Rotura de una de las palas de la hélice por impacto contra el terreno. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 30 años de edad, titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión con Habilitaciones para; Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos en Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. Otras Licencias: PCA. De acuerdo con lo expresado en el informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, había realizado el último foliado de su Libro de Vuelo en OCT 02 y no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 MAY 09. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente era: Total de vuelo: 370 En los últimos 90 días: 20 En los últimos 30 días: 4 El día del accidente: 1.3 En el tipo de avión accidentado: 14 De acuerdo con su declaración, no realizó actividad de vuelo durante 8 meses, en los últimos 12 meses. Información sobre la aeronave General Aeronave tipo avión, marca Piper, modelo PA‐11C, Nº de Serie 17402, año de fabricación 1976, tipo de inspección: periódica; la estructura del fuselaje era metálica tubular de acero, con revestimiento en tela. Ala alta rectangular, con montantes. El tren de aterrizaje era del tipo convencional fijo con ruedas, con sistema de amortiguación por “sandows”. 81
Célula Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Standard, Categoría Normal, vigente; emitido el 09 MAY 95, avalado por Formulario 337 con vencimiento en MAY 09. Horas TG 4.225,2 y horas DUR 998,8. Motor El motor alternativo, era marca Continental, modelo A‐65‐8F; Nº de Serie 1095618, de 65 HP de potencia. Tipo de combustible utilizado: 100 LL. Hélice La hélice era de madera, marca Clerici, de dos palas y paso fijo; modelo M1A; Nº de Serie: 1670. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 360 kg Piloto: 78 kg Combustible (45 lts X 0.72): 33 kg Total al momento del accidente: 471 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 554 kg Diferencia: 83 kg; en menos respecto al PMA. El centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en la planilla de masa y balanceo, de fecha 15 ENE 80, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos que fueron inferidos, obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo El Palomar, interpolados a la hora y lugar del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 20:00 UTC, era: Viento: 110° /15 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 CU 600 m ‐ 6/8 AC 3000 m; Temperatura: 26.6° C; Temperatura Punto de Rocío: 18.9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1013.0 hPa y Humedad Relativa: 63 %. El piloto durante la entrevista, manifestó que durante el aterrizaje en la pista 15, el viento estimado se encontraba de los 130°/14 kt, pero cuando estaba próximo al toque la manga giró a 90° del eje de pista y se incrementó el viento con ráfagas. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo lindero del AD LJN, con plantaciones de soja de 30 a 40 cm de altura, ubicado a 2 km al ENE de la localidad del mismo nombre, Provincia de Buenos Aires. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 34° 33’ 02 S y 059° 04’ 45” W, con una elevación de 25 m sobre el nivel medio del mar. El AD tenía una pista de tierra con orientación 15/33, de 850 X 26 m de largo y ancho respectivamente. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Durante el aterrizaje en el AD LJN, sobre la pista 15, la aeronave se desplazó hacia la derecha de la pista, después de haber recorrido en vuelo 400 m aproximadamente, se precipitó a tierra en un campo lindero a la misma, distante 250 m aproximadamente, del eje de la pista; después del impacto contra el terreno, realizó un viraje y quedó detenida con rumbo 345°. No hubo dispersión de restos. 82
Supervivencia Los arneses del asiento del piloto no se cortaron y los anclajes al piso de la cabina resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos. El piloto tuvo lesiones leves y abandonó la aeronave por sus propios medios. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se realizó un control de los comandos de motor y vuelo de la aeronave, encontrándose sin novedad. Se controló la documentación del piloto y el avión, las cuales se encontraban dentro de las normas vigentes. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de un Aeroclub y se utilizaba para vuelos de instrucción y entrenamiento. Información adicional De acuerdo con lo expresado por el piloto durante la entrevista, cuando llegó al AD LJN para realizar el aterrizaje, verificó sobre la vertical que la manga indicaba un viento estimado de los 130°/14 kt aproximadamente, con ese viento realizó el circuito de tránsito para la pista 15 y se incorporó a final, realizando la correspondiente corrección por viento, manteniendo la trayectoria del eje de pista. Cuando se encontraba próximo al toque, a 2 m del terreno, se le elevó apenas el ala derecha, observó que la manga se fue a 90° de la pista y con la punta en lo más alto posible; al mismo tiempo el avión se desplazó aproximadamente 30 a 40° a la derecha del eje de pista. En ese momento corrigió con comandos hacia la izquierda, y al ver que la aeronave se encontraba en dirección a obstáculos, aplicó máxima potencia tratando de iniciar un ascenso, cuando otra ráfaga de la izquierda le produjo un ascenso abrupto de la aeronave. El piloto trató de corregir nuevamente hacia la izquierda y hacia adelante, redujo potencia, produciéndose un viraje abrupto hacia la derecha, impactando contra el terreno. Un testigo calificado que observó la maniobra de aterrizaje, manifestó a los investigadores, que lo vio cuando se encontraba en final a 5 m de altura, con potencia; en ese momento comenzó a levantar el ala izquierda con nariz arriba y se desvió a la derecha, cortó potencia y tocó tierra con 80° aproximado de inclinación por derecha y a 90° del rumbo que traía de aterrizaje. Asimismo, manifestó que el viento aproximado era de los 090°/120°, 10 kt con ráfagas de 15 a 18 kt. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto después de realizar un vuelo de entrenamiento local, regresó al AD para su aterrizaje final, se incorporó al circuito de tránsito, donde observó la manga de viento que indicaba una orientación estimada de 130° y una intensidad de aproximadamente 14 kt, con dicho viento procedió para el aterrizaje en la pista 15. Luego de la final realizando corrección de viento, cuando se encontraba próximo al toque, fue sorprendido por una ráfaga de viento desde la izquierda, desplazando la aeronave hacia la derecha. El piloto intentó realizar las correcciones con comandos de vuelo y motor, la aeronave en vuelo salió de la pista, cruzó la franja de la misma, ingresó en el campo lindero y continuó con el viraje hacia la derecha, perdiéndose el control de la misma e impactando contra el terreno, quedando con un rumbo aproximadamente opuesto al del despegue. Se apreció que durante la fase de aterrizaje, previa al toque, el uso de los comandos de vuelo, para 83
realizar las correcciones por el viento cruzado, no fue el adecuado para mantener la aeronave sobre la pista. Ante la presencia de sorpresivas ráfagas de viento, agravando la situación, al no mantenerse una actitud estabilizada y en caso de posibilidad de perder el control direccional de la aeronave, se debería haber dado motor decididamente, y realizar un nuevo circuito. De acuerdo con la información de las horas de vuelo del piloto, y su probable actividad de vuelo discontinua, se apreció escasa experiencia de vuelo en el tipo de aeronave y probable adiestramiento discontinuo; siendo factores contribuyentes del accidente. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas, no surgieron evidencias de fallas técnicas, de mantenimiento, ni de diseño como causales del accidente. Hechos definidos El piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave se encontraba dentro de los límites establecidos por el Manual de Vuelo de la aeronave. El piloto no utilizó adecuadamente los comandos de vuelo y motor, para realizar la corrección por viento cruzado y ráfagas; perdiéndose el control direccional de la aeronave. La meteorología tuvo influencia en el accidente, habiendo sido el viento cruzado y probables ráfagas, un factor contribuyente del mismo. Causa En un vuelo de entrenamiento local, en la fase de aterrizaje, pérdida del control direccional de la aeronave en vuelo y posterior impacto contra el terreno; debido a un inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor de la aeronave. Factores contribuyentes 1)
Probables ráfagas de viento cruzado. 2)
Escasa experiencia de vuelo en el tipo de aeronave y probable adiestramiento discontinuo. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de adoptar las medidas que fueran adecuadas, para que los pilotos que operen su aeronave, realicen instrucción teórica y el adiestramiento necesario, sobre técnicas de aterrizaje con viento cruzado y ráfagas; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. 84
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural, ubicada a 2,5 NM al norte del Aeródromo Juárez Celman, Pcia. de Córdoba. FECHA: 12 FEB 09 HORA: 22:00 UTC Aprox. AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐A‐38‐112 MATRÍCULA: LV‐ODR ALUMNO PILOTO: En curso de Piloto Privado Avión. PILOTO INSTRUCTOR: Licencia de Instructor de Vuelo Avión. PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 12 FEB 09, en el Aeródromo (AD) Juárez Celman (JCM), el Instructor de Vuelo de la aeronave PA‐38, matrícula LV‐ODR, junto con un Alumno Piloto, a las 22:00 hs aproximadamente, durante el desarrollo del segundo turno de instrucción, cuando promediaba 01:50 hs de vuelo y después de haber realizado distintas prácticas de pérdida con y sin potencia, circuitos de tránsito sobre el AD y posterior a un toque y despegue, con una altura cercana a los 200 pies (60 metros), tuvieron una pérdida de potencia en el motor de la aeronave. Ante esta circunstancia, el Instructor realizó un aterrizaje de emergencia, en un campo aledaño, rompiéndose el tren de aterrizaje de nariz y dañando la puntera de plano derecho. El accidente ocurrió con iluminación diurna y las condiciones de visibilidad eran buenas. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 2 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Desprendimiento del tren de nariz y rotura del capó inferior. Rotura de la puntera del semiplano derecho por impacto contra el suelo. Deformación en tomas de fuselaje con semiplano derecho. Motor: Sin daños aparentes. Los caños de bancada de motor se doblaron en la toma de fijación del amortiguador del tren de aterrizaje de nariz. Hélice: Sin daños. Daños en general: De importancia. Otros daños Se afectó una superficie de aproximadamente 160 m2 de plantación de soja. Información sobre el personal Instructor de Vuelo El Instructor de Vuelo, de 46 años de edad, era titular de la Licencia de Instructor de vuelo de Avión, con las habilitaciones para: “Instrucción de Alumnos y Pilotos hasta el nivel de licencia y Habilitaciones de Piloto de Avión que es Titular”. Poseía además las Licencias de, PPL – IVP – PPA – PCA y PAER. 85
De acuerdo con el informe emitido por la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, el piloto no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, se encontraba vigente hasta el 30 JUN 09, sin Limitaciones y sin Antecedentes. Su experiencia de vuelo en horas asentadas en el Libro de Vuelo del piloto eran las siguientes: Total de vuelo: 3795.0 Últimos 90 días: 173.0 Últimos 30 días: 92.3 Últimas 24 hs: 5.2 El día del accidente: 2.9 En la aeronave accidentada: 2600.0 Como Instructor de Vuelo: 2541.9 Como Instructor en la aeronave accidentada: 2400.0 Alumno piloto El alumno piloto de 22 años, no poseía ninguna Licencia ni Legajo aeronáutico, según el informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, apto para rendir examen práctico para la Licencia PPA, se encontraba vigente hasta el 30 SET 09. De acuerdo con los datos aportados por el alumno piloto su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de vuelo: 34.7 (Curso PPA) Últimos 90 días: 18.3 Últimos 30 días: 15.0 Últimas 24 hs: 1.8 El día del accidente: 1.8 En la aeronave accidentada: 34.7 Información sobre la aeronave Avión monomotor terrestre, monoplano biplaza, marca Piper, modelo PA‐A‐38‐112, Nº de serie AR‐38‐
80 A0077, fabricado por Chincul en el año 1980, con tren de aterrizaje triciclo fijo y ala baja, de construcción enteramente metálica del tipo cantilever. Fuselaje semimonocasco metálico y empenaje de configuración en “T”. Célula Con fecha 16 AGO 91 y de acuerdo a lo registrado en Libreta Historial Nº 1096 (duplicado), se le efectuó una inspección de 1.000 hs en TAR 1B‐405, cuando contaba con 1.077 hs de TG. De acuerdo al Formulario DNA 337, de fecha 11 DIC 08, se le realizó inspección de 100 hs para su rehabilitación anual, en el TAR 1B‐405, cuando registraba 2.311,2 hs de TG y 312,4 hs DUR. La libreta de historial registraba hasta el día del accidente 2.338,5 hs de TG y 339,7 hs DUR. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Lycoming, modelo O‐235‐L‐2C, Nº de serie L‐21080‐
15, de 112 HP de potencia. La última inspección de 100 hs fue realizada el 11 DIC 08 en el TAR 1B‐405, contaba en ese momento con 2.315,2 hs. de TG y 316,4 hs. DUR. Al momento del accidente, la Libreta Historial registraba 2.342,5 hs de TG y 343,1 hs. DUR. El combustible utilizado era del tipo 100 LL y su consumo horario en vuelos de instrucción era de aproximadamente 25 lts/hora. 86
Hélice El motor tenía instalada una hélice marca Sensenich, bipala, metálica de paso fijo, modelo 72CK‐0‐56, Nº de serie K‐3115. El 08 MAY 06 se le realizó recorrida general en el TAR 1B‐13. Según constaba en Formulario DNA 337 de fecha 11 DIC 08, se le realizó inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el TAR 1B‐405 y contaba con 2.315,2 hs de TG, y 316,4 hs DUR. Al momento del accidente y de acuerdo a los datos extraídos del Formulario DNA 337 y Libreta Historial de aeronave, contaba con 2.342,5 hs de TG, 343,3 hs DUR y 27,3 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 547 kg Instructor piloto: 65 kg Alumno piloto: 88 kg Combustible (remanente) 32 kg Total al momento del accidente: 732 kg Máximo de Despegue (PMD): 752 kg Diferencia: 20 kg en menos respecto al PMD. El centro de gravedad se encontraba dentro de los límites permisibles de acuerdo a la Planilla de peso y balanceo de fecha 15 AGO 91, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información Meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados al lugar y hora del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, indicaba: Viento 020°/16 kt; Visibilidad: 10 km; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 28.6° C; Temperatura Punto de Rocío: 13.6° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1006.5 hPa y Humedad Relativa: 40 %. Información sobre el lugar del accidente El lugar del accidente era una zona rural, con un campo amplio y llano de 800 m X 1200 m, cultivado con soja de aproximadamente 0,90 m de altura, que se encontraba ubicado a 2,5 NM al norte del AD JCM. Las coordenadas del lugar eran: 31° 12’ 49” S y 064° 09’ 37” W, con una elevación de 1.623 ft sobre el nivel medio del mar. En las adyacencias del campo no existían obstáculos de importancia. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave tocó en el área sembrada con rumbo norte, primero con la rueda del tren principal izquierdo, 3 m más adelante, con la rueda derecha, y posteriormente recorrió 40 m en línea recta. Luego en su desaceleración, el avión giró 90 grados a la izquierda bruscamente, rompiendo el tren de nariz; debido a la inercia en el sentido de aterrizaje, se levantó el semiplano izquierdo provocando que la puntera del semiplano derecho impactara contra el terreno. La aeronave quedó detenida con rumbo 270 grados y no hubo dispersión de restos. Supervivencia Los arneses de ambos puestos, anclajes y correderas de los asientos, soportaron el esfuerzo al que fueron sometidos. Los tripulantes abandonaron la aeronave por sus propios medios sin sufrir lesiones. 87
Ensayos e investigaciones Se extrajeron muestras de combustible, las que fueron enviadas para su análisis al laboratorio de ensayos de LMAASA, con el siguiente resultado: “El combustible analizado corresponde con las características técnicas establecidas en la norma ASTM D‐910 para la categoría nafta 100 o similar, presenta color verde y la misma no muestra evidencias de disminución y/o pérdidas de las propiedades físico químicas del material, por lo tanto, se encuentra en estado normal de uso de acuerdo a dicha especificación”. Se extrajeron muestras de aceite, las que fueron enviadas para su análisis al laboratorio de ensayos de LMAASA, con el siguiente resultado: “La muestra presenta propiedades físicas semejantes a aceites lubricantes de uso corriente para motores a pistón tal como el Aeroshell Oil 80. No se verifican variaciones importantes de las propiedades mecánicas del lubricante”. En el lugar del accidente se constató la continuidad de la cadena cinemática de los comandos de vuelo y de motor, por fijación y condiciones, no encontrándose ninguna novedad. Se descapotó el motor y se efectúo una inspección visual del mismo no encontrándose novedades; se extrajo una bujía por cilindro, comprobándose visualmente que no presentaban defectos, su color era normal y no se observaron residuos carbonosos ni de aceite. De todo ello se desprende que las mismas entregaban la energía necesaria para una buena combustión Se observó que el filtro principal de combustible del cual toma la bomba mecánica de motor y eléctrica, contenía la mitad de su capacidad con combustible. Se controló el sistema de combustible desde los tanques al motor no registrando ninguna novedad, se constató un remanente de combustible de aproximadamente 9 litros en el tanque izquierdo y 40 litros en el derecho. Se verificó que los comandos de acelerador y mezcla se encontraban en la posición de “CERRADO” y “CORTADA” respectivamente. La llave selectora de tanque se encontraba en posición “DERECHO”. El flap estaba selectado en un punto (17 grados). Se comprobó el libre movimiento de la hélice al hacerla girar en forma manual; posteriormente con el apoyo del Instructor Piloto, Alumno Piloto y Propietario se niveló la aeronave y se procedió a efectuar la puesta en marcha del motor, arrancando normalmente, se realizó prueba de serie del sistema de encendido, encontrándose sin novedad. De acuerdo con los registros asentados antes de comenzar la actividad de vuelo de instrucción, a la aeronave se le cargaron 70 lts de combustible, por lo que los tanques quedaron llenos con un total de 121 lts, de los cuales 113 lts eran consumibles. Posterior a esta carga el avión voló 02:56 hs (01:06 hs en el primer turno y 01:50 hs en el segundo), considerando un consumo de 25 lts/hora, por lo que se habrían utilizado aproximadamente 74 lts. De la diferencia entre el combustible con tanques llenos y de lo consumido se deduce que la cantidad remanente sería de aproximadamente 47 lts. El Manual de Vuelo de la Aeronave, en la sección 2 “LIMITES DE OPERACIÓN”, página 2, apartado i, establece: “La forma del tanque de ala es tal que durante ciertas maniobras puede retirarse el combustible de las salidas del mismo, interrumpiendo el flujo de combustible y pudiendo provocar una momentánea pérdida de potencia. Por ello los pilotos deben evitar las maniobras que ocasionen estos inconvenientes. Los virajes cerrados durante la carrera de despegue deben ser evitados dado que puede interrumpirse el flujo de combustible. Los deslizamientos prolongados que resulten de caídas de más de 600 m (2000 pies) de altitud, u otras maniobras extremas o radicales que provoquen interrupción del flujo de combustible cuando el tanque de combustible no esté totalmente lleno deben ser evitadas.” Según declaraciones del Instructor Piloto, la falla se produjo a unos 60 m (200 ft) de altura, considerada insuficiente como para intentar restablecer la potencia del motor, pero el mismo ejecutó los siguientes procedimientos de emergencia: 88
“Chequeo: mezcla rica, bomba auxiliar de combustible conectada, tanque más lleno, aire al carburador y magnetos”. Estos procedimientos ejecutados por el piloto se ajustaban a lo establecido en el Manual de Vuelo, emergencias: “PÉRDIDA DE POTENCIA DURANTE EL DESPEGUE (AERONAVE EN EL AIRE) ‐si se ha alcanzado altitud suficiente como para intentar una puesta en marcha del motor: Velocidad de vuelo – Mantener por encima de la de pérdida. Llave selectora de tanques de combustible ‐ Pasar a otro tanque que contenga combustible. Bomba auxiliar eléctrica de combustible – Poner en funcionamiento. Comando control de mezcla – Llevar a totalmente rica. Calefactor de carburador – Abrir Si no se logra restaurar la potencia, ejecutar el procedimiento de Aterrizaje sin potencia.” Antes del impacto, según el Manual de Vuelo, se debe realizar los siguientes procedimientos: “CUANDO EL ATERRIZAJE SEA INMINENTE Llave de Ignición: Llevar a la posición NO (OFF) Llave maestra: Llevar a la posición NO (OFF) Llave selectora de tanques de combustible: Llevar a la posición CERRADO Control de Mezcla: Llevar a la posición Marcha Lenta‐Corte Cinturones de seguridad y Arnés de Hombros: Ajustar y trabar.” El Instructor Piloto realizó los procedimientos descriptos anteriormente pero dejó la llave selectora de combustible en el tanque derecho. Información orgánica y de dirección La Escuela de Vuelo a la que estaba afectada la aeronave tenía base en el AD JCM, Provincia de Córdoba, teniendo la autorización para desarrollar la siguiente actividad: Formación y perfeccionamiento de pilotos en aeronaves con motor. La aeronave y el Instructor de Vuelo estaban afectados a la Escuela de Vuelo de acuerdo a la disposición DHA Nº 245/99 de fecha 23 OCT 06. Información adicional La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas informó que el último archivo foliado por parte del Instructor Piloto, correspondía a octubre de 1983. El Instructor de Vuelo presentó su libro de vuelo foliado en el año 2008. De acuerdo con los registros, el Instructor de Vuelo había cumplido con los descansos mínimos que establecía el DEC 671/94 en el día del accidente. No así a lo referido en la NOTA del mismo Decreto (Actividad de instrucción ‐ ANEXO V) donde especificaba: “La actividad del instructor piloto, en vuelo local no debe superar DOS (2) turnos de UNA (1) hora TREINTA (30) minutos cada uno, separados entre sí por un período de descanso de por lo menos TRES (3) horas en un período de VEINTICUATRO (24) hs. consecutivas”. La misma restricción se establecía para los alumnos. Relacionado con lo expresado en el párrafo anterior el Asesor Médico y de Factores Humanos de la JIAAC, expresó que el Instructor de Vuelo podría haber tenido una probable fatiga de vuelo acumulativa, como factor contribuyente. El Instructor de Vuelo en una entrevista manifestó que, como se encontraba con baja altura, casi 200 pies sobre el terreno, realizó con urgencia el procedimiento ante la situación presentada; primero declaró la emergencia y se la relató al alumno para dar tranquilidad; después, mantuvo velocidad de planeo 75 nudos y empezó a realizar los controles dentro de la cabina, comenzó por la mezcla rica, 89
tanque más lleno, aire al carburador en frío por la temperatura del día que pasaba los 22° C, bomba de combustible conectada y verificó, con las 1600 rpm que tenía el motor, los magnetos “L” izquierdo, “R” derecho y como no cayeron las RPM los dejó en ambos y cortó la mezcla, inmediatamente tocó el terreno y cuando se detuvo el movimiento cortó magnetos y la master. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con el registro consignado en el Libro de Vuelo, se infiere que el Instructor de Vuelo estaba habilitado para realizar esta actividad. Ante la pérdida de potencia, el Instructor de Vuelo realizó los procedimientos establecidos en la LCP, Pérdida de Potencia Durante el Despegue (Avión en el aire); entre otros ítems, la lista indicaba pasar la llave selectora de combustible al otro tanque. Por haberse encontrado posterior al accidente, la llave selectora de tanque, en el derecho, se apreció que al momento de la pérdida de potencia, probablemente el tanque seleccionado era el izquierdo. Por la cantidad de combustible extraído del tanque izquierdo de 9 lts, de los cuales son consumibles 5 lts, se podría inferir que la cantidad del mismo era insuficiente, para asegurar un flujo continuo de alimentación al motor, para las maniobras que se estaban realizando, en el momento previo al accidente. A pesar que el Instructor de Vuelo habría realizado los procedimientos establecidos en la LCP, se apreció que por la escasa altura disponible, no tuvo el tiempo suficiente para que la potencia pudiese ser restablecida. El giro brusco que experimentó la aeronave posterior al impacto, fue producto del atascamiento del tren de aterrizaje principal izquierdo, en la plantación de soja. Por la diferencia de la cantidad de combustible encontrada en ambos tanques, se apreció que el control del consumo del mismo en vuelo, no fue el adecuado, para mantener los tanques nivelados. Aspectos técnicos De acuerdo con los registros y constancias de la documentación de la aeronave, surge que el mantenimiento de la misma, se efectuó según las instrucciones de aeronavegabilidad continuada. De lo investigado y considerando las declaraciones del Instructor Piloto, se apreció de escasa posibilidad de fallas de carácter técnico en el funcionamiento del motor. Por la cantidad de combustible encontrado en el filtro (mitad de su capacidad), se pudo determinar que probablemente, no había un flujo continuo de combustible de alimentación al motor, por lo que se apreció que la pérdida de potencia, fue ocasionada probablemente por el insuficiente caudal del mismo. Hechos definidos El Instructor de Vuelo estaba habilitado para realizar este vuelo de instrucción. Poseía la Licencia de Instructor Piloto de Avión y su certificado de Aptitud Psicofísiológica estaba en vigencia. El Alumno Piloto tenía el Certificado de Aptitud Psicofísiológica vigente. La escasa altura a la que se produjo la pérdida de potencia del motor, obligó al instructor a realizar un aterrizaje de emergencia en un campo no preparado. La pérdida de potencia momentánea en el motor se produjo probablemente, por insuficiente suministro de flujo de combustible. El tanque de combustible seleccionado, al arribo de los investigadores al lugar del accidente era el derecho. El combustible consumido en ambos tanques fue muy desigual. 90
La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad, Propiedad y Matriculación en vigencia. El Instructor de Vuelo podría haber tenido fatiga de vuelo acumulativa. Las condiciones meteorológicas no influyeron en la ocurrencia del accidente. Causa Durante un vuelo de instrucción local sobre aeródromo, en la fase de ascenso luego de un toque y despegue, aterrizaje de emergencia ocasionando daños en la aeronave; debido a la pérdida de potencia del motor, probablemente causada por insuficiente flujo de combustible. Factores contribuyentes: 1)
Escasa cantidad de combustible en el tanque seleccionado. 2)
Consumo desigual de combustible entre los tanques. 3)
Escasa altura a la que ocurrió la emergencia. 4)
Probable fatiga de vuelo acumulativa. Recomendaciones de seguridad Al Director de la Escuela de Vuelo Considerar la necesidad de tomar las medidas de instrucción adecuadas, para que los Instructores de Vuelo y Alumnos Pilotos, que vuelan sus aeronaves, tengan conocimiento de todas las características de performance de operación de las mismas, de acuerdo a las instrucciones escritas en el Manual de Vuelo; en especial con respecto a la cantidad de combustible en los tanques y las maniobras a realizar, para evitar una posible interrupción de la alimentación de combustible al motor, que pueda producir una pérdida de potencia en el mismo. Asimismo, considerar la conveniencia de elaborar un programa de información y difusión, a fin de concientizar a los pilotos sobre la importancia de una adecuada verificación constante del consumo de combustible, durante el desarrollo de los vuelos (control distributivo), a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales o de terceros que pudieran ser afectados. Controlar que el personal de Instructores de Vuelo, den cumplimiento al Decreto 671/94 ‐ Anexo V, que regula la actividad de vuelo y los tiempos de descanso. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional Considerar la conveniencia de desarrollar un programa que fuere el más adecuado, para permitir que la información enviada a la JIAAC sobre las tripulaciones esté actualizada, respecto al foliado del Libro de Vuelo de los pilotos. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Proximidades de Río Cuarto, Pcia. de Córdoba. FECHA: 12 FEB 09 HORA: 16:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: A‐188 B MATRÍCULA: LV‐BIJ PILOTO: Piloto Comercial de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 12 FEB 09, a las 12:45 hs, el piloto despegó con la aeronave matrícula LV‐BIJ, del AD Río Cuarto / Estindher (RIE), hacia un sector de trabajo en las proximidades de Tres Acequias, ambas localidades de 91
la Provincia de Córdoba; para realizar un vuelo de entrenamiento. Con 1000 ft de altitud, cuando se dirigía de regreso al Aeródromo, se originó una falla en el motor con posterior detención del mismo. El piloto realizó un aterrizaje de emergencia en un campo sembrado con soja. Durante el mismo la aeronave impactó contra el terreno con el tren de aterrizaje principal derecho, desprendiéndose éste parcialmente de su fijación, recorrió aproximadamente 30 m hasta quedar detenida, con orientación 340°. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Abolladuras en la zona media inferior del fuselaje. Deformaciones sobre el extradós del semiplano derecho. Desprendimiento del tren de aterrizaje principal derecho. Motor: Sin daños aparentes. Hélice: Dobladura hacia atrás en una de sus palas, aproximadamente al 50 % de su raíz. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto al mando, de 64 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Avión, con habilitaciones para: Vuelo nocturno; vuelo por Instrumentos; remolcador de planeadores; monomotores terrestres hasta 5.700 kg; multimotores hasta 5.700 kg. Otras habilitaciones: Piloto Privado de Helicóptero. Además, tenía en trámite la Licencia de Piloto Aeroaplicador de Avión y Piloto Comercial de Helicóptero. Certificado de Aptitud Psicofisiológica correspondiente a la Clase II, estaba vencido, habilitado hasta el 30 AGO 08. De acuerdo al informe de la DHA, no había copia de su Libro de Vuelo foliado, archivado en su legajo aeronáutico y no registraba accidentes ni infracciones aeronáuticas. La experiencia total de vuelo, expresada por el piloto, era de aproximadamente 800 hs de avión y 500 hs de helicóptero. Información sobre la aeronave Aeronave monomotor terrestre, monoplaza, de ala baja reforzada con montantes, estructura metálica y tren de aterrizaje convencional fijo, marca Cessna, modelo A‐188 B, número de serie 18801251T, fabricada por Cessna Aircraft Corp. Célula Tenía un Certificado de Aeronavegabilidad Especial, de Clasificación Restringido, Propósito Operaciones Agrícolas, emitido el 20 DIC 07 y un Certificado de de Matriculación / Propiedad expedido el 10 AGO 07. La aeronave no poseía la rehabilitación anual vigente, lo que hacía caducar su aeronavegabilidad desde DIC 08. En el Historial de Aeronave, figuraba una apertura del mismo el día 20 DIC 07. Una intervención técnica (inspección de 100 hs), para rehabilitación anual de igual fecha, a las 2.956,9 hs de Total General (TG). Al momento del accidente, en la Libreta Historial de Aeronave, registraba 3.008,8 hs de TG. 92
Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Continental, modelo IO‐520D, de 300 HP de potencia, número de serie 174794R, fabricado por Teledyne Continental Motors, USA. De acuerdo al último Formulario DNA 337, presentado por el propietario, de fecha 20 DIC 07, al motor debería habérsele realizado una recorrida general por vencimiento en tiempo, en AGO 08, dado que cumplía 12 años desde la última intervención similar. La Libreta Historial registraba en su apertura el 20 DIC 07, una inspección de 100 hs, a las 1.665,3 hs de TG y 581,7 hs DURG. La actividad entre recorridas, según el fabricante era de1200 hs (TBO). El consumo promedio de combustible del motor era de 55/60 lts/h y el tipo autorizado por el fabricante era aeronafta grado 100 ó 100LL. Con tanques llenos, la aeronave tenía una autonomía de 03:30 hs. Hélice El motor estaba equipado con una hélice bipala, metálica de paso variable, marca Mc Cauley, modelo D2A34, número de serie 731936. En el Historial registraba una recorrida general el día 13 DIC 07. Peso y balanceo de aeronave al momento del accidente Según informe de la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad (DNA), de los datos extraídos de la última planilla de Masa y Balanceo de fecha 26 DIC 07 y los cálculos realizados durante la investigación se establecieron los siguientes pesos, al momento del accidente: Vacío: 1047 kg Piloto: 91 kg Combustible: ‐ ‐ kg Producto: ‐ ‐ kg Peso total: 1138 kg PMD: 1814 kg Diferencia: 676 kg en menos respecto al PMD. El peso de la aeronave al momento del accidente era 676 kg menor al Peso Máximo de Despegue (PMD) y el Centro de Gravedad (CG) se habría encontrado dentro de los parámetros establecidos por el fabricante. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Río Cuarto, interpolados al lugar del accidente indicaban: Viento: 360°/11 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 26.7° C; Temperatura Punto de Rocío: 14.4° C; Presión a Nivel Medio de Mar: 1011.2 hPa y Humedad Relativa: 47%. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo en la zona rural de Tres Acequias, a 12 Km al NW del Aeródromo Río Cuarto / Área de Material (TRC), Provincia de Córdoba, aproximadamente en el Radial 291 a 5,8 NM del mismo. El terreno era blando, con un área sembrada de soja de 1 m de altura, aproximadamente. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 33° 03’ 44.7’’ S y 064° 22’ 25.5’’ W, con una elevación de 450 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto 93
Originada la pérdida de potencia y posterior detención del motor, el piloto realizó un aterrizaje de emergencia; en el toque impactó el tren de aterrizaje principal derecho contra el terreno, produciendo la rotura del bulón de fijación, llevándolo hacia atrás. En el desplazamiento de la aeronave con el semiplano derecho tocando sobre el sembrado, recorrió 30 m aproximadamente, quedando detenida con rumbo 340°, con la rueda derecha por debajo del fuselaje. La hélice ya sin movimiento golpeó contra el terreno y quedó doblada. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica De acuerdo con el Certificado de Aptitud Psicofisiológica presentado por el piloto, con vencimiento 31 AGO 08, anterior a la fecha del accidente, no se pudo establecer con certeza, si hubo antecedentes médicos que hubieran podido tener relación con el accidente. Por tal motivo se consultó al INMAE, si el piloto había concurrido a realizar el examen post accidente, recibiendo la contestación que al día de la fecha en que se realizó dicha consulta (17 SET 09), no había concurrido a realizarlo. Asimismo confirmó que se encontraba habilitado hasta el 31 AGO 08. Supervivencia La estructura de la cabina no presentó deformaciones; los arneses del asiento y los anclajes al piso de la cabina, soportaron los esfuerzos a los que fueron sometidos; el piloto evacuó la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones En la aeronave, se comprobó la continuidad y efectividad de todos los comandos de vuelo, como también los de motor por su estado y fijación. Se comprobó el funcionamiento de los indicadores de combustible y la lectura que registraban era “vacío”. Se verificaron visualmente los tanques de combustible, éstos se hallaban completamente vacíos. No se observaron vestigios de combustible por derrame, en los alrededores del lugar donde quedó detenida la aeronave, ni pérdidas o fugas en el sistema correspondiente. La tolva de la aeronave se encontraba vacía. La hélice tenía una dobladura hacia atrás en una de sus palas y sin melladuras. Se constató su libre movimiento. Se observó el estado del parallamas de la aeronave, sin signos de roturas y/o deformaciones. Se verificó la ruptura del bulón de fijación del tren de aterrizaje principal derecho. Se retiró muestra de aceite del motor y fue enviada a LMAASA para su análisis técnico. De acuerdo al informe recibido del laboratorio de ensayos, el mismo presentaba residuos carbonosos homogéneamente disueltos, debido al prolongado período de uso o de estanqueidad. No se verificaron variaciones importantes de las propiedades físicas‐mecánicas. La muestra presentaba propiedades físicas semejantes a aceites lubricantes de uso corriente para motores a pistón. No se pudieron retirar muestras de combustible, debido a que no se encontraron vestigios del mismo. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada. El piloto y la aeronave no se encontraban afectados a Empresa Explotador de Trabajo Aéreo. Información adicional El piloto expresó que no estaba realizando ningún tipo de rociado, sino sólo efectuando un vuelo de entrenamiento. De acuerdo con lo manifestado por el piloto sobre la última carga de combustible, dijo que el día anterior completó los tanques. También declaró que anteriormente al vuelo del accidente, había 94
realizado otro de una duración aproximada de 2 horas y 20 minutos. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos técnicos La aeronave no había cumplido con la rehabilitación anual, por consiguiente no se encontraba habilitada para vuelo, por haber caducado su Certificado de Aeronavegabilidad. Por lo manifestado, el piloto no estaba realizando un vuelo de aeroaplicación, hecho que se confirmó visualizando que la tolva de la aeronave estaba totalmente limpia y vacía. Si bien era una aeronave específica para la operación de aeroaplicación, la misma no estaba afectada a Empresa Explotadora de Trabajo Aéreo. En una nota incluida en el último Formulario DNA 337, presentado por el propietario, al motor debía realizársele una recorrida general por vencimiento en tiempo, que no estaba asentada en el correspondiente historial. El leve daño que presentaba la hélice solo en una pala, sin melladuras, fue indicio, que el motor al momento de impactar se encontraba detenido. En la inspección de la aeronave, no se hallaron evidencias de origen técnico que pudieran relacionarse como causal o contribuyente al accidente. De acuerdo con lo investigado se apreció, que el agotamiento del combustible en los respectivos depósitos, probablemente produjo la detención del motor, con la inevitable decisión del piloto de efectuar un aterrizaje de emergencia. Aspectos operativos El piloto no tenía el Certificado de Aptitud Psicofisiológica en vigencia, afectando el ejercicio de las atribuciones de su Licencia para realizar el vuelo. El piloto planificó realizar un vuelo de entrenamiento, descontando que el combustible remanente le permitiría realizar el mismo sin inconvenientes. No habría efectuado el control del nivel de combustible, confiando solamente en la carga que había efectuado días antes (carga completa) y restando una hora aproximadamente de vuelo, que en realidad, de acuerdo a una entrevista adicional, fue de 02:20 hs y sumado el tiempo de vuelo del día del accidente, de 01:20 hs, se determinó que se encontraba agotada totalmente la autonomía. Asimismo, probablemente, no hizo el chequeo previo a la puesta en marcha con la LCP y tampoco controló la indicación de combustible antes del despegue. El vuelo se realizó con normalidad hasta que puso rumbo al aeródromo para el aterrizaje. En base a la autonomía que poseía la aeronave, de 03:30 hs, con un consumo horario de 55/60 lts/h y sumando los tiempos reales volados desde la última carga realizada, se aprecia que probablemente agotó el total de su combustible en vuelo. Hechos definidos El piloto era titular de la Licencia Piloto Comercial de Avión, pero el ejercicio de sus atribuciones habían perdido su vigencia, debido a que el Certificado de Aptitud Psicofisiológica del piloto (Clase II), estaba vencido. La aeronave tenía los Certificados de Propiedad y Matriculación en vigencia. La aeronave no se encontraba aeronavegable para realizar el vuelo. Al momento del accidente, el peso y centrado de la aeronave, estaban dentro de los límites que establecía la última Planilla de Masa y Balanceo. La aeronave y el motor no presentaron indicios de fallas de origen técnico. El piloto no planificó adecuadamente el vuelo, ni verificó correctamente el remanente de combustible antes de iniciar el mismo. El cálculo de horas voladas por el piloto, difería en aproximadamente una hora en menos de la actividad 95
realizada. Los tanques de combustible se encontraron vacíos. Al momento del impacto, la aeronave tenía el motor detenido. Las condiciones meteorológicas no influyeron en el accidente. Causa Durante un vuelo de entrenamiento, en la fase de crucero, pérdida de potencia, posterior detención del motor y aterrizaje de emergencia en un campo no preparado, con impacto de la aeronave contra el terreno; debido a probable agotamiento de combustible. Factores contribuyentes 1)
Inadecuada panificación del vuelo. 2)
Incumplimiento de las normas aeronáuticas vigentes. Recomendaciones de seguridad Al Propietario/Piloto de la aeronave Las actividades aeronáuticas están regidas por un conjunto de normas y procedimientos. Las circunstancias en las que ocurrió el accidente, ponen de manifiesto hechos que merecen ser tenidos en cuenta, debido a la magnitud de las consecuencias, que pueden derivar de un accidente de aviación. Siendo propietario de la aeronave, se recomienda enfáticamente adoptar las medidas adecuadas, para que la misma se encuentre aeronavegable; que las personas que operen la aeronave de su propiedad, posean su Certificado de Aptitud Psicofisiológica vigente; que realicen una adecuada planificación previa al vuelo, utilicen la LCP y operen de acuerdo a la cantidad de combustible previsto en la normativa. Por todo ello, se recomienda ajustarse a las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil vigentes; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Ezpeleta, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 21 FEB 09 HORA: 14:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 182 C MATRÍCULA: LV‐HDZ PILOTO: Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El piloto, con la aeronave matrícula LV‐HDZ, se encontraba realizando un vuelo de entrenamiento sobre el Aeródromo (AD) Ezpeleta (EZP); cuando hizo el último aterrizaje sobre la pista 15, tocó fuertemente con la rueda del tren principal derecho y la rueda de nariz. El impacto provocó que se desprendiera la rueda de nariz y con el vástago del amortiguador recorrió 10 metros. Por inercia, se levantó la cola del avión, impactó la hélice y apoyó el cono de la misma, luego se inclinó hacia la izquierda y con el ala tocó el terreno. Posteriormente el avión volvió a la posición normal y se detuvo con rumbo 210 (60° a la derecha del eje de pista). El piloto después de cortar combustible y suministro eléctrico abandonó la aeronave sin inconvenientes. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. 96
Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en el fuselaje parte delantera inferior en la zona del tren de nariz, rotura del borde de ataque del ala izquierda a la altura de la puntera, deformaciones en la raíz del plano parte del intradós y extradós; toma, amortiguador y montante del tren de nariz doblados, con rotura del eje y desprendimiento de la rueda. Motores: Posibles daños internos por impacto de la hélice contra el terreno. Hélices: Ambas palas dobladas hacia atrás. En general: de importancia. Información sobre el personal El piloto de 62 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión, con la habilitación para: Aviones monomotores terrestres hasta 5.700 Kg. Carecía de las atribuciones de la habilitación VFR (RAAG 61‐7). El informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas no registra antecedentes de otros accidentes ni de infracciones aeronáuticas. El Certificado de Aptitud Psicofisiológica Clase II estaba vigente hasta el 30 DIC 09, con la limitación “usa lentes con corrección óptica indicada”. La experiencia en horas de vuelo era la siguiente: Total de Vuelo: 53.7 Total Piloto de Avión: 53.7 Últimos 90 días: 9.9 Últimos 30 días: 3.1 Últimas 24 hs: 0.6 En el tipo de aeronave accidentada: 9.9 Información sobre la aeronave Información general Avión marca Cessna, modelo 182 C de 4 plazas, de construcción metálica, semimonocasco, ala alta, empenaje tipo convencional, tren triciclo fijo con ruedas, monomotor y hélice metálica. Célula Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados; la misma estaba operando con combustible de automóvil autorizado por DNA (Expte. 205846/06), teniendo al momento del accidente 2.585 hs de Total General (TG) y 11 hs Desde la Última Inspección (DUI). Certificado de Matrícula: registrado con fecha de inscripción el 08 NOV 05. Certificado de Aeronavegabilidad: emitido por la DNA el 20 DIC 00, sin fecha de vencimiento, clasificación Estándar categoría Normal. El Formulario DNA 337 fue emitido por el taller aeronáutico 1B‐424 el 12 ENE 09, siendo su vencimiento en Enero de 2010. Se observó diferencia de horas de total general del avión y motor anotadas en el Formulario DNA 337, con las asentadas en las respectivas libretas historiales. 97
Motor Era marca Continental, modelo O‐470‐L, número de serie 82062‐1‐L4 de 230 HP, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente 1.567 hs de TG, 111 hs DUR y 11 hs DUI. Hélice Era marca Hartzell, modelo BHC‐G2YF‐1 BF, número de serie JH‐211 B, compuesta de dos palas, construcción metálica de paso variable, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente 22 hs DUR y 11 hs DUI. Combustible utilizado: nafta de automóvil, de la cual se encontraron 65 lts en el tanque izquierdo y 65 lts en el tanque derecho. Peso y balanceo al momento del accidente Los cálculos de los pesos eran los siguientes: Vacío: 800 kg Piloto: 92 kg Combustible (130 lts X 0.74): 96,2 kg Total al momento del accidente: 988,2 kg Máximo de despegue/ aterrizaje (PMD/PMA): 1.203 kg Diferencia: 214,8 kg en menos respecto al PMA. De acuerdo con los cálculos realizados, el Centro de Gravedad (CG) al momento del accidente, se encontraba dentro de los límites especificados en la planilla de masa y balanceo de fecha 02 SET 92, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información Meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN) con datos registrados por la estación meteorológica de los aeródromos Ezeiza, Aeroparque y La Plata, al instante de ocurrir el accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 15:00 UTC, era: Viento: 140°/14 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 3/8 SC 2800 ft ‐ 3/8 AC 1000 ft; Temperatura: 22,7° C; Temperatura Punto de Rocío: 16,4° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1014.0 hPa y Humedad Relativa: 68%. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo en la pista 15 del AD Ezpeleta, EZP, público, no controlado, ubicado a 3 km al ENE de la ciudad del mismo nombre, en la provincia de Buenos Aires; tenía una pista de tierra de 970 x 20 m, con orientación 15/33. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 34° 44’ 47’’ S y 058° 12‘ 12’’ W, con una elevación de 3 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto En la fase de aterrizaje, la aeronave tocó la pista fuertemente en dos puntos, a 20 m aproximadamente, pasado el umbral de la pista 15, golpeando la rueda derecha y la de nariz, desprendiéndose ésta por el impacto; luego recorrió 10 m aproximadamente, sin la rueda de nariz. Después la aeronave se inclinó hacia adelante y hacia la izquierda, impactando la hélice y el cono de la misma y la puntera de plano izquierdo contra el terreno, quedando detenida con rumbo 210°, a 40 m aproximadamente, del umbral de pista 15. 98
Supervivencia El cinturón de seguridad no se cortó y los anclajes del asiento no se rompieron, evitando lesiones al piloto; después de haberse detenido, abandonó la aeronave por sus propios medios, resultando ileso. Ensayos e investigaciones De acuerdo con su declaración, el piloto estaba realizando un vuelo de entrenamiento, y en la fase de aterrizaje, habiendo la aeronave pasado el umbral de la pista, configurada con tres puntos de flaps, estando a una altura aproximada de 3 m del suelo, la misma entró en pérdida de sustentación, golpeando fuertemente con la rueda derecha y la de nariz, desprendiéndose ésta, desplazándose unos 10 m aproximadamente, sobre la pista, impactando la hélice y el cono de la misma. Luego la aeronave se levantó de cola sin darse vuelta, inclinándose sobre el ala izquierda, impactando la puntera de la misma contra el terreno. Detenida la aeronave, el piloto verificó que no tenía daños personales y realizó las operaciones de corte eléctrico y de combustible. En el lugar del accidente, se controló el funcionamiento de la cadena cinemática de los comandos de vuelo y de motor, sin presentar novedad. Por las deformaciones sufridas en las palas de la hélice, se determinó que el motor estaba entregando potencia, al momento del impacto. Información orgánica y de dirección: La aeronave era de propiedad privada. Información adicional: No se incluye. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos Operativos De las investigaciones realizadas se desprende que el piloto tenía escasa experiencia de vuelo en la aeronave que estaba volando. En la fase de aterrizaje, ante la situación de pérdida de sustentación cerca del suelo, no se habría realizado un adecuado uso de los comandos de vuelo y motor, para salir de la misma, efectuando la aeronave un contacto anormal con la superficie de la pista, golpeando fuertemente con la rueda derecha del tren de aterrizaje principal y con la rueda de nariz, con rotura del tren de nariz por el impacto. Luego se perdió el control direccional de la aeronave, impactando con la hélice y el cono de la misma contra el terreno, levantando la cola sin darse vuelta, inclinándose hacia la izquierda e impactando con la puntera del ala izquierda contra el suelo. Se aprecia que durante la fase de aterrizaje, el piloto no realizó adecuadamente, la restablecida antes del toque en la pista. Aspectos Técnicos De lo investigado surge que no existieron factores de orden técnico, que hayan influido en el accidente. Hechos definidos El piloto y la aeronave estaban habilitados para la realización del vuelo. El peso y balanceo de la aeronave estaban dentro de los límites establecidos en la planilla de masa y balanceo. 99
Durante la fase de aterrizaje, el piloto no efectuó adecuadamente, la restablecida de la aeronave antes del toque en la pista. Escasa experiencia de vuelo en el tipo de aeronave. Las condiciones meteorológicas no influyeron en el accidente. Causa Durante un vuelo de aviación general, de entrenamiento, en la fase de aterrizaje, pérdida de sustentación, contacto anormal con la superficie de la pista, con impacto fuerte contra el terreno y rotura del tren de nariz, con posterior impacto de la hélice y la puntera de ala izquierda; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor. Factores contribuyentes 1)
Escasa experiencia de vuelo en la aeronave. 2)
Inadecuado procedimiento de restablecida antes del toque en la pista. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de que los pilotos que vuelen su aeronave, realicen instrucción y adiestramiento de vuelo de la forma más adecuada, especialmente durante la restablecida antes del toque en la pista, para no entrar en pérdida de sustentación próximo al terreno, a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales, y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural de General Pirán, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 24 FEB 09 HORA: 15:10 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐11 MATRÍCULA: LV‐YLF PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Avión PROPIETARIO: Institución Aerodeportiva Reseña del vuelo El día 24 FEB 09, el piloto con la aeronave matrícula LV‐YLF, despegó desde el Aeródromo (AD) Batán (MDB), ubicado en las cercanías de Mar del Plata, en un vuelo de entrenamiento, en navegación, con destino a Gral. Pirán, ambos lugares de la Provincia de Buenos Aires. Al llegar al lugar, efectuó una pasada a muy baja altura, de Oeste a Este, sobre un predio destinado a carreras de caballos, ubicado al Noroeste de la localidad, girando por izquierda en ascenso, a la salida de la maniobra. Posteriormente realizó una segunda pasada a una altura algo mayor, efectuando un nuevo giro por izquierda al finalizar la misma, luego de lo cual, la aeronave se precipitó a tierra, impactando contra el terreno, en el lote lindante al Norte del campo destinado a carreras de caballos. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 ‐‐ ‐‐ 100
Leves ‐‐ ‐‐
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Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en fuselaje, cabina de pilotaje, alas y superficies móviles del lado derecho e izquierdo. Motor: Posibles daños internos por detención brusca del motor. Hélice: Destruida, con fractura de ambas palas. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 26 años de edad, era titular de una Licencia de Piloto Comercial de Avión desde el 04 ABR 07, con Habilitaciones para: Vuelo por Instrumentos, Vuelo Nocturno, monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg. El Instituto Nacional de Medicina Aeronáutica y Espacial (INMAE) informó que su Certificado de Aptitud Psicoficiológica, Clase II, estaba vigente hasta el 30 ABR 09. La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), informó que el piloto no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas, ni accidentes anteriores y tenía registro del último foliado de fecha 22 MAR 07, archivado en su legajo aeronáutico. Su experiencia de vuelo en horas a la fecha del accidente era: Total acumulado: 377,0 Últimos 90 días: 32,7 Últimos 30 días: 22,9 Últimas 24 horas: 1,5 Vuelos de travesía: 180,5 En el tipo de aeronave del accidente: 300,0 aprox. Información sobre la aeronave Información general Aeronave tipo avión, marca Piper, modelo PA‐11, serie N° 561, de ala alta rectangular, estructura metálica tubular con revestimiento de tela, equipado con motor alternativo y hélice de dos palas de paso fijo, tren de aterrizaje convencional fijo, sistema de amortiguación a “sandows” con ruedas. Célula Contaba con Certificado de Aeronavegabilidad Standard, Categoría Normal, emitido en Batán el 25 FEB 03, vigente, avalado por Formulario 337, con vencimiento en OCT 09. El Certificado de Matriculación, inscripto en el Registro Nacional de Aeronaves, con fecha de anotación 22 NOV 1948, y el Certificado de Propiedad con fecha de inscripción 13 MAY 1997 y fecha de extensión 29 JUL 1997, indicaba que era propiedad de una Institución Aerodeportiva. Según el último Formulario 337 de fecha 27 OCT 08, se le efectuó inspección de 1000 hs de planeador, en Taller Aeronáutico de Reparación Certificado DNA 1B‐40, registrando 11.650,7 hs de Total General (TG), 0,0 hs DURG; 0,0 hs desde la última inspección de 1000 hs, quedando habilitada hasta OCT 09. Al momento del accidente, registraba, 11.694 hs de TG, 44 hs DUR y 44 hs DUI. Motor Marca Continental, modelo A‐65‐8‐F, número de serie 61043‐8‐8, de 65 hp, con plan de mantenimiento de inspección periódica, totalizaba según historial, 6.375 hs de TG y 46 hs DUR, habilitado según Formulario 337 de fecha 27 OCT 08, hasta las 8.129,3 hs de TG, 1.800 hs DURG o año 2020.bEl 101
combustible utilizado era nafta automotor Fangio XXI y el consumo horario del motor era de aproximadamente, 16 lts / h. Hélice Marca Sensenich, bipala de madera, de paso fijo, Modelo W72CK‐42, número de serie AH‐2613. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 357,55 kg Piloto: 82,00 kg Combustible (64 lts x 0.74): 47,36 kg Total al despegue: 486,91 kg Máximo de despegue (PMD): 554,00 kg Combustible 2 hs de vuelo (32 lts x 0.74): 23,68 kg Total estimado al momento del accidente: 463,23 kg Diferencia: 90,77 kg, en menos respecto al PMD. Autonomía estimada al iniciar el vuelo: 04:00 hs. Tiempo de vuelo previo, aproximado: 02:00 hs. El centro de gravedad de la aeronave, al momento del accidente se habría encontrado dentro de los límites establecidos en la planilla de Masa y Balanceo, de fecha 12 MAR 03, del Manual de Vuelo del avión. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los Aeródromos Mar del Plata, Tandil y Dolores, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 15:00 UTC era el siguiente: Viento: 270°/05kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 AC 10.000 ft; Temperatura: 27,5° C; Temperatura Punto de Rocío: 10.9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1018,4 hPa y Humedad Relativa: 36%. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un terreno lindero a un campo destinado a carreras de caballos, ubicado a 1.000 m aproximadamente, al Norte de la localidad de General Pirán, Provincia de Buenos Aires. El terreno era de superficie dura con vegetación de pastos cortos. Las coordenadas del lugar eran: 37° 16’ 02” S y 057° 47’ 02” W, con una elevación de 24 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El piloto después de efectuar el segundo sobrevuelo a baja altura, sobre el predio destinado a carrera de caballos, al finalizar el mismo, realizó un viraje hacia la izquierda, durante el cual la aeronave se precipitó e impactó contra el terreno, con un elevado ángulo de picada, a unos 15 m aproximadamente, al Norte del alambrado que circundaba el citado predio, quedando con un rumbo de 100°. No se produjo dispersión de restos. Supervivencia Los cinturones de seguridad de la aeronave no estaban rotos y soportaron el esfuerzo al que fueron sometidos, protegiendo de mayores lesiones al piloto. 102
Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se realizó un control de los comandos de motor y vuelo de la aeronave; el tacómetro indicaba aprox. 1600 RPM, el velocímetro indicaba aprox. 55 km/h, 60° C de temperatura de aceite de motor, la llave de magnetos estaba selectada en ambos, el acelerador estaba en posición abierto y el indicador de incidencia en el cockpit tenía rota la conexión. Se controló la documentación del avión, observándose que la misma se encontraba habilitada por la DNA, para operar con combustible de uso automotor desde el 14 DIC 05. Posteriormente se trasladó la misma a un taller aeronáutico habilitado, para continuar con la inspección de los restos, donde se realizó un desarme total del motor, se controló el sistema de distribución y transmisión en el carter de accesorios, no observándose ningún daño en el mismo que pudiera haber ocasionado un mal funcionamiento del motor. Se inspeccionó el sistema de encendido y las magnetos, las cuales fueron controladas en banco de prueba con resultado satisfactorio. En el arnés de encendido y bujías, en el sistema de combustible, filtro y carburador, después de haberse desarmado, no se observó ninguna novedad. De acuerdo con lo investigado, la aeronave impactó bruscamente contra el terreno con elevado ángulo de picada, lo que motivó que la misma quedara en el mismo lugar del impacto, sin desplazamiento posterior y no se observó ninguna dispersión de restos. Información orgánica y de dirección El avión era de propiedad de una Institución Aerodeportiva, que lo utilizaba como avión escuela y para entrenamiento de sus pilotos asociados. Información adicional La entrevista con el piloto se efectuó algunos meses después del suceso, debido al tiempo necesario para su recuperación. En su declaración indicó que había programado un vuelo de navegación, saliendo del Aeródromo Batán (MDB), luego General Pirán, para regresar hacia Balcarce y destino final Aeródromo Batán (MDB), pero solo describió recuerdos parciales previos al suceso. Del resto del vuelo manifestó no recordar nada. Según la declaración de un testigo, cuando estaba llegando al campo destinado a pista de carreras de caballos, observó que la aeronave pasaba sobre el mismo, de Oeste a Este, a muy baja altura, efectuando luego un giro en ascenso hacia el Oeste para efectuar una nueva pasada, esta vez sobre el campo que está lindando al Sur de la pista, a una altura mayor que la pasada anterior, dejando caer una botellita la que le era dirigida a él. El testigo tomó la botellita y cuando se dirigía a su vehículo, la aeronave ya había girado nuevamente hacia el Oeste, en ese momento le llamó la atención que dejó de escuchar el ruido del motor, como si se hubiese detenido un instante, y luego como si el motor se acelerara otra vez, entrecortadamente, como si rateara. En estos momentos vio que el avión, que venía casi vertical hacia el terreno, alcanzó a levantar la nariz, impactando contra el suelo. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se realizaron las de rutina. ANALISIS Aspectos operativos El piloto, al llegar a General Pirán, efectuó un par de pasadas a baja altura, sobre un predio destinado a carreras de caballos y después de la segunda pasada, durante el giro por izquierda, probablemente escarpado y en ascenso, inadvertidamente, habría llevado a la aeronave a una condición de pérdida de sustentación, perdiéndose el control de la misma a una altura insuficiente para la recuperación de la maniobra. El piloto, en la declaración después de su recuperación, no recordó nada sobre el vuelo realizado, no 103
pudiéndose obtener mayores precisiones sobre la maniobra y el suceso. El cambio de sonido del motor, percibido por el testigo, se debió probablemente, a alguna acción realizada por el piloto, para corregir la posición anormal en que se encontraba la aeronave. De acuerdo con las técnicas de recuperación de posiciones anormales, en este caso, debieran haberse realizado los pasos indicados para la recuperación de la misma en la secuencia de potencia, inclinación y cabeceo; de acuerdo con lo especificado en el Manual de Instrucción reconocida y Registro de Vuelo para Piloto Privado de Avión. El Manual de vuelo de la aeronave, específicamente establece una relación de incremento de la velocidad de pérdida, con el aumento de la inclinación. De acuerdo con lo investigado, se apreció que previo al suceso, no se respetaron las alturas mínimas de vuelo establecidas por la reglamentación vigente y que luego del último pasaje a baja altura, en la maniobra de viraje en ascenso, la aeronave no habría alcanzado una altura suficiente, para permitir una recuperación adecuada de una posición anormal y de la pérdida de sustentación; siendo esto un factor contribuyente del accidente. Aspectos técnicos De lo investigado, no surgen evidencias de falla técnica, de mantenimiento, ni de diseño como causales de este accidente. Hechos definidos El piloto y la aeronave estaban habilitados para realizar el vuelo. El accidente no se debió a causas de origen técnico, de mantenimiento ni de diseño. El peso y el centro de gravedad de la aeronave, al momento del accidente, se habrían encontrado dentro de los límites establecidos en la planilla de masa y balanceo de la misma. Previo al suceso, la aeronave realizó vuelos a baja altura sobre el terreno. Durante una maniobra con un viraje probablemente escarpado y en ascenso, la aeronave habría entrado en una posición anormal y probablemente en pérdida de sustentación a baja altura, no permitiendo una recuperación adecuada de la misma. La meteorología no tuvo influencia en el accidente Causa En un vuelo de aviación general, operando a baja altura, entrada en pérdida de sustentación con pérdida de control y posterior impacto contra el terreno; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo. Factores contribuyentes 1)
Escasa altura. 2)
Incumplimiento de las reglamentaciones aeronáuticas vigentes. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave El cumplimiento de las reglamentaciones aeronáuticas vigentes, especialmente en lo referido a las alturas mínimas de seguridad, es una prevención efectiva de los accidentes. En este caso, si se hubiera mantenido una altura mínima de seguridad, le habría permitido al piloto contar con la suficiente distancia vertical al terreno, para la recuperación adecuada de una posición anormal y de la pérdida de sustentación, posibilitando evitar el accidente. 104
Por lo anteriormente expuesto, se recomienda considerar la necesidad de adoptar las medidas de instrucción y adiestramiento que fueran adecuadas, para que los pilotos que operen sus aeronaves, respeten lo establecido en los Manuales de Vuelo de las mismas y cumplan con las reglamentaciones aeronáuticas vigentes; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural de Alvear, Pcia. de Santa Fe. FECHA: 24 FEB 09 HORA: 18:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐11 MATRÍCULA: Posible LV‐XUE (cancelada) PILOTO: Licencia de Piloto Privado de Avión EXPLOTADOR: Privado Reseña del vuelo El 24 FEB 09, el piloto despegó con la aeronave cuya matrícula posible era LV‐XUE, desde una pista no declarada, para realizar presumiblemente, tareas de fumigación. Varios testigos lo observaron volar en la zona a baja altura. A las 18:30 hs, al pasar probablemente por debajo de una línea de alta tensión, con la puntera del plano izquierdo habría colisionado un cable, provocando una desestabilización y la pérdida de control de la aeronave, cayendo e impactando con violencia contra el terreno. Luego del impacto, se produjo una explosión y posterior incendio de la aeronave. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales 1 ‐‐
‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Destruida por impacto y posterior incendio. Motor: No fue hallado. Hélice: No fue hallada. Daños en general: Destruída. Información sobre las personas El piloto de 40 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión (PPA), con las habilitaciones de vuelo VFR controlado; vuelo nocturno local, monomotores terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe de la Dirección de Licencias al Personal, el piloto no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, estaba vigente hasta el 30 ENE 10. No tenía la Licencia habilitante para realizar trabajos de aeroaplicación. Relacionado con su experiencia en horas de vuelo al momento del accidente, no se pudieron conseguir las horas totales acumuladas por la posible destrucción de la documentación en el accidente; las únicas horas fueron las obtenidas del último foliado del Libro de Vuelo, realizado el 13 SET 07, en la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, resumiéndose: 105
Total de horas de vuelo: 88.6 Información sobre la aeronave Información general Era del tipo avión, marca Piper, modelo PA‐11, del que no se encontró el número de serie por ausencia de la placa identificatoria. Era monoplaza modificado para trabajo aéreo; estructura de construcción metálica reticulada y entelada, ala alta, empenaje convencional, tren convencional fijo con ruedas. Célula Certificado de matrícula: Registrado a nombre de un propietario particular, con fecha de inscripción el 18 MAR 94, siendo CANCELADA el 10 MAR 05, conforme al Art. 41, inc. a) punto 1 del D/Nac. 4907/73, por Disposición Nº 49/05 RNA. Certificado de aeronavegabilidad: no vigente, por la condición de matrícula cancelada. No tenía registros de mantenimiento, ni Formulario DNA 337 vigente, ni datos de actividad de vuelo. Motor: Sin datos, dado que fue sustraído del lugar del accidente. Hélice: Sin datos, dado que fue sustraída del lugar del accidente. Peso y balanceo de la aeronave No se encontró la documentación necesaria, para poder determinar el peso y el centro de gravedad de la aeronave, al momento del accidente. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, según datos registrados por la estación meteorológica del aeródromo Rosario y visto el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC, era el siguiente: Viento: 070° / 06 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CU 900M; Temperatura: 28.3° C; Temperatura Punto de Rocío: 13.7° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1017.0 hPa y Humedad Relativa: 41 %. Información sobre el lugar del accidente El avión habría colisionado contra un cable de alta tensión y luego impactó contra el terreno, en un campo sembrado con soja, confinado entre un terraplén de ferrocarril al Norte, de 5 m de altura aproximadamente y entre dos líneas de alta tensión al Este y Oeste, separadas entre sí por 150 m. El lugar está ubicado en la zona rural de Alvear, en proximidades de Rosario, Provincia de Santa Fe. Las coordenadas de lugar eran: 33° 03’ 58,51’’ S y 060° 41’ 16,30’’ W, con una elevación de 35 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave quedó en un lote de campo de soja luego de colisionar mediante un roce, con la puntera del plano izquierdo, contra un tendido de cables de alta tensión. El posterior impacto contra el terreno fue con violencia y a unos 50 m desde donde colisionó el cable. Luego se inició un incendio precedido de una explosión. No hubo desplazamiento sobre el terreno ni dispersión de los restos. La aeronave quedó totalmente destruida por una conjunción de la fuerza del impacto contra el terreno, primero y luego por el incendio. 106
No se encontró el conjunto motor/hélice, ya que el mismo fue sustraído antes de que llegue personal de esta Junta. Incendio Se produjo un incendio total de la aeronave, presumiblemente al hacer contacto el combustible de la misma, con zonas calientes del motor. Supervivencia El piloto falleció a causa de la explosión e incendio de la aeronave. Ensayos e investigaciones Al llegar los investigadores al lugar del accidente, se constató que no había custodia policial y que faltaban el motor, la hélice, la placa de identificación de la célula y dado que las marcas de matrícula de la aeronave resultaron destruidas, no pudo contarse con los elementos indispensables, para tener certezas sobre la identificación de la misma. Se verificó parcialmente la continuidad y conexión de los comandos de vuelo, dado el estado de destrucción que presentaban por el impacto y posterior incendio. Por información obtenida a través de testigos, se pudo establecer que el piloto realizaba con esa aeronave, tareas de aeroaplicación. Era frecuente observarlo en la zona realizar vuelos de rociado aéreo; utilizando para la operación habitual una pista no declarada, con una calle de acceso a un galpón donde se guardaba el avión. El piloto tenía únicamente la Licencia de Piloto Privado de Avión (PPA), no la de Piloto Aeroaplicador; que es la que lo habilita para efectuar el trabajo que habría estado realizando. El propietario del campo donde está la pista no declarada y el galpón, reconoció que desde sus instalaciones operaba el piloto fallecido, pero dijo desconocer cuál era la matrícula del avión. El día del accidente, varios testigos vieron volar al avión en la zona, más tarde advirtieron moverse unos cables de alta tensión en el área de vuelo de la aeronave y luego escucharon una explosión. Los investigadores pudieron constatar que los cables tenían indicios de raspaduras producidas probablemente, por la colisión de la aeronave; también se encontró debajo de los mismos, sobre el terreno, partes de pintura probablemente de la aeronave. En el Aeroclub de Pueblo Esther, el piloto habría cargado combustible el 12 DIC 08, a una aeronave matrícula LV‐XUE; dicha carga estaba registrada en el Libro de Actividades del Aeroclub. En la investigación sobre la matrícula LV‐XUE, se constató que existía un boleto de compra venta de fecha 13 MAR 98, pero no se habría efectuado la transferencia ante la Autoridad Aeronáutica. La aeronave tuvo un accidente el 05 ABR 03, Disposición 55/03 de la JIAAC. Después de ese accidente la aeronave habría sido vendida, al propietario del campo, desde donde operaba la aeronave. En los registros de la DNA (RNA), dicha aeronave mantenía como propietario a quien era su dueño en 1998. La matrícula fue cancelada el 10 MAR 05, conforme al Art 4, inc. A) punto 1 del D/Nac. 4907/73, por disposición N° 49/05 RNA. Información orgánica y de dirección La aeronave y el piloto no estaban afectados a una Empresa Explotadora de Trabajo Aéreo. Información adicional El Código Aeronáutico de la República Argentina, con relación a los accidentes aéreos, establece lo siguiente: 107
Art 186.‐ La autoridad que tenga conocimiento del hecho o intervenga en él, lo comunicará de inmediato a la autoridad aeronáutica más próxima al lugar, debiendo destacar o gestionar una guardia hasta el arribo de ésta. Art. 187.‐ La autoridad responsable de la vigilancia de los restos o despojos del accidente, evitará que en los mismos y en las zonas donde puedan haberse dispersado, intervengan personas no autorizadas. La remoción o liberación de la aeronave, de los elementos afectados y de los objetos que pudiesen haber concurrido a producir el accidente sólo podrá practicarse con el consentimiento de la autoridad aeronáutica. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos En la zona del accidente no se encontró la custodia policial correspondiente, de acuerdo con lo establecido en el Código Aeronáutico, eso hizo que no se encontraran las evidencias principales para llevar a cabo la investigación. Las marcas dejadas por la colisión, como el rozamiento en los cables de alta tensión y la pintura hallada debajo de los mismos, permiten apreciar que ésta habría desestabilizado la aeronave, con posterior pérdida de control de la misma e impacto contra el terreno, posterior explosión e incendio. Es muy posible que el piloto estuviera realizando tareas de rociado aéreo en esta zona confinada por dos líneas de alta tensión y un terraplén, con un puente de hierro de ferrocarril, donde probablemente la única manera de poder realizar la melga, sería pasando por debajo de los cables en sentido Oeste – Este. En este caso, probablemente, se habría realizado una maniobra de vuelo temerario, al pasar por debajo de los cables del tendido eléctrico. El hecho de que el piloto habría estado realizando una operación de Trabajo Aéreo, sin tener la Licencia de Piloto Aeroaplicador, sin estar afectado a una Empresa Explotador de Trabajo Aéreo y en base a declaraciones de testigos de la zona, demostraría que volaba normalmente haciendo tareas de aeroaplicación, incumpliendo las normas aeronáuticas vigentes. Aspectos técnicos Por no encontrarse el motor con su hélice, no pudo determinarse la existencia de una falla mecánica. Durante la investigación no se encontraron certezas sobre la identificación del avión, pero los indicios hacen suponer que se trataba de la aeronave LV‐XUE, que volaba fuera de toda reglamentación aeronáutica. La aeronave con la matrícula cancelada, con un mantenimiento no trazable; ponen de manifiesto una clara tendencia al incumplimiento de las normas vigentes, para realizar este tipo de actividades. Hechos definidos La falta de custodia policial permitió que se sustrajeran elementos probatorios indispensables para la investigación del accidente. El piloto y la aeronave no estaban habilitados para el vuelo que se habría estado realizando. El Certificado de Aptitud Psicofísiológica del piloto, estaba vigente para la Licencia de Piloto Privado de Avión. No hay certezas sobre la identificación de la aeronave, aunque por lo investigado, los indicios hacen apreciar que se trataba de la LV‐XUE. Dicha aeronave tenía cancelada la matrícula y no estaba en condiciones de aeronavegabilidad. No pudieron determinarse evidencias de fallas técnicas que hayan influido en el accidente. El piloto habría realizado una maniobra de vuelo temerario. 108
La colisión o roce de la puntera del ala izquierda de la aeronave, contra un tendido de cables de alta tensión, habría provocado la desestabilización de la misma, la pérdida de control y su caída, con impacto final contra el terreno y posterior explosión e incendio. La meteorología no tuvo influencias en el accidente. Causa En un vuelo probable, de Trabajo Aéreo, en la fase de ingreso a una melga, colisión del plano izquierdo contra un tendido de cables de alta tensión, con desestabilización de la aeronave, pérdida de control, impacto contra el terreno, con posterior explosión e incendio; debido a probable realización de una maniobra de vuelo temerario. Factor contribuyente Incumplimiento de normas aeronáuticas vigentes. Recomendaciones de seguridad Al Jefe de la Policía de la Provincia de Santa Fe Considerar la necesidad de realizar las diligencias que sean adecuadas, para que su personal, después de producido un suceso aéreo, ponga a resguardo los restos de un accidente de aviación, que permitan a los investigadores tener todas la evidencias para llevar a cabo la investigación; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional y evitar eventos similares en el futuro; de acuerdo con lo establecido en Código Aeronáutico, Arts. 186 y 187. A los propietarios y explotadores de aeronaves Considerar la necesidad impostergable de realizar las acciones adecuadas, para que la operación de las aeronaves de su propiedad, sea realizada dentro de las normas vigentes, ya que la utilización de una aeronave sin estar afectada para realizar Trabajo Aéreo, sin las condiciones de aeronavegabilidad, con la matrícula cancelada, con un mantenimiento no trazable, operada por un piloto sin Licencia para realizar el tipo de vuelo y la empresa sin habilitar, hace contribuir con la posibilidad de accidentes. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Coronel Olmedo, Pcia. de Córdoba FECHA: 06 MAR 09 HORA: 22:50 UTC AERONAVE: Avión MARCA: PIPER MODELO: PA‐11 C MATRÍCULA: LV‐ZCZ PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El 06 MAR 09, el Piloto con la aeronave matrícula LV‐ZCZ, realizó un vuelo de entrenamiento en el Aeródromo (AD) Coronel Olmedo (EDO), en la Provincia de Córdoba. Durante la fase de rodaje para iniciar un nuevo despegue, el Piloto notó una pequeña caída del semiplano izquierdo, motivo por el cual detuvo el motor y descendió de la aeronave. Al observar la misma, notó que el trapecio soporte del “sandow” del lado derecho se encontraba quebrado. El accidente ocurrió por la tarde, con iluminación diurna y en condiciones meteorológicas visuales. 109
Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Trapecio del “sandow” lado derecho quebrado. Motor: Sin daños. Hélice: Sin daños. Daños en general: Leves. Información sobre el personal El Piloto de 21 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con habilitación para VFR controlado en monomotores terrestres hasta 5.700 kg. Poseía el Certificado de Aptitud Psicofisiológica correspondiente a su Licencia (Clase II), vigente hasta el 31 AGO 2009. Su experiencia de vuelo expresada en horas era la siguiente: Total de vuelo: 5.0 En los últimos 90 días: 5.0 En los últimos 30 días: 5.0 El día del accidente: 0.7 En el tipo de avión accidentado: 5.0 Información sobre la aeronave Información general Aeronave monomotor terrestre marca Piper, modelo PA‐11 C, fabricada en los EE.UU. por la Piper Aircraft Corp. en 1941, Nº de serie 7908, matrícula LV‐ZCZ, de ala alta con montantes, fuselaje de tubos de acero soldados y revestimiento de tela, biplaza en tándem, equipada con comandos de vuelo dobles. Tren de aterrizaje convencional fijo, con amortiguador de cordones de goma (“sandow”), cubiertas principales de baja presión, frenos hidráulicos y conjunto de rueda de cola movible, maciza. Al momento del accidente poseía Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal, emitido el 18 DIC 02, Certificado de Propiedad inscripto el día 11 NOV 1998, y de Matriculación fechado 24 JUN 42. Célula De acuerdo con el Formulario DNA 337, el 19 SET 08, se le realizó inspección de 1.000 hs para su rehabilitación, en el TAR 1B‐256, quedando habilitada hasta el 19 SET 09. Allí se expresa que se desmontó el tren de aterrizaje y se montó el correspondiente al LV‐NJO, sin informar sobre la actividad acumulada por dicho tren para asegurar su trazabilidad. Al momento del accidente, la Libreta Historial de la aeronave registraba 16.226,9 hs de TG y 626,6 hs DUR. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Continental, modelo C 85‐12F de 85 hp de potencia, serie Nº 4097‐6‐12. Registró una última Recorrida General el 19 SET 08, en el TAR 1B‐256, cuando 110
contaba con 6.576,3 hs de TG; 4,0 hs DURG, quedando habilitada hasta las 1.800 hs DURG o 12 años. De acuerdo con su historial, al momento del accidente registraba 7.202,3 hs de TG y 626,6 hs DUR. El combustible utilizado por el motor era 100 LL. Hélice El motor estaba equipado con una hélice bipala metálica, de paso fijo, marca Mc Cauley, modelo 1A90/CF 7148, Nº de serie 1924. Al momento del accidente, registraba 626,7 hs DUR. Peso y balanceo de la aeronave El Peso Máximo de Despegue/ Aterrizaje (PMD / PMA), era de 554 kg; el Peso Vacío (PV), era de 362kg, de acuerdo con última Planilla de Peso y Balanceo, de fecha 08 SET 2008. Los cálculos de los pesos de la aeronave, al momento de accidente fueron los siguientes: Vacío: 362,0 kg Piloto: 59,0 kg Combustible (46 l X 0.72): 33,0 kg Total al momento del accidente: 454,0 kg Máximo de Despegue (PMD): 554,0 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 554,0 kg Diferencia: 100,0 kg en menos respecto al PMA. De acuerdo con la última Planilla de Peso y Balanceo de fecha 08 SET 2008, realizada en el TAR 1‐B‐256, al momento del accidente, la aeronave tenía su CG dentro de los parámetros establecidos. Información meteorológica El Piloto declaró que a la hora de salida y del accidente, la meteorología era: Viento: Calmo; Visibilidad: 10 km; Temperatura de aire exterior: 23° C. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en el área de maniobras del AD Coronel Olmedo, Público, No Controlado, ubicado a 1,2 km al Sur de la localidad del mismo nombre, Provincia de Córdoba. Posee una pista de tierra, con orientación 04/22 de 775 m de largo y 50 m de ancho. Las coordenadas geográficas del lugar eran: S 31° 28’ 58’’ y W 064° 09’ 03’’, con una elevación de 1.416 ft (432 m). Información sobre los restos de la aeronave y el impacto De acuerdo con lo declarado por el Piloto, el accidente ocurrió durante el rodaje para realizar un nuevo despegue, sin impacto previo. No hubo dispersión de restos de la aeronave. Ensayos e investigaciones Se envió al Laboratorio de Ensayos de Materiales de LMAASA, el trapecio del tren de aterrizaje para verificación de estado y tipo de rotura, el informe concluye que: “…la fractura del cuerpo del trapecio de tren de aterrizaje se produce por el desarrollo de un proceso de corrosión – fatiga del material, bajo la acción de los esfuerzos de operación, viéndose acelerado por las condiciones de corrosión superficial…”. Asimismo concluye que: “No se verificó la existencia de corrosión interna, signos de fatiga, evidencias de impactos u otras deformaciones, grietas, poros, marcas mecánicas, etc., que los descriptos en el proceso 111
dinámico de la rotura, como tampoco se verificó ninguna causa estructural del material que justifique la magnitud, tipo y morfología de los daños observados”. De acuerdo con la información asentada en la Libreta Historial de la aeronave, número 14, ésta había volado desde el 18 DIC 08, hasta el día del accidente 226,6 hs. No se han verificado constancias de inspecciones intermedias entre esa fecha y el accidente, dado que al menos hubiesen correspondido dos inspecciones de 100 hs. En las de 100 debe chequearse el tren de aterrizaje de acuerdo al DNAR 43, Apéndice “D” (e)(3)). Asimismo, calculando un aterrizaje cada 20 minutos de vuelo, como promedio, se obtiene la cantidad de 566.5 aterrizajes en tres meses. Información orgánica y de dirección La aeronave pertenecía a un Aeroclub, la cual fue inscripta el 11 NOV 98 y se la utilizaba para vuelos de instrucción y entrenamiento. Información adicional En los archivos de la JIAAC, la aeronave registra como último accidente investigado, Disposición Nº 47/09, ocurrido en el mismo AD, con fecha 13 AGO 08, cuya causa y factores contribuyentes establecen: Durante un vuelo de readaptación, en la fase de recorrido de aterrizaje, rotura del eje y desprendimiento de rueda del tren de aterrizaje principal izquierdo; debido a un proceso de agrietamiento a través de un mecanismo de fatiga del material, iniciado por un proceso de debilitamiento de la estructura por un mecanismo de corrosión bajo tensiones. Factores contribuyentes 1)
Antigüedad de la aeronave y actividad acumulada. 2)
Mayor exigencia del material por utilización como avión escuela y entrenamiento, operado por diversos pilotos con distinto nivel de adiestramiento. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos La aeronave se utilizaba normalmente como avión escuela para la instrucción del Curso de Piloto Privado de Avión, Piloto Aeroaplicador, y para entrenamiento de pilotos, desde el año 1999. En los diez años de operación continua, y en los últimos tres meses en instrucción de alumnos y entrenamiento de pilotos, la aeronave habría realizado una significativa cantidad de aterrizajes, situación que habría llevado al tren de aterrizaje de la misma, y en este caso al trapecio del “sandow”, a un requerimiento de cargas que se fueron acumulando en los años / últimos meses de operación, e hicieron, junto con la corrosión superficial, que éste colapsara, afortunadamente, en una operación en la que no se exigió una carga más importante. Del análisis de las investigaciones realizadas al respecto, se apreciaron como factores operativos contribuyentes al accidente, la antigüedad de la aeronave, la actividad acumulada, la probable significativa cantidad de aterrizajes y la mayor exigencia del material por utilización como avión escuela y entrenamiento, operado por alumnos y diversos pilotos con distinto nivel de adiestramiento. Aspectos técnicos De acuerdo con la conclusión del informe del Laboratorio de Ensayos de Materiales, Nº DI/GE 019/09 de L.M.A.A.S.A.; la fractura del cuerpo del trapecio de tren de aterrizaje se produce por el desarrollo de un proceso de corrosión ‐ fatiga del material, bajo la acción de los esfuerzos de operación, viéndose acelerado por las condiciones de corrosión superficial. 112
Dado que no se han encontrado asentadas las inspecciones intermedias que hubiesen correspondido desde la emisión de su último Formulario DNA 337, la aeronave no se hallaba aeronavegable al momento del accidente. Hechos definidos El Piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo. El Certificado de Aptitud Psicofisiológica del Piloto estaba en vigencia. La aeronave no tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave, se encontraba dentro de los límites establecidos en la planilla respectiva, enviada por la DA. La aeronave tenía 68 años de antigüedad y 16.226 hs de actividad y se utilizaba como avión escuela y entrenamiento. En el Historial de Aeronave no constaban los registros de cantidad de aterrizajes. La fractura del cuerpo del trapecio del tren de aterrizaje se produjo por el desarrollo de un proceso de corrosión ‐ fatiga del material, bajo la acción de los esfuerzos de operación, viéndose acelerado por las condiciones de corrosión superficial. Las condiciones meteorológicas no tuvieron influencia en el accidente. Causa Durante un vuelo de entrenamiento, en la fase de rodaje, fractura del cuerpo del trapecio del tren de aterrizaje; debido al desarrollo de un proceso de corrosión ‐ fatiga del material, bajo la acción de los esfuerzos de operación, viéndose acelerado por las condiciones de corrosión superficial. Factores contribuyentes 1)
Antigüedad de la aeronave, actividad acumulada y probable significativa cantidad de aterrizajes. 2)
Mayor exigencia del material por utilización como avión escuela y entrenamiento, operado por diversos pilotos con distinto nivel de adiestramiento. 3)
Falta de claridad en la trazabilidad del tren de aterrizaje e incumplimiento de inspecciones intermedias. Recomendaciones de Seguridad A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional ‐ Dirección de Aeronavegabilidad En base a accidentes similares, se recomienda considerar la posibilidad de implementar, a través de la documentación que se crea más conveniente, la incorporación en el Programa de Mantenimiento de aeronaves de este tipo y antigüedad, afectadas al entrenamiento y/o formación de pilotos, con la periodicidad que fuera adecuada, ítems de inspección y/o estudios, especialmente en el conjunto de tren de aterrizaje, para verificar posibles fallas en el material por fatiga o corrosión; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Asimismo, considerar la necesidad de recomendar a los TAR, que en oportunidad de inspeccionar aeronaves, se controle el Historial de las mismas, en cuanto al registro correcto de todos los ítems, en especial sus aterrizajes, para que mediante ese dato se efectúen las inspecciones que pudieran incorporarse o las ya existentes. Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de cumplir estrictamente con las inspecciones establecidas por el fabricante y la Autoridad Aeronáutica, como responsable primario del estado de aeronavegabilidad de su aeronave. Considerar la conveniencia de registrar en el Historial de Aeronave, todos los ítems en las columnas correspondientes. 113
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Paraná / General Urquiza, Pcia. de Entre Ríos. FECHA: 07 MAR 09 HORA: 17:45 UTC AERONAVE: Avión MARCA: North American Rockwell MODELO: 690 “Twin Commander” MATRÍCULA: LV‐BCJ PILOTO: Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión EXPLOTADOR: Privado Reseña del vuelo El 07 MAR 09, el piloto con tres acompañantes, despegó a las 16:40 hs, con la aeronave matrícula LV‐
BCJ, del aeródromo General Rodríguez, Provincia de Buenos Aires, con destino al aeródromo Paraná / Gral. Urquiza (AD PAR / SAAP), Provincia de Entre Ríos, en un vuelo de aviación general. El vuelo se realizó sin inconvenientes; sin embargo, en el circuito de tránsito de aeródromo, para realizar el aterrizaje, cuando el piloto accionó la palanca para desplegar el tren de aterrizaje, comprobó que la misma no ofreció la resistencia habitual y que el tren no bajó. El piloto dedujo que el problema era que la palanca no iniciaba la secuencia para bajar el tren de aterrizaje; por ello comprobó que la presión hidráulica fuera normal y que los flaps, que actúan con presión hidráulica, operaran sin inconvenientes. A través de un teléfono celular se puso en contacto con el taller de mantenimiento para tratar de obtener alguna solución a la falla presentada, dado que la misma no estaba contemplada en el Manual de Vuelo de la aeronave, el cual se encontraba a bordo. Del taller sugirieron diferentes procedimientos, pero realizados los mismos, no tuvieron resultados positivos. Luego de evaluar la situación el piloto decidió realizar un aterrizaje de emergencia con el tren plegado, en la franja de la pista 19, del AD PAR. Declaró la emergencia, impartió las instrucciones de seguridad a los pasajeros y se dispuso al aterrizaje. Con los dos motores detenidos y las hélices embanderadas tocó en el terreno, aproximadamente a 650 m, del lateral del umbral de pista 19 y después de recorrer aproximadamente 260 m, con rumbo 185°, se detuvo finalmente con rumbo 175°, donde inmediatamente cortó la alimentación eléctrica. Los acompañantes y el piloto evacuaron la aeronave por la puerta principal, sin sufrir lesiones. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 3 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en el recubrimiento, las cuadernas y la parte inferior del fuselaje, con desprendimiento de antenas. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 40 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión, con habilitaciones para: vuelo nocturno; vuelo por instrumentos; en monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg; ATR; JSTA. Poseía además las Licencias de Instructor de Vuelo Avión y Piloto Comercial de Primera Clase de Avión. 114
No registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, estaba vigente hasta el 30 ABR 09. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de Vuelo: 4.833,1 Últimos 90 días: 70 Últimos 30 días: 18 Últimas 24 horas: 1,5 En el tipo de aeronave accidentada: 250 Información sobre la aeronave General Era del tipo avión, marca North American Rockwell, modelo 690 “Twin Commander”, número de serie 11022, de 7 plazas, de construcción metálica, semimonocasco, ala alta, empenaje tipo convencional, tren triciclo retráctil con ruedas, dos motores turbo hélice con dos hélices de tres palas de paso variable. En el Manual de Vuelo de la aeronave no existía la emergencia de aterrizaje sin tren, la cual tenía un sistema redundante para su extensión: por presión hidráulica o por la acción de un botellón de aire. Célula El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente 6.977 hs de total general (TG) y 61 hs desde la última inspección (DUI). Motores Eran marca Garret, modelo TPE‐331‐5‐251K. Número de serie del motor derecho P‐061160, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente 7.139 hs de TG, 4.888 hs desde la última recorrida (DUR) y 61 hs DUI. El motor izquierdo tenía el número de serie P‐06237, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente un total general 6.521 hs, 3.412 hs DUR y 61 hs DUI. El combustible requerido y utilizado era JET‐A1, encontrándose 75 litros en ambos tanques, lo que hacía un total de 150 litros. Hélices Eran marca Hartzell, modelo HC‐B3TN‐5FL, compuestas de tres palas, construcción metálica, paso variable, de inspección periódica. Número de serie de la hélice derecha BVA‐7234, con un total general al momento del accidente de 730 hs, 393 hs DUR y 61 hs DUI. La hélice izquierda tenía el número de serie BVA‐7235, teniendo al momento del accidente un TG de 730 hs, 393 hs DUR y 61 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 3.082 kg Piloto: 116 kg Acompañantes: 285 kg Carga: 36 kg Combustible: 108 kg Total al momento del accidente: 3.627 kg Máximo de aterrizaje (PMA): 4.358 kg Diferencia: 731 kg, en menos respecto al PMA. 115
El Centro de Gravedad (CG), al momento del accidente, se encontraba dentro de los límites especificados en la Planilla de Peso y Balanceo, de fecha 30 ENE 90, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos registrados por la estación meteorológica del aeródromo Paraná y visto el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC era el siguiente: Viento: 230° / 08 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 5/8 CU‐SC 3.300 ft; Temperatura: 29.2° C; Temperatura Punto de Rocío: 19.3° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1013.2 hPa y Humedad Relativa: 55%. Comunicaciones Las comunicaciones entre el piloto y el operador de TWR del AD PAR, fueron normales. Información sobre el aeródromo El accidente se produjo en la franja izquierda de la pista 19, del aeródromo Paraná / General Urquiza, a 70 m aproximadamente, del eje de la misma. El AD era público, controlado y se encontraba a 7.5 km al SE de la ciudad del mismo nombre, tenía una pista con orientación 01/19 de 2100 X 45 m de largo y ancho respectivamente. Las coordenadas del lugar eran 31° 47’ 37’’ S y 060° 28’ 52’’ W, con una elevación de 74 m, sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Las marcas dejadas en el terreno indicaron que la aeronave tocó suavemente con la parte del cono de cola, después se apoyó y arrastró con la parte inferior del fuselaje, lo que provocó algunas deformaciones. No hubo dispersión de restos de la aeronave. Supervivencia Tanto el piloto como los acompañantes no sufrieron lesiones y abandonaron la aeronave normalmente por sus propios medios. Los cinturones y arneses protegieron a los ocupantes de eventuales lesiones. Ensayos e investigaciones Como ya se dijo, en el Manual de Vuelo del avión no existía la emergencia de aterrizaje sin tren, el cual tenía un sistema redundante para extensión del mismo por presión hidráulica o por la acción de un botellón de aire. Con relación a este sistema, en el lugar del accidente, se controló visualmente el mecanismo del tren de aterrizaje, encontrando que faltaba la chaveta de presión, que une la varilla de la palanca de accionamiento a la válvula selectora, encontrándose dicha chaveta suelta en la parte inferior del pedestal. Luego se levantó la aeronave sobre “gatos”, donde se actuó la válvula selectora del tren de aterrizaje manualmente, sin presión hidráulica para liberar la presión de traba arriba, bajando y trabando el tren de aterrizaje sin novedad. También, se controló la parte eléctrica e hidráulica no encontrándose novedades. En el taller se confirmó el desprendimiento de la chaveta P/Nº MS17158 (“Pin, Roll”), de su alojamiento. En los ítems de inspección de la aeronave no se menciona el tiempo entre inspecciones o de recambio de dicho elemento; es “on condition”, solamente se menciona la inspección general del mecanismo y el funcionamiento del sistema de accionamiento del tren de aterrizaje. 116
Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se la utilizaba para vuelos de aviación general. Información adicional En el Anexo 14 de OACI, Volumen I – Aeródromos, se define a la franja de pista como lo siguiente: Una superficie definida que comprende la pista y la zona de parada, si la hubiese, destinada a: a) reducir el riesgo de daños a las aeronaves que se salgan de la pista; y b) proteger a las aeronaves que la sobrevuelan durante las operaciones de despegue o aterrizaje. Asimismo en el citado documento, en Resistencia de las franjas de pista, se establece lo siguiente: Recomendación. La parte de una franja que comprenda una pista de vuelo por instrumentos debería prepararse o construirse, hasta una distancia de por lo menos: ‐ 75 m cuando el número de clave sea 3 o 4; y ‐ 40 m cuando el número de clave sea 1 o 2; del eje y de su prolongación, de manera que se reduzcan al mínimo los peligros provenientes de las diferencias de carga admisible, respecto a los aviones para los que se ha previsto la pista, en el caso de que un avión se salga de la misma. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos No existía en el Manual de Vuelo la emergencia de aterrizaje sin tren, porque el fabricante no habría contemplado la eventualidad, que la falla del sistema fuera en la parte mecánica de la palanca de accionamiento. A pesar de ello el desempeño del piloto estuvo a la altura de las circunstancias y aplicó correctamente los procedimientos que su experiencia indicaba. Asimismo, debe destacarse la decisión de consultar, mediante un teléfono celular, la falla, con personal de un taller aeronáutico idóneo, lo que si bien no tuvo resultados, agotó las posibilidades disponibles para solucionar la novedad. Se apreció que podría hacerse una observación sobre la elección de utilizar la franja de pista, en lugar de la misma, para efectuar el aterrizaje de emergencia con el tren de aterrizaje plegado; lo que debería considerarse como procedimiento inadecuado por la definición intrínseca de la franja de pista; aunque se contempla que el resultado de su decisión fue exitoso, en este suceso. Al respecto, si bien el uso de una superficie más blanda que el pavimento podría llegar a preferirse para evitar posibles mayores roturas en el avión, se debería tener en cuenta que: 1)
No habría certeza que la superficie de la franja de la pista se encontrara totalmente nivelada, libre de pozos, canaletas, charcos de agua, barro etc., y con resistencia de acuerdo con lo especificado en el Anexo 14 de OACI. 2)
El coeficiente de rozamiento sobre el pasto varía de acuerdo con la humedad, y podría provocar que la aeronave se descontrole. También es cierto que una superficie dura podría producir una gran cantidad de chispas y calentamientos puntuales, que probablemente podrían devenir en un incendio, excepto que fuera factible un rociado preventivo de la pista, con agentes extintores principales como espuma. 117
Aspectos técnicos De lo investigado surge que no se produjo la extensión del tren de aterrizaje; debido al desacople de la varilla que une la palanca selectora de tren de aterrizaje, con la válvula selectora del mismo, por la zafadura de una chaveta elástica. La chaveta que se desprendió es metálica, de forma cilíndrica, con un corte incompleto en sentido axial, que permite que su expansión por las características elásticas del material, presione sobre los laterales y la mantenga en su lugar. En este caso, perdió la tensión correspondiente, o su colocación fue deficiente. El uso de la palanca y las pequeñas vibraciones que se producen en la aeronave, probablemente contribuyeron para que se saliera de su alojamiento provocando el desacople de ambas piezas, de la cadena de movimiento. No hay instrucciones específicas en la documentación de mantenimiento respecto a este elemento, su estado de servicio es por condición. Hechos definidos El piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo. La aeronave poseía el Certificado de Aeronavegabilidad vigente para realizar el vuelo. La falla en la extensión del tren de aterrizaje, que motivó el aterrizaje de emergencia, se debió al desacople de la palanca de tren de aterrizaje con la válvula selectora, por la pérdida del elemento de unión entre ambas. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, aterrizaje de emergencia en la franja de pista de un aeródromo, con el tren de aterrizaje plegado; debido a una falla en el sistema de extensión del tren, provocado por el desacople de la palanca de accionamiento con la válvula selectora de tren, por la pérdida del elemento de unión entre ambas. Factor contribuyente Falta de instrucciones precisas en la documentación de mantenimiento sobre la condición en servicio del elemento de unión (P/Nº MS17158, “Pin, Roll”). Recomendaciones de seguridad A la National Transportation Safety Board (EE. UU.) Considerar la posibilidad de recomendar al fabricante de la aeronave, sobre la necesidad de introducir en la documentación de mantenimiento, alguna instrucción más detallada para el control del estado (“on condition”) o el reemplazo oportuno del elemento de unión, que falló en servicio (P/Nº MS17158, “Pin, Roll”). Asimismo, considerar la posibilidad de incorporar al capítulo correspondiente del Manual de Vuelo de la aeronave, una instrucción para realizar los procedimientos de emergencia, correspondientes a la falla ocurrida. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC (Dirección de Aeronavegabilidad) Considerar la posibilidad de emitir una Advertencia a los talleres de reparación con alcance para este tipo de aeronaves, para que se tomen las precauciones que consideren adecuadas; a los efectos de evitar la repetición de situaciones similares. 118
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Proximidades del Aeródromo Baradero, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 21 MAR 09 HORA: 18:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Luscombe MODELO: 8‐E MATRÍCULA: LV‐RTS PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 21 MAR 09, el piloto y un acompañante, con la aeronave matrícula LV‐RTS, despegaron de la pista 36 del aeródromo (AD) Baradero (BDO), con destino al Club de Planeadores Zárate, en un vuelo de aviación general. Luego del despegue, la aeronave tuvo una falla de motor, el piloto intentó un aterrizaje de emergencia, que de acuerdo con su declaración al tener obstáculos al frente, giró a la derecha y realizó el mismo en un campo lindero al aeródromo, lugar donde se accidentó. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en los planos derecho e izquierdo, en el fuselaje, parte superior de la cabina, sector lateral izquierdo del cono de cola y en el empenaje. Roturas y deformaciones en el tren principal, que sufrió el desprendimiento de la pata derecha completa. Motor: Posibles daños internos por detención brusca y aplastamiento de los tubos de escape. Hélice: Ambas palas dobladas hacia atrás. Daños en general: De importancia. Otros daños El aterrizaje de emergencia se realizó en un campo sembrado con maíz. Información sobre el personal El piloto de 64 años de edad, de nacionalidad español, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; con Habilitaciones en Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, realizó su último foliado 07 MAY 02 y no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. En los archivos obrantes en la JIAAC, se registraba que el piloto tuvo un accidente el 28 AGO 04, con la misma aeronave en el AD MJZ. Disposición Nº 54/04 de fecha 22 OCT 04. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 OCT 09, con limitaciones: Debe usar lentes correctores. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente era: Total de horas de vuelo: 455.1 119
En los últimos 90 días: 8.8 En los últimos 30 días: 3.8 El día del accidente: 0.5 En el tipo de avión accidentado: 101.3 Información sobre la aeronave La aeronave fue fabricada por Luscombe Airplane Corp., modelo 8E, número de serie 5857. Poseía un Certificado de Matriculación y Propiedad de Aeronave, el cual la certificaba para el uso privado desde el 02 SET 04, con la marca de identificación LV‐RTS. Poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de clasificación Estándar, categoría Normal, vigente desde el 13 JUN 07 y con vencimiento en JUL 09, por el cual la aeronave se encontraba en condiciones aeronavegables al momento del accidente, librada al servicio por su correspondiente Formulario DNA 337, otorgado por el TAR DNA 1‐B‐368, de fecha 12 JUL 08. Célula Según los datos obtenidos de los Registros Historiales, a la fecha del accidente, la aeronave totalizaba una actividad de 3.947,6 hs de Total General (TG), 72,3 hs Desde la Última Recorrida (DUR) y Desde la Última Inspección (DUI). La libreta Historial Avión Nº 8 (2897), Triplicado, fue iniciada el 21 MAY 07. Motor La libreta Historial de Motor Nº 8 (Triplicado), fue iniciada el 09 NOV 94, constando que el Motor marca Continental, modelo C‐85‐12F, fabricado bajo el número de serie 29332‐7‐12, totalizaba una actividad de 3.996,8 hs de TG y 76,2 hs DUR y DUI. Desde el 07 JUN 07, el motor de la aeronave estaba autorizado para el uso de combustible automotriz, de acuerdo con el STC SA 2241 CE y el Airplane Flight Manual Supplement. Hélice La hélice marca McCauley, modelo 1A90/CF7151, metálica, de paso fijo y bipala, identificada con el número de serie 6233, poseía un historial oficial, pero se desconoce su tiempo en servicio, constando su última actividad de mantenimiento en el Formulario DNA 337, de fecha 20 ABR 06, en el TAR DNA‐1B‐
13. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 413 kg Piloto: 80 kg Acompañante 50 kg Combustible: 57 kg Total al momento del accidente: 600 kg Máximo de despegue (PMD): 636 kg Diferencia: 36 kg en menos respecto al PMD. El centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en el Manual de Vuelo y su última planilla de peso y balanceo confeccionada el 29 MAY 07, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos que fueron obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas Rosario, San Fernando y Gualeguaychú, interpolados a la hora y lugar 120
del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC, era: Viento: 050°/05 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CU 1000 m; Temperatura: 30.7° C; Temperatura Punto de Rocío: 17.8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1011.3 hPa y Humedad Relativa: 46 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo lindero al AD BDO, que se encontraba al Noreste del mismo y era un terreno plano, duro, sembrado con maíz. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 33° 51’ 35” S y 059° 28’ 08” W; con una elevación de 26 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo Según Reglamento de Aeronavegabilidad vigente, a esta aeronave no le correspondía equipar registradores de vuelo. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave realizó un despegue desde la pista 36 del AD BDO, después del mismo, ya en el aire y sin pista remanente por delante, el grupo propulsor comenzó a perder potencia paulatinamente, por lo que el piloto decidió realizar un aterrizaje de emergencia en un campo lindero al AD. Después de realizar un viraje hacia la derecha, la aeronave impactó contra el terreno con rumbo 080°, deteniéndose a los 50 m aproximadamente, del primer impacto. Como consecuencia del mismo, la hélice resultó dañada con sus dos palas deformadas hacia atrás y el tren principal derecho se desprendió, quedando al costado de la aeronave. Información médica y patológica De acuerdo con su declaración, al momento del accidente, el piloto usaba los lentes correctores, especificados en el Certificado de Aptitud Psicoficiológica. Supervivencia Los cinturones de seguridad y arneses de los asientos del piloto y del acompañante, no se cortaron y los anclajes de éstos al piso de la cabina, resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos; ambos ocupantes de la aeronave abandonaron la misma por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Al llegar al lugar del accidente, se pudo observar que en la cabina, los interruptores de magnetos estaban en posición cortados, ambas llaves de tanques de combustible cerradas, y el mando del acelerador doblado. Asimismo se pudo comprobar, que la hélice se encontraba con sus dos palas deformadas hacia atrás, pero el motor giraba libremente, aunque sin poder completar un giro de 360°, debido a que las deformaciones de la hélice lo impedían. Se desmontaron ambos recubrimientos del motor, el superior e inferior, y la hélice, no observándose daños en el cuerpo principal del motor, pudiéndose realizar una rotación completa del cigüeñal a fin de verificar posibles daños internos. Fue imposible realizar una comprobación del accionamiento del mando del acelerador, en todo su recorrido, debido a que su vástago en la cabina se encontraba deformado. El escaso recorrido que permitía accionarlo, no suponía haberse encontrado defectuoso antes del accidente. Se desprendió el flexible de la manivela en el carburador y se comprobó sin novedad, el total recorrido, apertura y cierre de la mariposa. El filtro de aire se encontraba obturado con tierra producto del impacto. 121
Se verificó el colector y filtro del sistema de combustible, desmontando totalmente sus componentes, y se observó que el colector no poseía residuos significativos y que la malla del filtro estaba libre de impurezas. Se realizó la apertura de las llaves de paso de los tanques de combustible, de una por vez y se verificó el flujo de combustible normal por gravedad, en sus conductos, desde los tanques hasta el colector. Se obtuvieron muestras de combustible para el análisis en laboratorio. El análisis de las muestras, realizado en el laboratorio de ensayos de materiales, dio como resultado combustible automotriz tipo Nafta Shell V‐Power. La línea de conexión y suministro de combustible al carburador desde el colector, se encontraba en buenas condiciones y libre de obstrucción. Se desmontó el filtro de ingreso de combustible al carburador, el cual se encontraba libre de impurezas. Se desmontaron y separaron cuidadosamente ambos cuerpos del carburador, y se observó la existencia de combustible en la cuba, se verificó el correcto nivel del flotador y accionamiento de la válvula de ingreso de combustible. Se realizó una inspección completa del sistema de encendido y cableado, comprobándose la puesta a punto de ambas magnetos con una lámpara de neón, sin encontrarse novedades. Se desmontaron las bujías de todos los cilindros, encontrando que las superiores e inferiores de los cilindros Nº 1 y Nº 3, estaban embebidas en aceite y con el cerámico interior completamente negro y llenos de depósitos carbonosos, mientras que las cuatro restantes correspondientes a los cilindros opuestos, presentaban una coloración ocre claro y estaban totalmente secas. Se comprobó su funcionamiento sin novedad. Se procedió a realizar una comprobación de la compresión diferencial, a pesar de estar el motor frío, con el fin de obtener una estimación de valores. Dicha comprobación se efectúo dos veces consecutivas por cilindro y dio como resultado que el cilindro Nº 1 presentaba un valor de 52/54, el cilindro Nº 2 valores de 74/76, el cilindro Nº 3 valores de 40/38, y el cilindro Nº 4 valores de 78/78. Durante la prueba se observó, que al comprobar la compresión del cilindro Nº 3, soplaba aire por el escape con mayor intensidad que al comprobar el cilindro Nº 1, que también lo hacía. No se observó la misma fuga al comprobar los cilindros Nº 2 y Nº 4 opuestos. Estos valores presentes determinan realizar una inspección interna del motor a fin de establecer la causa que los origina. En el TAR DNA‐1B‐22, se realizó el desarme completo del motor. Se verificaron las varillas acciona válvulas, balancines, botadores, árbol de levas, vástagos y válvulas de admisión y escape; no encontrándose novedades en estos componentes. En el interior de los cilindros Nº 1 y Nº 3, se verificó la presencia de una cantidad importante de aceite quemado, no así en los cilindros Nº 2 y Nº 4, los cuales estaban secos, sin presencia de aceite más que la película lubricante normal. Se realizó una verificación de valores y tolerancias de los cilindros Nº 1 y Nº 3, encontrándose dentro de sus valores establecidos por el fabricante, y lo mismo se efectuó con los cilindros Nº 2 y Nº 4 por comparación; los cuatro cilindros presentaron valores uniformes. Se verificaron valores dimensionales de los correspondientes émbolos y sus pernos, encontrándose valores parejos y acordes a los establecidos por el fabricante. Se verificaron los aros de aceite y compresión de cada pistón, encontrando que los aros de compresión correspondientes a los pistones Nº 2 y Nº 4 presentaban una luz entre puntas de 0.16’’ y 0.18’’ respectivamente, mientras que los correspondientes a los pistones Nº 1 y Nº 3 presentaban ambos un valor de 0.24’’. El valor establecido por el fabricante para la luz entre puntas de los aros (“Gap”), de compresión del pistón está en tolerancia siempre que se encuentre entre 0.15’’ y 0.28’’. Las válvulas correspondientes a estos cilindros (Nº 1 y Nº 3), presentaban grandes concentraciones de depósitos carbonosos en el cono y en los bordes de sus asientos. Se comparó con una válvula limpia y fue notable la diferencia, ya que los depósitos de carbón impregnados redujeron considerablemente la superficie de asiento de las válvulas. Se verificaron los resortes de accionamiento sin novedad. Con relación a la utilización autorizada de combustible de uso automotriz, es probable que también haya contribuido significativamente a la producción y adherencia de los depósitos carbonosos. En los registros de mantenimiento de este motor constaba la última recorrida general, efectuada en el TAR DNA 1B‐22 el 19 JUL 06. El detalle de los trabajos practicados se encontraban detallados en la “Orden de Reparación Nº 10031”, constando en ella el control de medidas y tolerancias de acuerdo a las tablas del fabricante, y el recambio de cuatro juegos de aros, cuatro pistones P/Nº 530348, cuatro válvulas de escape P/Nº SA10204, entre otros componentes. 122
Adicionalmente, el propietario y el responsable del mantenimiento mecánico de la aeronave, manifestaron la realización de trabajos en el motor que no fueron registrados en los historiales. Durante el servicio de las primeras 50 hs (desde la Inspección Anual), se tomó la compresión diferencial observando que en dos cilindros, Nº 2 y Nº 4, los valores obtenidos fueron más bajos que en los dos restantes opuestos. Consultaron estos valores al taller que efectuó la recorrida general, quien respondió que dichos valores están dentro de lo permitido. Al efectuar el servicio correspondiente a las 25 hs se tomó nuevamente la compresión diferencial, observando que los dos cilindros 2 y 4 ya se encontraban por debajo de su valor mínimo y fueron desmontados. Dicha situación y las pocas horas DURG registradas, motivó el reclamo al TAR que efectuó la recorrida, quien los reparó y los regresó a su propietario. No existe documentación de tales trabajos y por omisión no se registraron en los historiales. Solo consta una orden detallada de reparación Nº 1106, efectuada por el TAR DNA 1B‐22, de fecha 20 ENE 09. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se utilizaba para vuelos de aviación general. Información adicional El piloto durante la entrevista, manifestó que después del despegue y una vez en el aire, se produjo una pérdida de potencia; como no tenía pista suficiente adelante y que en la prolongación del eje de la pista se encontraba el alambrado perimetral y las edificaciones urbanas, el piloto efectuó un viraje a la derecha para evitarlos y procedió al aterrizaje de emergencia en un campo lindero con el motor detenido. Relacionado con los obstáculos, de los cuales hizo referencia el piloto, en la prolongación de la pista 36, el Jefe del Departamento Aeródromos de la Regional Central, informó que la pista 36 del Aeródromo Baradero, no se encontraba clausurada o cerrada, ni registraba historial de Notam publicados, a la fecha del accidente vinculado al AD. En la Sección IV, Procedimientos de Operaciones de Emergencia del Manual de Vuelo de la aeronave, figuraba el siguiente procedimiento: FALLA DE MOTOR a) Durante el despegue Si queda suficiente pista: 1‐ Acelerador cerrado 2‐ Aplicar frenos 3‐ Corrector mezcla, en marcha lenta – cerrado 4‐ Llave maestra y de encendido, desconectadas Nota: Si no queda suficiente pista, aterrizar directamente al frente, virando únicamente para salvar obstáculos. b) Después del despegue 1‐ Velocidad de planeo 2‐ Mezcla, en marcha lenta – cerrado 3‐ Válvula selectora de combustible, en cerrado 4‐ Llave maestra y de encendido, desconectadas 5‐ Flaps a requerimiento Nota: No intentar nunca la vuelta a la pista con poca altura, debiendo aterrizar en línea recta hacia adelante, efectuando solamente ligeras correcciones de rumbo para evitar obstáculos. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. 123
ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto efectuó un despegue normal y luego del mismo tuvo una falla de potencia en el motor, sin pista suficiente al frente y debido a que en su prolongación se encontraba el alambrado perimetral y edificaciones urbanas, decidió realizar un viraje hacia la derecha y realizar el aterrizaje de emergencia en un campo lindero al AD. La decisión del piloto fue adecuada, ya que realizó el procedimiento de emergencia especificado en el Manual de Vuelo del avión, que expresa, durante un despegue, cuando se produce una emergencia de falla de motor, se debe aterrizar directamente al frente, virando únicamente para salvar obstáculos. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. Aspectos técnicos De la inspección completa del sistema de combustible y sistema de encendido, no se encontraron componentes defectuosos que pudieran haber provocado una pérdida de potencia del motor. El análisis de las muestras del combustible, realizado en el laboratorio de ensayos de materiales, dio como resultado combustible automotriz tipo Nafta Shell V‐Power, libre de sólidos y sin contenido de agua. El combustible estaba en condiciones de uso y la aeronave autorizada para su utilización. La presencia de aceite en el sector de la cámara de combustión en los cilindros Nº 1 y Nº 3, es probable que se haya producido por el pasaje del lubricante a través de los aros de pistón, ya que no se encontraron indicios de provenir desde otros componentes del motor. Aunque los valores de luz entre puntas se encontraban dentro de los tolerables, los aros de los pistones Nº 1 y Nº 3 dieron un valor de 0.24’’, el cual estaba muy cercano al máximo tolerado de 0.28’’. Este aceite se fue depositando en el cono y asiento de las válvulas, al mismo tiempo que parte de él era expulsado del motor por el escape. Los sedimentos carbonosos del aceite lubricante instalados en el cono y asiento de las válvulas, probablemente impedían en ocasiones, que las válvulas cerraran completamente, lo que ocasionaba una pérdida de la compresión en el cilindro, sumando a esto, la posible caída de tensión del salto de chispa entre los electrodos de las bujías de los cilindros Nº 1 y Nº 3, por la abundante presencia del aceite lubricante. Estos dos síntomas en concordancia, es posible que hayan provocado una pérdida significativa de la potencia, que debió entregar el motor durante su máxima exigencia, en la fase de despegue de la aeronave; apreciándose como factor contribuyente, un probable inadecuado mantenimiento del mismo. Hechos definidos El piloto tenía en vigencia el Certificado de Aptitud Psicofisiológica para la Licencia correspondiente. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave se encontraba dentro de los límites establecidos por el Manual de Vuelo y el centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente. Luego del despegue, el motor tuvo una falla de potencia, por lo que el piloto debió realizar un aterrizaje de emergencia, de acuerdo con los procedimientos establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave. De los ensayos e investigaciones y del análisis, se concluye que este accidente se produjo por causas técnicas, apreciándose como factor contribuyente un probable inadecuado mantenimiento del motor. Asimismo, los registros de mantenimiento del mismo, no se mantenían actualizados. Causa En un vuelo de aviación general, en la fase de despegue, falla de motor, aterrizaje de emergencia e impacto de la aeronave contra el terreno; debido a pérdida de potencia del motor, por la acumulación de residuos carbonosos en los asientos de válvula, en dos de sus cilindros que impedían una eficiente 124
compresión y posible caída de tensión del salto de chispa entre los electrodos de las bujías correspondientes, por la abundante presencia del aceite lubricante. Factor contribuyente: Probable inadecuado mantenimiento del motor. Recomendaciones de Seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de mantener actualizados los registros de mantenimiento, incluyendo también los trabajos por fuera del mantenimiento periódico. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional (Dirección de Aeronavegabilidad) Considerar la necesidad de evaluar la actuación del TAR interviniente en la última recorrida general del motor. INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Trelew, Pcia. de Chubut FECHA: 25 MAR 09 HORA: 11:15 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Mc Donnell Douglas MODELO: MD‐88 MATRÍCULA: LV‐VBZ PILOTO: Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión COPILOTO: Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión PROPIETARIO: Empresa de Transporte Aerocomercial Reseña del vuelo El 25 de marzo de 2009, a las 11:15 UTC, una aeronave McDonnell Douglas MD‐88, matrícula LV‐VBZ, posterior al aterrizaje, experimentó humo en la cabina de pasajeros mientras estacionaba en la plataforma comercial en el Aeródromo de Trelew (AD TRE/SAVT), luego de cumplir un vuelo comercial regular procedente del Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires (AD AER/SABE) y con destino final el Aeródromo El Calafate (AD ECA/SAWC). La aeronave transportaba 64 pasajeros y su tripulación estaba compuesta por 2 pilotos y 4 tripulantes de cabina de pasajeros. Durante la fase de rodaje posterior al aterrizaje, y al ingresar en la plataforma comercial hacia la posición asignada para el estacionamiento, la tripulación de cabina informó al Comandante de la presencia de humo en cabina de pasajeros, en momentos que los pilotos también comenzaban a experimentar igualmente humo en cabina de vuelo. Se efectuó el procedimiento de emergencia de evacuación de la aeronave, por las salidas y toboganes disponibles, sin producirse lesiones y solo hubo que asistir con oxígeno a una tripulante de cabina de pasajeros, que se encontraba en la zona trasera del avión. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 6 64
‐‐
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Daños en la aeronave Célula: Se encontró en el sistema hidráulico de los reversores de empuje, una pérdida por el tubo de la línea de retorno identificado como “IPC‐PIPE ASSY”, ubicado en el fuselaje central, sección hidráulica de presión, P/N° 7936907‐696. Tenía una fisura en el emboquillado, por la cual se produjo una pérdida de líquido hidráulico. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Comandante El Comandante de aeronave de 52 años de edad, era titular de una Licencia de Piloto Transporte de Línea Aérea Avión (TLA), con las siguientes Habilitaciones: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Aviones Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; F28; MD81; MD83; MD88; B732; Copiloto B707; Copiloto B727; otras licencias: PPA‐PCA‐IV‐PC1ª‐DEA‐PAER. No había copia de foliado archivado en su legajo aeronáutico. La Dirección de Licencias al Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, informó que no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. El INMAE informó que su Certificado de Aptitud Psicofisiológica Clase 1 estaba vigente hasta el 30 de junio de 2009. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del incidente era: Total de horas de vuelo: 13.941,2 En los últimos 90 días: 202,3 En los últimos 30 días: 25,6 El día del incidente: 1,4 En el tipo de avión del incidente: 196,8 Copiloto El Copiloto de 36 años de edad, era titular de una Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión (TLA), con las siguientes Habilitaciones: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Aviones Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; Copiloto MD81; Copiloto MD83; Copiloto MD88; Copiloto B190; Copiloto SW3; otras licencias: PPA‐PCA‐PC1ª‐IV‐PAER. No había copia del foliado registrado en su legajo aeronáutico. La Dirección de Licencias al Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, informó que no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. El INMAE informó que su Certificado de Aptitud Psicofisiológica Clase 1 estaba vigente hasta el 30 de junio de 2009. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del incidente era: Total de horas de vuelo: 5.650,0 En los últimos 90 días: 140,0 En los últimos 30 días: 45,0 El día del incidente: 1,4 En el tipo de avión del incidente: 220,0 Información sobre la aeronave 126
General Aeronave birreactor de transporte, configurada para 160 pasajeros, fabricada por McDonnell Douglas, modelo MD‐88, matrícula LV‐VBZ, número de serie 53049. Célula Al momento de producirse el suceso se encontraba con su Certificado de Aeronavegabilidad (Estándar, categoría Transporte) en vigencia. Motores La aeronave se encontraba propulsada por dos motores a reacción tipo turbofán, fabricados por Pratt & Whitney, modelo JT8D‐219 de 20.000 lb de empuje, números de serie: posición 1: 726911‐D y posición 2: 726912‐D; elegibles para la aeronave de acuerdo con lo expresado en el CT. Peso y balanceo de la aeronave Peso Operativo: 84.000 lb Peso máximo de aterrizaje PMA: 139.500 lb Peso de la aeronave al aterrizaje en TRE: 113.741 lb Diferencia: 25.759 lb en menos con respecto al PMA. El centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en el Manual de Vuelo de la misma. Información meteorológica El informe del S.M.N. con los datos inferidos, obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del Aeródromo Trelew, interpolados a la hora y lugar del incidente. Visto también el mapa sinóptico de superficie de 12:00 UTC era: Viento: 320°/02 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 AC 3600 m; Temperatura: 16,6° C; Temperatura Punto de Rocío: 7,4° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1010,2 hPa; y Humedad Relativa: 55 %. Comunicaciones Las comunicaciones entre la tripulación de la aeronave y los Servicios de Tránsito Aéreo ( TWR TRE), fueron las siguientes: 11:14 UTC, la aeronave ingresó en plataforma. 11:15 UTC, la Torre de Control autorizó a la aeronave a abandonar la frecuencia. 11:15 UTC, el Despachante de Aeronave de la Empresa informó por RTI que el avión tenía humo en cabina. 11:18 UTC, la aeronave informó a la Torre de Control, que evacuaba el avión porque tenían la cabina llena de humo. Se observó la activación de los toboganes y la evacuación de los pasajeros y tripulantes. Nota: las horas que se incluyen, fueron obtenidas de la desgrabación de la frecuencia de la Torre de Control del AD TRE. Información sobre el aeródromo El incidente ocurrió en la plataforma comercial del AD TRE / SAVT, Público, Controlado, ubicado a 6.5 km al NNE de la ciudad del mismo nombre, en la Provincia de Chubut. La plataforma comercial de estacionamiento es de hormigón y sus dimensiones son 21 X 70 m. 127
Las coordenadas geográficas del lugar son: 43° 12’ 36” S y 065° 16’ 17” W, con una elevación de 39 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo La aeronave se encontraba equipada con dos registradores de vuelo: un registrador de voces de cabina (CVR) y uno de datos de vuelo (FDR), de acuerdo con lo establecido en las normas de certificación para aeronaves de transporte (FAR 25). Se retiró de la aeronave el equipo CVR, marca Sundstrand, P/Nº 980‐6005‐76, S/Nº 9136, para la obtención de su registro sonoro, siendo enviado al laboratorio de una Empresa Aerocomercial con medios para realizar dicha tarea. Al momento del suceso, el equipo se encontraba en condiciones de servicio y se pudo obtener el contenido de su registro; el que fue analizado en la JIAAC, con las condiciones de confidencialidad establecidas en el párrafo 5.12 del Anexo 13 de OACI y del párrafo 13.35 del RAAC 13. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Posterior a la operación de aterrizaje y durante el ingreso de la aeronave hacia la plataforma comercial del AD TRE, se produjo la vaporización de fluido hidráulico en la cabina en forma de humo; por lo que la tripulación efectuó el procedimiento de emergencia de evacuación de la misma. La aeronave quedó detenida en la plataforma donde se efectuó la evacuación. Supervivencia Los ocupantes de la aeronave evacuaron la misma sin sufrir lesiones. Una tripulante de cabina de pasajeros fue atendida por el servicio médico del AD, recibiendo oxígeno, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones A la llegada de los investigadores, al lugar del incidente, se realizó una inspección visual en el sistema hidráulico de los reversores de empuje, donde se encontró una pérdida en el tubo de la línea de retorno; al realizar la inspección de la tubería, se observó una fisura en el emboquillado por donde se produjo la pérdida. El elemento se encontraba en la bahía trasera de la aeronave, contiguo a los “packs” de aire acondicionado y de la unidad de potencia auxiliar (APU). El tubo mencionado se llevó al laboratorio de la JIAAC, el que fue identificado como “IPC – Pipe Assy ‐ Fuselage Center Section Hydraulic System Pressure ‐ P/Nº 7936907‐696”, elemento perteneciente al retorno de presión hidráulica del sistema de cierre del conjunto reversor de empuje de los motores. El tubo posee un espesor de pared de aproximadamente 1,1 mm y un diámetro exterior 11,2 mm (aprox.). De la inspección visual macroscópica que se realizó sobre el citado componente, se detectó una fisura en la base del sector emboquillado de conexión, de aproximadamente 9 mm. La grieta es posible visualizarla a ojo descubierto, tanto desde la pared exterior del tubo, como desde la pared interior. El sistema de fijación del extremo emboquillado no evidenció grietas, ni filetes de rosca con signos de aplastamiento o daño alguno. En la zona donde se observó la falla, no se hallaron macroscópicamente, indicios de corrosión u otros indicios, que pudieran haber contribuido al avance del frente de fisura. De la observación de la tuerca que sujeta al conjunto, pudieron notarse marcas o indentaciones mecánicas producidas, muy probablemente, por una herramienta de ajuste, durante tareas de mantenimiento. El humo en la cabina se produjo por una pérdida de líquido hidráulico, en la línea de retorno del sistema hidráulico de los reversores de empuje, la cual se filtró por la zona ventral del fuselaje hasta la entrada de aire de la APU. Al conectar el “pack” de aire acondicionado y debido a estar las válvulas “crossfeed” neumáticas, en posición abierta, se produjo la contaminación del aire en el sistema de aire acondicionado, el cual ingresó a la cabina de pasajeros en forma de humo. Información orgánica y de dirección 128
La aeronave era propiedad de una Empresa de Transporte Aerocomercial. Información adicional Durante el proceso de investigación, la JIAAC solicitó a la Empresa Explotadora de la aeronave, sobre alguna medida preventiva en curso, informando la misma, que se había emitido la Orden de Ingeniería Nº 78‐12‐5521 Rev. 00 (14 JUL 09), basada en el Boletín de Servicio MD80‐78‐072 del fabricante, que se cumpliría en las aeronaves durante el Check “C” o antes, si no se veía afectado el servicio. El motivo de la emisión del mencionado Boletín, fue la de algunos antecedentes similares al presente, donde se detectaron pérdidas de fluido hidráulico provenientes de la tuerca B, de la tubería de la línea de presión de actuación del reversor de empuje. El reemplazo se efectúa por una nueva tubería con un diseño de acople con camisa mejorado, P/Nº 7936907‐728. En cuanto al área operativa, la Empresa Explotadora (flota MD), ha adoptado la siguiente medida, hasta tanto se realice el recambio de la parte mencionada: no operar el SW APU AIR, hasta cortar los SWS de HYD, después del aterrizaje. De acuerdo con el párrafo 6.3 del Anexo 13 de OACI, la JIAAC envió al Estado de fabricación y diseño (EE.UU.) a través de la NTSB, el Proyecto de Informe Final para su comentario. El Representante Acreditado de dicho Estado consultó si se habían considerado para la emisión de las Recomendaciones, las siguientes instrucciones de mantenimiento, aplicables y relacionadas con el ingreso de “humo” en la cabina; éstas son: ‐ SB‐MD80 29‐056‐02 (03 DIC 04) Instalación de soporte y abrazaderas de líneas hidráulicas en el fuselaje trasero. AD relacionada: FAA AD 2000‐15‐17R1, Amendment 39‐12050 ‐ SB‐MD80 29‐062‐04 (03 DIC 04) Reemplazo de cañería hidráulica en el fuselaje trasero. AD relacionada: FAA AD 2000‐15‐17R1, Amendment 39‐12050 ‐ SB‐MD80 78‐072‐00 (10 JUN 04) Cambio de cañería de presión del reversor de empuje. Cumplimiento: El fabricante recomienda que los operadores cumplan el SB durante el mantenimiento programado, cuando la mano de obra, los materiales y el taller estén disponibles, no excediendo los 22.000 ciclos de la tubería o los 24 meses desde la fecha de emisión del presente SB. ‐ SL‐MD80 21‐101‐A (21 JUL 10 – post INCIDENTE –) “Humo en cabina” ‐ Acciones de mantenimiento para el motor, unidad de potencia auxiliar (APU) y sistemas ambientales – Las mejores prácticas. A través de la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC, la Empresa Explotadora informó la situación para cada una de ellas, a la fecha del incidente: ‐ SB‐MD80 29‐056‐02: Fue emitido el BI (Boletín de Ingeniería) 29‐12‐1334 R0 con la R0 (Rev. 0) del SB. En dicha oportunidad el SB no era efectivo para la aeronave. La R02 del SB sí era efectiva, pero la Empresa no había emitido ni revisionado el documento. Por tanto, el SB no se encontraba cumplido en la aeronave. ‐ SB‐MD80 29‐062‐04: Fue emitido el BI 29‐12‐1331 R0 con la R0 del SB. Se cumplió en la aeronave el 19 OCT 2001. Con la R4 del SB, la Empresa no emitió ningún documento debido a que los requerimientos de esta revisión se encontraban cumplidos en la revisión original. ‐ SB‐MD80 78‐072‐00: Fue emitida la OI (Orden de Ingeniería) 78‐12‐5521 R0, que fue cumplida en la aeronave el 07 SET 2010. Por lo tanto, a la fecha del incidente, no estaba cumplido el SB. 129
‐ SL‐MD80 21‐101‐A: A la fecha del presente Informe, el Operador no ha emitido ningún documento relacionado con la mencionada publicación del fabricante. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con lo investigado se desprende que el incidente no se produjo por factores de orden operativo. La tripulación realizó el procedimiento de emergencia de evacuación de la aeronave, de acuerdo con lo establecido en el Manual de Vuelo de la misma. Aspectos técnicos De acuerdo con lo investigado, la fisura podría haber tenido su comienzo cuando se realizó el emboquillado o durante algún ajuste de su elemento de fijación. No existen ítems relacionados a ese componente en el mantenimiento programado, se contempla únicamente el recambio del componente. Al momento de producirse la fisura y evacuar el fluido hidráulico, éste comenzó a filtrarse en los sistemas que proveen la circulación de aire en la cabina de pasajeros, debido a la temperatura y presión de trabajo de esos sistemas, el hidráulico se vaporizó; por lo que se hizo visible en la cabina en forma de “humo”. No se hallaron indicios de incendio a bordo, ni fallas de otros componentes que pudieran haber generado humo a bordo. Dados los antecedentes de casos similares, el fabricante había emitido documentación al respecto, con reemplazos de la parte afectada por otra de superior diseño y la Empresa Explotadora estaba incorporándola progresivamente a su flota. Al momento del incidente, no se hallaba cumplimentado en esta aeronave. Hechos definidos La tripulación se encontraba habilitada para realizar el vuelo. La aeronave se encontraba en condiciones de aeronavegabilidad al momento del incidente. Había antecedentes de casos similares y el fabricante ya había adoptado medidas, que no habían sido cumplidas al momento del incidente, por parte de la Empresa Explotadora. La tripulación realizó los procedimientos de emergencia establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave. La meteorología no influyó en el incidente. Causa En un vuelo de Aviación de Transporte Aerocomercial Regular interno, en la fase de rodaje a la plataforma de estacionamiento, evacuación de emergencia de la aeronave por humo en las cabinas, cuando al abrir las válvulas “crossfeed” del sistema neumático, ingresó al sistema de aire acondicionado, aire contaminado con líquido hidráulico ingestado por la APU; debido a una fisura en la zona de emboquillado de una tubería del sistema reversor de empuje. Factor contribuyente Incumplimiento de un Boletín de Servicio recomendado por el fabricante de la aeronave, que indicaba remplazar la cañería que falló. 130
Recomendaciones de seguridad A la National Transportation Safety Board (NTSB), EE.UU. Considerar la conveniencia de analizar los resultados de la presente investigación y evaluar informar al fabricante sobre las condiciones en que se produjo el presente incidente, máxime tratándose de una falla cuyo origen tiene posible relación con los procesos de manufacturación de componentes instalados a bordo. Considerar la conveniencia de informar a la Federal Aviation Administration (FAA), sobre la presente investigación, a los efectos que analice la necesidad y conveniencia de incorporarla en los antecedentes que cuenta de fallas similares a la analizada en este suceso. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC – Dirección de Aeronavegabilidad (DA) Tomar conocimiento del presente suceso y evaluar la necesidad de informar adecuadamente a los explotadores de flota MD en la Argentina, sobre las condiciones de falla halladas; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. A la Empresa Propietaria / Explotador de la aeronave Tomar conocimiento de los hallazgos de la presente investigación y difundir adecuadamente la información entre su personal técnico. Considerar la necesidad de cumplimentar en oportunidad los Boletines de Servicio (SB), aplicables a su flota, a los efectos de disminuir las posibilidades de eventos de ingreso de humo en cabina; y contribuir con la seguridad operacional. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo San Fernando, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 27 MAR 09 HORA: 20:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Ted Smith Aerostar Co. MODELO: 601 MATRICULA: LV‐WES PILOTO: Piloto Comercial de 1º Clase de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo Posterior a una recorrida de 100 hs, el piloto retiró el avión del taller para su traslado a Gualeguaychú, Provincia de Entre Ríos y efectuar un vuelo de comprobación. Aproximadamente a unos 20 minutos de vuelo, el indicador de presión de aceite del motor derecho comenzó a oscilar, hasta que en forma continua señaló disminución de la presión, por lo que el piloto decidió detener el motor, regresar al AD FDO y realizar un aterrizaje de emergencia. Durante el recorrido de aterrizaje y con unos 50 kt de velocidad, se replegó la rueda de nariz, por lo que la aeronave se desplazó sobre la parte delantera, inferior del fuselaje y quedó detenida sobre la franja derecha de la pista 05. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐
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Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ 131
Daños en la aeronave Célula: Deformaciones y desprendimiento del recubrimiento del fuselaje a la altura de las puertas del tren de nariz. Desprendimiento y rotura de las puertas del tren de nariz. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 49 años era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión, con habilitaciones para vuelo nocturno, vuelo por instrumentos, monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg; B 190; C 550; C 560; aeronave a reacción menor de 5.700 kg. Poseía además las Licencias de: Piloto Privado de Avión (PPA), Piloto Comercial de Avión (PCA), Piloto de Transporte de Línea Aérea (TLA) e Instructor de Vuelo Avión (IVA) Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 1, anual, sin limitaciones, sin antecedentes y sin observaciones, estaba vigente hasta el 30 JUN 09. La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), informó que en su legajo aeronáutico no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores y tenía el último foliado registrado con fecha 30 NOV 98. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total: 6257.2 Últimos 90 días: 33.4 Últimos 30 días: 11.4 Últimas 24 hrs.: 0.5 En el tipo de aeronave: 250.0 (aprox.) La actividad de vuelo se obtuvo de los registros del Libro de Vuelo y de la información suministrada por el piloto. Información sobre la aeronave Información general El LV‐WES era un avión marca Ted Smith Aerostar Co., modelo 601, número de serie 61‐0480‐127, de 6 plazas, con un peso máximo de despegue de 2.722 kg y un peso vacío de 1.927 kg, de construcción metálica, semimonocasco, ala media cantilever, empenaje convencional, tren triciclo retráctil con ruedas, dos motores alternativos de seis cilindros y 300 HP, equipados con hélices tripala de paso variable. Célula Era de inspección periódica, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 4.208,30 hs; 362,30 hs desde la última recorrida (DUR) y 00:30 hs desde la última inspección (DUI). El Certificado de Matrícula estaba a nombre de una Sociedad Anónima, y fue inscripto el 14 FEB 2005. El Certificado de Aeronavegabilidad era de clasificación Estándar, categoría normal, sin fecha de vencimiento, fue emitido por la DNA el 08 JUL 2008. El Formulario 337 DA fue emitido por el TAR 1B‐30, el 07 JUL 2008, con vencimiento en JUL 2009. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Motores 132
Ambos eran marca Lycoming, modelo IO‐540‐S1A5, de 300 HP e inspecciones del tipo periódica. El Nº 1 con número de serie L‐17244‐48A, al momento del accidente tenía un TG de 5.655,30 hs, DUR 1.109,30 hs y DUI 00,30 hs. El Nº 2 con número de serie L‐17454‐48A, al momento del accidente tenía un TG de 4.224,30 hs, DUR 1.116,30 hs y DUI 00,30 hs. El combustible requerido era aeronafta 100 LL, y el utilizado 100 LL, encontrándose 200 lts en el tanque izquierdo, 200 lts en el tanque derecho y 150 lts en el tanque central; la cantidad se verificó a través del consumo desde la última carga. Hélices Ambas eran marca Hartzell, modelo HC‐C3YR‐2UF, tripalas de construcción metálica, paso variable e inspección del tipo periódica. La Nº 1, con número de serie CK5119B, tenía al momento del accidente un TG de 312,30 hs, DUR 312,30 hs y DUI 00,30 hs. La Nº 2, con número de serie CK4017A, tenía al momento del accidente un TG de 1.657,30 hs, un DUR 312,30 hs y DUI 00,30 hs. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 1927 kg Piloto: 85 kg Combustible (550 lts x 0.72): 396 kg Total al momento del accidente: 2408 kg
Máximo de Despegue / Aterrizaje (PMD / PMA): 2722 kg Diferencia: 314 kg en menos respecto al PMA. Durante la investigación, se determinó que el centro de gravedad (CG), al momento del accidente, estaba dentro de la envolvente determinada por el fabricante en el Manual de Vuelo de la aeronave y en la Planilla de Peso y Balanceo de fecha 06 SET 01, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, en base a datos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Fernando, a la hora del accidente, visto el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, indicaba: Viento: 090°/ 07 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 SC 750 m; Temperatura: 26.0° C; Temperatura Punto de Rocío: 19.1° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1008.6 hPa y Humedad Relativa: 65 %. Comunicaciones El piloto se comunicó con la TWR FDO en frecuencia principal 120,7 MHz, informando la emergencia y posterior accidente sin novedad. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en el AD San Fernando (SADF), público, controlado, ubicado a 2 km SW de la 133
localidad del mismo nombre. Tenía una pista de asfalto, con orientación 05/23, de 1801 x 30 m de largo y ancho respectivamente. Las coordenadas del lugar eran: 34° 27’ 18’’ S y 058° 35’ 29’’ W, con una elevación de 3 m sobre el nivel medio del mar. Las franjas de pista 05/23 y franjas de calles de rodaje eran operables con precaución, por suelo blando. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Después de la detención del motor derecho, el piloto se dirigió al aterrizaje de emergencia, sobre la pista 05 del AD SADF, donde recorrió 400 m aproximadamente, desde el lugar donde la aeronave tocó la pista, hasta que se replegó el tren de nariz y tocó la parte delantera inferior del fuselaje contra la superficie de la misma. Desde ése lugar, la aeronave se desplazó unos 60 m aproximadamente, sobre la pista, donde quedaron las marcas de arrastre, hasta que se detuvo con rumbo 080° aproximadamente, quedando la rueda izquierda del tren principal sobre el asfalto y la derecha sobre la franja de pista de ese lado. No hubo dispersión de restos. Supervivencia Los cinturones de seguridad estaban en sus correspondientes anclajes, en buen estado de conservación y actuaron adecuadamente. El piloto abandonó la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Posterior a una inspección de 100 hs, luego de 30 minutos de vuelo y ante una baja de presión de aceite en el motor derecho, el piloto decidió detener el mismo y regresar al AD de partida. La pérdida de aceite se produjo por el acople en “T” de salida de presión de aceite del motor, hacia el actuador de salida de gases de escape, que regula la velocidad del turboalimentador. La pérdida de aceite por el acople mencionado, tuvo lugar por haberse aflojado el bulón hueco que lo fija, pese a estar frenado; posiblemente por no haber tenido el alambre de frenado, la tensión necesaria. Cabe mencionar, que el lugar para realizar el procedimiento de frenado, no es de fácil acceso. En el lugar del accidente, se controló la operación de emergencia del sistema hidráulico, no presentando novedad. Este sistema opera del siguiente modo: Solo el motor derecho impulsa una bomba hidráulica, la cual brinda presión para la operación del tren de aterrizaje, flaps y guiado de la rueda de nariz. En el caso que dicha bomba no funcione, tiene una bomba eléctrica que alimenta los sistemas; para que esta bomba funcione, posee en el tablero de instrumentos principal en la cabina de vuelo, una llave de dos posiciones: OFF y AUX HYD ARMED. Si está en posición ARMED, en forma automática cuando la presión en el acumulador desciende a menos de 700 psi, ésta comienza a funcionar elevando y manteniendo la presión normal de 1000 psi. Si la llave está en OFF, la bomba eléctrica no opera, por lo tanto la presión decae a medida que se utilizan los sistemas. En el presente caso, el impulsor del tren de nariz que también ayuda a mantener la traba de tren abajo, se quedó sin presión, y a pesar que el tren estaba trabado, probablemente, por las vibraciones y movimientos que sufrió el mismo en el aterrizaje, éste se replegó. En comprobaciones posteriores, se constató, que tanto la articulación de sobrecentro, como la tensión del resorte, que ayuda a mantener el trabado, estaban dentro de las tolerancias especificadas en la documentación aplicable. La llave selectora de emergencia del sistema hidráulico estaba en OFF y no en ARMED, debido a que el piloto utilizaba una Lista de Control de Procedimientos (LCP) confeccionada por él mismo, donde no figuraba, para abreviar la operación, el control y selección de la misma en ARMED, tal como está especificada en la LCP original de la aeronave. Lo mismo se verificó con otros ítems. La aeronave quedó detenida sobre la franja derecha de pista 05, y a pesar que en el MADHEL figuraba franjas blandas, la superficie resistió el peso de la misma. 134
Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de una Sociedad Anónima y era utilizada para vuelos de aviación general. Información adicional Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), establecen: Parte 91, Párrafo 91.10 “Documentación reglamentaria que deben llevar las aeronaves y sus tripulaciones” (a) (8): Lista de Control de Procedimientos (LCP). La LCP de la aeronave LV‐ WES (traducción no oficial), establecía: Antes de la Puesta en Marcha Procedimiento de preparación de cabina COMPLETAR Luces de navegación ENCENDER Líneas de alimentación cruzadas CHEQUEAR Combustible SELECTAR TANQUE PRINCIPAL Batería CHEQUEAR Válvula hidráulica ABRIR Circuito de frenos CHEQUEAR Hidráulico Auxiliar (Sin presión hidráulica en posición desarmado) ARMADO Área DESPEJADA Permiso de TWR RECIBIDO Aterrizaje con un motor inoperativo * Siga la lista de control como un aterrizaje normal, excepto lo siguiente: ‐ Aproxime con altitud en exceso y velocidad de 130 MPH ‐ Extienda el tren de aterrizaje dentro de la distancia de planeo de la pista ‐ No utilice flaps hasta que tenga el aterrizaje asegurado (con el motor derecho inoperativo, ocurre una pérdida de la fuente de presión hidráulica y es recomendado un aterrizaje sin flaps) En el Suplemento al Manual de Vuelo de la Aeronave (traducción no oficial): Sistema de la Bomba Hidráulica Auxiliar, Opción Nº 23 Sección 4, Procedimientos de Operación de Emergencia 1. Para el caso que falle el motor derecho o falle la Bomba del Sistema Hidráulico primario, coloque la llave de la bomba en “AUX HYD ARMED”. La Bomba Hidráulica Auxiliar se enciende tan pronto como la presión del sistema cae por debajo de 700 ± 100 psi. 2. Observe que la luz ámbar se enciende y permanece encendida hasta que la presión del sistema llega a 1000 ± 50 psi. 3. Si la Bomba Auxiliar no enciende, verifique que la llave esté en la posición “AUX HYD ARMED”. 135
Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto comenzó el vuelo utilizando una LCP abreviada propia y durante el vuelo se produjo una pérdida de aceite en el motor derecho; ante dicha situación, procedió a la detención de dicho motor, siendo éste un procedimiento correcto. Al no estar incluido en la LCP, el ítem de control y la selección del sistema hidráulico en ARMED, no conectó el sistema en ninguna fase del vuelo, por lo que ese sistema no acumuló la suficiente presión para bajar y trabar el tren de aterrizaje. La utilización de una LCP, que no era la correspondiente a la aeronave, produjo un inadecuado control de la emergencia, por omisión de un procedimiento durante el vuelo, de conectar la llave “Auxiliary Hydraulic” en ARMED. La conexión de dicha llave hubiera permitido realizar el aterrizaje de emergencia con un motor inoperativo, sin inconvenientes, teniendo la presión suficiente para operar el sistema hidráulico para bajar y trabar el tren de aterrizaje. Aspectos técnicos La pérdida de aceite por el acople, tuvo lugar por haberse aflojado el bulón que lo fija, pese a estar frenado; posiblemente por no tener el alambre de frenado, la tensión necesaria, debido a un probable procedimiento inadecuado. La falta de presión en el sistema, las vibraciones y movimientos que sufrió la rueda de nariz durante el aterrizaje, probablemente permitió que el tren se plegara, aún estando en tolerancia la traba de sobrecentro.De las investigaciones realizadas, se desprende que la falla técnica del motor fue un factor contribuyente al proceso del accidente. Hechos definidos El piloto poseía la documentación personal y de la aeronave, necesarias para la operación que estaba realizando, excepto la LCP que no era la correspondiente. El empleo de una LCP propia, no permitió al piloto un adecuado control de la operación, al no tener contemplados todos los ítems previstos en la específica del avión. La falta de presión en el sistema hidráulico no le permitió al conjunto mantener extendido el tren de nariz. El aspecto técnico fue un factor contribuyente en el proceso del accidente. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante un aterrizaje de emergencia, en la fase de recorrido de aterrizaje, plegado del tren de nariz, con impacto de la parte delantera inferior del fuselaje contra la superficie de la pista; debido a la falta de presión en el sistema hidráulico, al no haberse actuado el sistema hidráulico auxiliar, como lo establece la LCP de la aeronave. Factores contribuyentes 1)
Empleo de una Lista de Control de Procedimientos no específica. 2)
Pérdida de aceite por un acople de salida de presión de aceite del motor derecho, probablemente por un frenado inadecuado de su bulón de fijación. 136
Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave El hecho de haberse comprobado que el accidente estuvo relacionado con factores operativos, al operar una aeronave con una LCP no específica, donde faltaban algunos ítems; se recomienda considerar la necesidad y conveniencia, de instruir adecuadamente a los pilotos que vuelen su aeronave, sobre el uso de la documentación propia de la aeronave, tal como el fabricante lo especifica. Asimismo se recomienda, que la operación de su aeronave, se ajuste a la normativa aeronáutica vigente; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Aeronavegabilidad Considerar la necesidad de examinar adecuadamente, la actuación del taller interviniente en la inspección de 100 hs y otros trabajos; habiéndose comprobado que la pérdida de presión de aceite del motor derecho de la aeronave, se debió probablemente, a un inadecuado frenado de un bulón de fijación de un acople en el sistema de presión, apreciándose esto, como un factor de orden técnico, contribuyente en el proceso del accidente; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD Público Gómez, Partido de La Plata, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 29 MAR 09 HORA: 18:30 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 182 A MATRÍCULA: LV‐GTO PILOTO: Piloto Comercial de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 29 MAR 09, siendo aproximadamente las 18:00 hs, el piloto con la aeronave matrícula LV‐GTO, inició un vuelo de entrenamiento local, desde el Aeródromo Gómez (AD GOZ), Partido de La Plata, Provincia de Buenos Aires. Se encontraba completando el circuito de tránsito de aeródromo, en el tramo final de la pista 27, cuando al detenerse el motor de la aeronave, (según manifestaciones del piloto), consideró que por su altura no lograría sortear una línea de cables junto a una hilera de árboles, de un campo lindante con el aeródromo. Intentó aterrizar de emergencia, en el espacio libre entre dos hileras de árboles, haciendo un giro a la izquierda de su trayectoria, lo que motivó el toque de la puntera y el rozamiento del ala izquierda con algunos árboles de baja altura, a continuación de que el tren de aterrizaje se apoyara en el terreno. Como resultado de esta maniobra, la aeronave fue desviando su trayectoria hacia la izquierda, colisionando contra otros árboles de baja altura, perdiendo velocidad, hasta que el ala izquierda impactó con un pino de mayor tamaño, que le hizo efectuar un giro de 180° a la izquierda, deteniéndose finalmente con un rumbo aproximado 055°. El accidente ocurrió de día, con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
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Leves 1 ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ 137
Daños en la aeronave Célula: Deformaciones y rotura del fuselaje a la altura de la cabina de vuelo parte superior en la zona de la toma del ala, también deformación del mismo entre el ala y el empenaje; montante ala derecha con pequeña deformación; montante, flaps, alerón y ala izquierda deformados en su totalidad. Motor: Posibles daños internos por impacto de la hélice contra el terreno. Hélice: Daños de importancia, con una pala doblada hacia atrás. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 23 años de edad, era titular de una Licencia de Piloto Comercial de Avión, con Habilitaciones de Vuelo por Instrumentos, Vuelo nocturno, Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg, y de una Licencia de Piloto Aeroaplicador Avión, con Habilitaciones para Aeroaplicación diurna y Monomotores terrestres hasta 5.700 kg y una Licencia de Piloto Privado Avión. Según informó La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, el piloto no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. El INMAE informó que su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 JUN 09. Su experiencia en horas de vuelo de acuerdo con lo expresado por el piloto, a la fecha del accidente era: Total de horas de vuelo: 418.6 En los últimos 90 días: 5.3 En los últimos 30 días: 2.9 El día del accidente: 0.5 En el tipo de avión accidentado: 20.0 (aprox.) Información sobre la aeronave Información general Era del tipo avión, marca Cessna, modelo 182 A, número de serie 51196, de 4 plazas, con un peso máximo de despegue de 1.203 kg y un peso vacío de 780,5 kg, de construcción metálica, ala alta con montantes, empenaje tipo convencional, tren triciclo fijo con ruedas, motor alternativo de seis cilindros y 230 HP, hélice metálica de dos palas de paso variable. Célula Tenía al momento del accidente un total general (TG) de 2.198 hs y 34 hs Desde la última inspección (DUI). Certificado de Matrícula: registrado a nombre de un propietario privado, con fecha de inscripción el 05 de febrero de 2008. Certificado de Aeronavegabilidad: emitido por la DNA el 18 de noviembre de 2001, sin fecha de vencimiento, clasificación Estándar, categoría Normal. Formulario DA 337: emitido por TAR DNA 1B‐255, el 16 de febrero de 2009, siendo su vencimiento en febrero de 2010. Motor Era marca Continental, modelo O‐470‐8‐L, número de serie 68384‐8L, de 230 HP, teniendo al momento 138
del accidente un total general de 2.191 hs, 1.195 hs DUR y 34 hs DUI. De acuerdo con la documentación técnica, su mantenimiento se hallaba bajo el régimen del plan de mantenimiento por condición (PMPC), según Circular 43‐50 B de la DNA, desde el 10 OCT 01. El combustible requerido era aeronafta 100 LL. El consumo de combustible del motor estimado era de 48 lts/h. Hélice Era marca Hartzell, modelo HC‐82XF‐1DB, número de serie T‐3141, compuesta de dos palas, construcción metálica, paso variable, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente 352 hs DUR y 34 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente, fue el siguiente: Vacío: 780,50 kg Piloto: 62,00 kg Combustible (24 lts x 0,74): 18,00 kg Total al momento del accidente: 860,50 kg Máximo de despegue (PMD): 1203,00 kg Diferencia: 342,50 kg en menos respecto al PMD El centro de gravedad de la aeronave, al momento del accidente se encontraba dentro de los límites establecidos en la planilla de peso y balanceo de fecha 07 ENE 93, enviada por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo La Plata, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de las 18:00 UTC, era: Viento: 360°/07kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Despejado; Temperatura: 30,5° C; Temperatura Punto de Rocío: 18,9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1005,4 hPa y Humedad Relativa: 50%. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un lote conocido como Country Miró, ubicado camino vecinal por medio, al Este del aeródromo Gómez, Público, No Controlado, situado a 8 km al SE de la Localidad de Gómez, en el Partido La Plata, Provincia de Buenos Aires. Las coordenadas del lugar de detención final de la aeronave eran: 35° 05’ 47.0” S – 058° 04’ 45.1” W, con una elevación de aproximadamente 20 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto En la maniobra de aterrizaje de emergencia, al producirse el primer toque de la aeronave contra el terreno, rozó un árbol de baja altura (menos de 2,50 m) y escaso ramaje, rompiendo algunas ramas pequeñas y comenzó a perder inercia, rompió la parte superior de otro árbol de aproximadamente 2,50 m de altura, perdiendo la puntera del ala izquierda. Aproximadamente, a 74 m del primer toque, el ala izquierda colisionó un árbol de mayor tamaño, lo que provocó un cerrado giro de 180° a la izquierda, y la detención final de la aeronave. El impacto final produjo deformaciones y roturas en el fuselaje en la zona de la cabina de vuelo, en la parte superior de la toma del ala, también deformación entre el ala y el empenaje, y pequeña deformación en el montante del ala derecha, resultando el montante, flaps, alerón y ala izquierda 139
deformada en su totalidad. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica Como consecuencia del impacto, el piloto sufrió una pequeña herida cortante en cuero cabelludo y pabellón auricular, por lo que concurrió por sus propios medios a un Hospital cercano donde fue asistido. Supervivencia Los cinturones de seguridad del asiento del piloto no se cortaron y los anclajes al piso de la cabina resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, se controló la cadena cinemática de los comandos de vuelo, comandos de motor, cableado y estado del sistema de encendido, no observándose ninguna novedad; se sacaron las bujías para controlar el estado de las mismas. Se controló la línea de combustible del tanque del ala hasta la entrada del carburador por obstrucciones, se sacó el carburador para controlar el mecanismo y funcionamiento de la bomba de aceleración sin novedad, como también se pudo observar que la cuba del mismo se encontraba con combustible. En cuanto a la cantidad de combustible, se halló vacío el tanque izquierdo y 24 litros en el tanque derecho; la forma de determinar la cantidad fue a través del vaciado de dicho tanque en bidones. Posteriormente se trasladó la aeronave a las instalaciones del aeródromo donde se continuó con la inspección del motor, realizándose una puesta en marcha, observándose que el mismo funcionaba en forma irregular, con una ligera trepidación. Se realizó una toma diferencial de compresión de los cilindros, con el siguiente resultado: Cilindro Nº 1 10 / 80 Cilindro Nº 4 70 / 80 Cilindro Nº 2 70 / 80 Cilindro Nº 5 70 / 80 Cilindro Nº 3 70 / 80 Cilindro Nº 6 75 / 80 Nota: Estos valores fueron obtenidos con el motor en caliente. Se verificó pérdida de compresión del cilindro Nº 1 por la válvula de escape. Se extrajo muestra de combustible y se la remitió al LEM‐Palomar para su análisis, que en posterior informe determinó que la nafta examinada era nafta súper, libre de sólidos, sin contenido de agua. El estado de la hélice, una pala sin daños y la otra doblada hacia atrás, dieron indicios de una posible detención del motor al momento del impacto, o bien de una muy baja velocidad de rotación. El impacto de la pala doblada podría haberse producido con el mismo árbol que deformó el ala izquierda. Se controló la documentación de la aeronave, observándose que en el historial del motor, no estaban asentadas las cargas de aceite realizadas desde la fecha 30 DIC 06, folio Nº 72, hasta 29 MAR 09 folio Nº 90, volando un total de 206 horas; no dando cumplimiento a lo indicado por la DNA, al encontrarse el motor de la aeronave bajo plan de mantenimiento, según circular 43‐50 B (PMPC), que establecía que toda carga de aceite debía estar asentada en la libreta historial de motor, para poder seguir manteniendo el estado de aeronavegabilidad. Se concurrió a la DNA para consultar el legajo de la aeronave, notándose que en algunos Formularios DA 337 para su rehabilitación anual, las del 22 DIC 2006 y la anual del 05 ENE 2008, no se habían realizado o al menos no existían en las planillas que así lo debían avalar, el asentamiento de las tomas de compresión realizadas al motor, conforme a la circular 43‐50 B. De acuerdo al informe del LEM, al momento del suceso la aeronave se encontraba operando con combustible tipo “nafta automotor súper”; no contando con el Certificado Tipo Suplementario necesario para operar de ese modo. 140
Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se utilizaba para vuelos de aviación general. Información adicional De acuerdo con el registro de horas en su libro de vuelo, el piloto totalizaba unas 418 hs; se observó que su actividad en el último trimestre fue escasa o mínima y en los últimos 12 meses, no había registrado actividad durante 3 meses. El piloto declaró haber sufrido la detención del motor en final y según estimó, a una altura aproximada de 200 ft (aprox. 60 m), por lo que consideró que no lograría sortear una hilera de árboles junto a una línea de electricidad para llegar a la pista, decidiendo aterrizar de emergencia en el espacio entre dos hileras de árboles, desviándose a la izquierda unos 45° de su trayectoria hacia la pista. Relacionado con el circuito de tránsito de aeródromo, el Manual de Aeródromos y Helipuertos (MADHEL), especificaba que para el AD GOZ, el circuito de tránsito de aeródromo se realizará a una altura máxima de 500 pies. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con los registros de su Libro de Vuelo, al momento del accidente, el piloto registraba escasa actividad en los últimos 90 días y no había registrado actividad en 3 meses durante el último año. Según sus manifestaciones, su experiencia de vuelo en el tipo de aeronave del accidente era de 20 hs. Asimismo expresó, que cuando se le detuvo el motor en final estaba con una altura aproximada de 200 pies, por lo que consideró que no tenía la suficiente altura para llegar a la pista del Aeródromo, decidiendo realizar un aterrizaje de emergencia en el campo lindero, entre un espacio entre dos hileras de árboles. La aeronave habría tenido la falla de motor declarada por el piloto, a una distancia aproximada de 350 m, del umbral de la pista 27. De acuerdo con lo expresado en los párrafos anteriores, la aeronave se habría encontrado probablemente, por debajo de la altura establecida para el circuito y la pendiente de aterrizaje normal. Si el piloto hubiese realizado el circuito de tránsito de aeródromo con la altura máxima permitida de 500 pies y posteriormente se hubiese incorporado a la pendiente de la aproximación final, probablemente podría haber pasado los árboles y aterrizado en la pista, después de haber tenido una falla de motor. Aspectos técnicos De lo investigado, se comprobó con posterioridad al accidente, un funcionamiento irregular del motor, con fallas atribuibles a una baja compresión del cilindro Nº 1 y la utilización de combustible no apto para uso aeronáutico, que pudieron haber sido factores contribuyentes a una pérdida de la potencia de la planta de poder. El estado de la hélice dio indicios de una posible detención del motor al momento del impacto, o bien de una muy baja velocidad de rotación. Sin embargo, ninguna de estas opciones pudo ser técnicamente demostrada en forma fehaciente. Debido a que las instrucciones de aeronavegabilidad continuada, indicadas para mantener la condición de mantenimiento por condición (PMPC), del motor, no fueron regularmente cumplidas, según lo establecía la Circular de Asesoramiento 43‐50 B de la DNA, la aeronave no se habría encontrado en condiciones aeronavegables. Hechos definidos 141
El piloto poseía la Licencia y Habilitación correspondiente, tenía en vigencia el Certificado de Aptitud Psicofisiológica y estaba autorizado para realizar el vuelo. Su actividad de vuelo en los últimos 90 días habría sido mínima, apreciándose un adiestramiento escaso. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad vigente por tiempo. Sin embargo, la misma había perdido su condición de tal, por cumplir en forma irregular las instrucciones de aeronavegabilidad continuada, para su motor y utilizar un combustible no aeronáutico. El motor pudo haber estado detenido o entregando muy baja potencia, al momento del impacto contra el terreno. El peso y centrado de la aeronave estaba dentro de los límites que establecía la planilla de peso y balanceo. El circuito de tránsito de aeródromo fue realizado, probablemente, a menor altura que lo establecido. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. Causa Durante un vuelo de aviación general, en la fase de aproximación final, aterrizaje de emergencia en un campo lindero al aeródromo, con posterior colisión de la aeronave contra árboles; debido a probable pérdida de potencia o detención del motor. Factores contribuyentes 1)
Falta de compresión de uno de los cilindros del motor y utilización de combustible no aeronáutico. 2)
Inadecuado cumplimiento del plan de mantenimiento por condición del motor. 3)
Probable baja altura de realización del circuito de tránsito de aeródromo y en la pendiente de aproximación final. 4) Probable escaso adiestramiento. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la Aeronave Considerar la necesidad de que los pilotos que operen su aeronave, realicen instrucción teórica y adiestramiento adecuado, especialmente sobre el circuito de tránsito de aeródromo, de acuerdo con lo establecido en las reglamentaciones aeronáuticas vigentes. Asimismo, cumplir en forma regular las instrucciones de aeronavegabilidad continuada, que permiten mantener aeronavegable por condición a la planta de poder, como así también, abastecer la aeronave con el combustible para la cual ha sido certificada; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales propios y de terceros que pudieran se afectados. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar la necesidad de evaluar la actuación de los talleres intervinientes, en el sucesivo mantenimiento del motor, en cuanto a las deficiencias del cumplimiento de la CA 43‐50 B. 142
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Gral. Rodríguez, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 06 MAY 09 HORA: 11:30 UTC AERONAVE: Avión Experimental MARCA: Rans MODELO: S‐6ES “Coyote II” MATRÍCULA: LV‐X192 PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 08 MAY 09, el piloto y un acompañante, con la aeronave experimental matrícula LV‐X192, se disponían a realizar un vuelo local en el Aeródromo (AD) General Rodríguez (GEZ). Aplicaron potencia, la aeronave realizó la carrera de despegue y luego del mismo, tuvo una pérdida de potencia en el motor, precipitándose a tierra en un campo al costado del AD. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 1 ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Excepto el empenaje (con las superficies móviles intactas, estabilizadores vertical y horizontal), la aeronave quedó totalmente destruida por el impacto contra el terreno. Desprendimiento de parabrisas de plexiglás por deformación estructural del marco de sujeción, deformaciones en cabina de mandos, tablero de instrumentos, desprendimiento de asientos y ambos planos desde la raíz de ala. Tren de nariz y principales quedaron debajo de la aeronave. Motor: Colapso del rodamiento interno de bolillas (“ball bearing”, P/Nº 932 091), de la caja reductora del Rotax 852 DCDI, S/Nº 4433344. También se observaron grietas y fisuras en la carcaza del motor, producto del impacto contra el terreno. Hélice: rotura de una de las palas de madera, por impacto contra el terreno. Daños en general: destruida. Información sobre el personal El piloto de 21 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión; con Habilitaciones para: Vuelo VFR Controlado; Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, Dirección de Licencias al Personal, el piloto no tenía copia del último foliado archivado en el legajo aeronáutico y no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, estaba vigente hasta el 30 ABR 10. Su experiencia en horas de vuelo, a la fecha del accidente, según sus manifestaciones, era la siguiente: Total de horas de vuelo: 35.6 En los últimos 90 días: 1.0 En los últimos 30 días: 1.0 El día del accidente: ‐ ‐ 143
En el tipo de avión accidentado: 1.0 Información sobre la aeronave Información general Era un avión‐experimental, marca RANS/Lago‐Blanco, modelo S‐6ES “Coyote II”, número de serie 0495797, de 2 plazas, con un peso máximo de despegue de 545 kg y un peso vacío de 305 kg; la estructura reticulada del fuselaje está compuesta por una “jaula” de tubos de acero soldados unida a un cono de cola de tubos de aleación de aluminio anodizado, al igual que las alas y el empenaje, todo está recubierto con tela, ala alta, tren triciclo fijo con ruedas, un motor alternativo de 65 HP, y una hélice de madera de dos palas, de paso fijo. Disponía del Certificado de Aeronavegabilidad, acompañado de hoja de limitaciones de operación de fecha 23 ABR 09, Libretas Historiales de motor, de planeador y último Formulario 337. No disponía de Certificado de Propiedad, ni Libreta Historial de hélice. Célula Tenía al momento del accidente 298,4 hs de Total General (TG) y 4,5 hs Desde la Última Inspección (DUI). Certificado de aeronavegabilidad: emitido por la DA el 23 ENE 1997, Especial, clasificación Experimental. El Inspector que lo extendió agregó la leyenda: “El presente Certificado de Aeronavegabilidad tiene vencimiento de carácter “indefinido” mientras el propietario titular de la aeronave cumpla con efectuar al menos una inspección completa de la misma cada 12 meses calendario y enviar a esta Dirección Nacional el Form. 337”. Formulario DA 337: emitido el 23 ABR 2009 por el propietario, firmada por Inspector DNA / DCA, siendo su vencimiento ABR 2010. Motor Fabricado por Rotax, Modelo 582 DCDI, con Número de Serie 4433344, de 65 HP de potencia. Al momento del accidente tenía 298,4 hs de TG y 4,5 hs DUI. Combustible requerido y utilizado: nafta de automotor. No se pudo determinar la cantidad de combustible que disponía la aeronave, al momento del accidente, por el estado de destrucción del tanque, por impacto contra el terreno. En el Manual de Vuelo de la aeronave figuraba, que la capacidad total de combustible era de 62 lts y el consumo de 18 lts/h. Hélice Era Marca Tennessee, Modelo TPI 66/44, compuesta de dos palas, construcción de madera, y paso fijo. Tenía al momento del accidente 298,4 hs de TG, inspección visual para rehabilitación por inactividad prolongada en fecha 23 ABR 09. Peso y balanceo de la aeronave. Vacío: 305 kg Piloto: 95 kg Acompañante: 75 kg Combustible (40 lts X 0.74): 30 kg Total al momento del accidente: 505 kg Máximo de despegue (PMD): 545 kg Diferencia: 40 kg en menos respecto al PMD. 144
El centro de gravedad se habría encontrado dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en el Manual de Vuelo. Información meteorológica El informe meteorológico, con datos inferidos, obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza, interpolados a la hora y lugar del accidente; visto también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 UTC; era: Viento: 270°/06kt; Visibilidad: 9 km; Fenómenos Significativos: Neblina; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 7.6° C; Temperatura Punto de Rocío: 4.7° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1016.1 hPa y Humedad Relativa: 82 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo lindante al AD GEZ, próximo al lateral del umbral de la pista 16 del mismo; ubicado a 10 km al SE de la localidad de General Rodríguez, Provincia de Buenos Aires. El AD contaba con una pista de orientación 16/34 de 1150 x 23 m de largo y ancho respectivamente, de tierra. El campo lateral a la misma, donde se accidentó la aeronave, era de superficie dura, con rastrojos de maíz, y libre de obstáculos. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 34° 40’ 49’’ S y 059° 02’ 09” W, con una elevación de 28 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Luego del despegue, la aeronave habría sufrido una pérdida de potencia del motor, con posterior pérdida del control de la misma, caída e impacto contra el terreno. De acuerdo con la disposición de los restos, la caída fue casi vertical, prácticamente sin desplazamiento horizontal, probablemente en pérdida de sustentación, ya que la hélice y el motor quedaron debajo de los restos, produciéndose la rotura de una pala de hélice y fisuras en la carcaza del mismo. Excepto el empenaje, el resto de la aeronave sufrió deformaciones, roturas y desprendimientos en estructuras y recubrimientos a causa del impacto contra el terreno. No se observaron otros daños ni hubo dispersión de restos. Supervivencia Debido a la magnitud del impacto, se produjo el desprendimiento de los asientos de sus fijaciones, razón por la cual, los elementos de protección (cinturones y arneses de seguridad), de los ocupantes, no actuaron conforme a su diseño. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, se verificaron superficies móviles y mandos de cabina por continuidad y libertad de movimientos, sin poder comprobar fehacientemente el buen funcionamiento de estos elementos, por el estado de destrucción de la aeronave experimental; del mismo modo se inspeccionaron circuitos de encendido y se verificaron los comandos de motor, sin poder corroborar el buen funcionamiento por la misma causa. Del análisis de la caja reductora perteneciente al motor Rotax 582 DCDI, S/Nº 4433344, se pudieron destacar las siguientes novedades: En el cuerpo de la caja reductora se encontraron fracturas y desprendimiento de partes, en el sector trasero (hacia el motor), colapso completo del componente que sirve de alojamiento al rodamiento que soporta el eje que transmite la energía mecánica desde el motor. Se halló el rodamiento, identificado como “ball bearing”, P/Nº 932 091, de soporte del eje, en el sector 145
interno del conjunto, destruido. La descripción de los daños del rodamiento fue la siguiente: 1)
Aro estructural externo: Conservaba su geometría. Se observaron melladuras sobre ambos bordes internos. El camino de rodadura conservaba su geometría y no presentaba signos de desgaste significativos. 2)
Aro estructural interno: Fractura transversal, que abarcó aproximadamente un 80 % de la sección circunferencial del componente, con cambios de dirección en la propagación de distintos frentes de fisura. El camino de rodadura presentaba severos daños de desgaste adhesivo (gripado). Se observaron algunos indicios de procesos de oxidación / corrosión sobre sectores del área de fractura, signos de alta temperatura y lubricación insuficiente. Se pudo analizar en el laboratorio de la JIAAC, la mayoría del material perteneciente a ese elemento, observándose lo siguiente: 1)
Jaula del bolillero: Destruida, deformada plásticamente y con fracturas varias. 2)
Bolillas: De las que pudieron recuperarse (4 en total), conservaban su geometría, sin presentar signos superficiales de fallas. 3)
Retenedores / separadores: Se recuperaron dos. Uno de ellos fracturado con material faltante, el segundo con severos signos de desgaste. Registros de mantenimiento: Analizada la documentación emitida por el fabricante, se pudo observar que en la guía de inspecciones / mantenimiento preventivo, figuraba como ítem N° 26, el recambio de lubricante de la caja reductora durante las inspecciones de 10 hs, 100 hs y 200 hs de vuelo. El motor Rotax 582 DCDI y sus partes no poseían certificación aeronáutica y su uso se encontraba restringido a aeronaves experimentales, ULM y de construcción por aficionados. En los Historiales (en el sector previsto para la intervención de la Autoridad Aeronáutica), se halló que el 23 ABR 09, se efectuó (a la aeronave y motor), una inspección visual para rehabilitación por inactividad prolongada y un vuelo de verificación de 24 minutos sin novedad. En el Historial de la aeronave, la anterior intervención registrada a la mencionada en el párrafo anterior, databa del 23 ENE 97, cuando se había realizado una inspección visual con resultado satisfactorio, con motivo de la liberación de la restricción de 40 hs, extendiéndose el Certificado de Aeronavegabilidad Especial‐Experimental, con carácter indefinido. En el Historial del motor, la anterior intervención registrada databa del 28 MAY 96, cuando se había realizado una inspección visual y vuelo de comprobación con resultado satisfactorio. En esta última Libreta, cuyos asientos coinciden con la Libreta de la aeronave, no se registró ninguna otra tarea de inspección o mantenimiento preventivo, salvo el de la prueba funcional, previa a la rehabilitación de la aeronave. La actividad de vuelo de la aeronave, según consta en el Historial, se interrumpió el 28 JUN 97, cuando totalizaba 293,5 hs de TG y se reanudó el 23 ABR 09. Por lo expuesto, la aeronave estuvo sin actividad asentada por un período de 12 años. Asimismo cabe señalar que no se encontró asentado ningún procedimiento, tarea o trabajo de preservado por inactividad prolongada. El piloto durante la entrevista, manifestó que solo recordaba cuando estaba a 90° de la cabecera de la pista y nada más de los hechos posteriores. El Manual de Vuelo de la aeronave en la Sección III, Procedimientos de Emergencia, expresa: 2 Aterrizaje de Emergencia (sin potencia) Si el motor se detiene, busque y seleccione un sitio para el aterrizaje de emergencia (si es posible contra el viento) y realice un planeo a la mayor relación de planeo de 75 mph. El avión se deslizará cerca de nueve metros hacia delante por cada metro de altitud que pierda, pero Ud. deberá contar 7:1 a efectos de prever vientos de superficie, error de cálculo, etc. 146
Durante la Emergencia y si tiene altura puede intentar: 1.‐ Verificar la cantidad de combustible, la posición de la llave de contacto, como así el acelerador y el cebador. Si todo indica que no existen problemas, intente hacerlo arrancar nuevamente si ello no complica la emergencia de su vuelo. El hecho de aterrizar sin motor no es tan serio como podría suponerse y ciertamente tener un accidente por falta de atención mientras se intenta arrancar el motor en vuelo, realmente no tiene excusa. 2.‐ Si los intentos de hacerlo arrancar son en vano, cierre las llaves de contacto y combustible. Ponga toda su atención en tratar de realizar una aproximación y aterrizaje exitoso. 3.‐ Mantenga el planeo a 75 mph. Aterrice con full flaps y nariz arriba con la técnica de campo corto. El piloto tenía escasa experiencia total de vuelo, 35.6 hs y solamente una hora de adaptación en la aeronave accidentada, con práctica de operaciones normales de vuelo con cinco aterrizajes. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se utilizaba para vuelos de aviación general. Información adicional Del informe del Servicio Meteorológico Nacional se extrajeron los datos de temperatura: 7,6° C y humedad relativa: 82 %; con los cuales se pudo determinar en base al Ábaco de probabilidades de formación de hielo en el carburador que la aeronave se encontraba en el Sector 1, “Serio congelamiento con cualquier potencia”. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. Aspectos operativos De acuerdo con lo manifestado por el piloto de la aeronave, que recordó solamente hasta el momento cuando estaba a 90° del umbral de la pista, que iba a utilizar para el despegue y no recordó nada sobre lo sucedido con posterioridad; se apreció que éste aplicó máxima potencia e inició la carrera de despegue. Posteriormente y ya en vuelo, con aproximadamente 50 m, habría tenido una emergencia de falla de motor luego del despegue, con probable pérdida del control de la aeronave, entrada en pérdida de sustentación, caída e impacto contra el terreno. En base a la condición en que quedó la aeronave, existiría la posibilidad que el piloto no hubiese realizado adecuadamente los procedimientos de emergencia, establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave; especialmente mediante un uso adecuado de los comandos de vuelo, para evitar la pérdida del control de la aeronave, y la posterior entrada en pérdida de sustentación a baja altura. Aspectos técnicos De lo investigado, se apreció que la falla del motor de esta aeronave experimental, se produjo por la falla en servicio de la caja reductora del motor Rotax 582 DCDI P/Nº 4433344, debido al colapso del rodamiento interno (“ball bearing”, P/Nº 932 091), específicamente de su aro estructural interior, afectado por una mecánica de fatiga, con progreso de múltiples frentes de fisura, desde la superficie del camino de rodadura, que se halló con severos signos de desgaste adhesivo como consecuencia de una lubricación deficiente. En la Guía de inspecciones / mantenimiento preventivo, figuraba como ítem Nº 26, el recambio de lubricantes de la caja reductora, durante las inspecciones de 10 hs, 100 hs y 200 hs de vuelo. No se hallaron registros en los Historiales, en cuanto al cumplimiento de estos recambios. 147
Asimismo en los Historiales, se halló una inactividad prolongada entre los años 1997 y 2009; el 23 ABR 09, se le efectuó a la aeronave una inspección visual y un vuelo de comprobación para rehabilitación. La aeronave estuvo sin actividad por un período de 12 años. Asimismo cabe señalar, que no se encontró asentado ningún procedimiento, tarea o trabajo de preservado por inactividad prolongada. En la Libreta Historial del motor, cuyos asientos coinciden con la Libreta de la aeronave, no se registró ninguna otra tarea de inspección o mantenimiento preventivo, salvo el de la prueba funcional, previa a la rehabilitación de la aeronave. En el mencionado período de inactividad pudo haberse desarrollado corrosión en las pistas del rodamiento, por ausencia de lubricación, que pudieron facilitar la iniciación del proceso de fisuración progresiva (fatiga), origen del colapso final del elemento. Hechos definidos El piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo y tenía en vigencia el Certificado de Aptitud Psicofisiológica para la Licencia correspondiente; no obstante su experiencia de vuelo general y en el tipo de aeronave era escasa. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia por tiempo. El peso y balanceo de la aeronave se habría encontrado dentro de los límites establecidos por el Manual de Vuelo. No fueron llevadas a cabo acciones de preservación y mantenimiento de la planta de poder durante un largo período de inactividad. Probable falla de motor, con pérdida de potencia después del despegue; debido a causas de origen técnico. El piloto no utilizó adecuadamente los comandos de vuelo para resolver la emergencia. Si bien el ábaco de probabilidad de formación de hielo en el carburador, establecía la posibilidad de serias condiciones de congelamiento; de acuerdo con la investigación técnica, se apreció que la meteorología no tuvo influencia en el accidente. Causa Durante un vuelo de aviación general de adiestramiento, en la fase posterior al despegue, probable pérdida de potencia del motor, con pérdida del control de la aeronave, entrada en pérdida de sustentación, con posterior caída e impacto contra el terreno; debido a la falla de un rodamiento interno del conjunto de caja reductora, que colapsó luego de un proceso de fatiga de material, que tuvo su posible origen por un estado de lubricación deficiente, por preservado y mantenimiento inadecuado. Factores contribuyentes 1)
Inadecuado uso de los comandos de vuelo para resolver la emergencia. 2)
Escasa experiencia de vuelo en general y en el tipo de aeronave. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad del cumplimiento de los requerimientos de mantenimiento que establecen los fabricantes, tanto de la aeronave, como del motor, máxime tratándose de productos no certificados, que no cumplen con los estándares de seguridad normados para la industria aeronáutica. Asimismo, que los pilotos que vuelen su aeronave, posean el adiestramiento adecuado para operar la misma, de acuerdo con lo especificado en el Manual de Vuelo de la aeronave; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. 148
INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: AD La Matanza, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 10 MAY 09 HORA: 15:50 UTC (Aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 172 MATRÍCULA: LV‐GEU PILOTO: Licencia de Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Institución Aerodeportiva Reseña del vuelo El 10 MAY 09 a las 13:30 hs, el Piloto despegó con la aeronave matrícula LV‐GEU, del Aeródromo La Matanza (MAT), con dos acompañantes, para realizar un vuelo local de aviación general. En el tramo de regreso al AD MAT, percibió vibraciones excesivas del motor, por lo que se vio obligado a realizar un aterrizaje de emergencia en un campo próximo al AD. El aterrizaje se realizó sin daños en la aeronave ni lesiones a personas. El incidente se produjo de día y con buena visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 2 ‐‐ Daños en la aeronave Motor: en el cilindro Nº 3, rotura de la válvula de escape, pistón y sector interno de la cámara de combustión. Información sobre el personal El Piloto de cuarenta y ocho años, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión (PPA), expedida por la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), con habilitaciones para: Vuelo VFR Controlado y Vuelo Nocturno Local en Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. El informe de la DHA expresaba que no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, sin limitaciones ni observaciones, estaba en vigencia hasta el 30 MAY 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era la siguiente: Total de horas: 168.3 En los últimos 90 días: 3.2 En los últimos 30 días: 0.7 En el día del accidente: 0.3
En el tipo de avión accidentado: 168.3 Información sobre la aeronave Información general Avión marca Cessna, modelo 172, cuatriplaza de construcción totalmente metálica, de ala alta y número de serie 36472; el tren de aterrizaje es de tipo triciclo fijo con ruedas. Certificado de Matriculación emitido por DNA, con fecha 12 SET 1983, con matrícula LV‐GEU. 149
Certificado de Inscripción de Propiedad de Aeronave, emitido por DNA con fecha 20 MAY 1988, a nombre de una Institución Aerodeportiva. Poseía Certificado de Aeronavegabilidad, Clasificación Standard, Categoría Normal, otorgado por la DNA el 12 OCT 2001. Célula El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Poseía un Total General (TG) de 5.865 hs; Desde la Última Inspección (DUI) 56 hs. La última inspección, de 100 hs, se efectuó a las 5.809 hs de TG, en el Taller Aeronáutico de Reparación (TAR) 1B‐101, el 17 MAR 09. La última Inspección para rehabilitación anual se efectuó a las 5.695 hs de TG el 05 SET 08 en el mismo TAR. Motor Era marca Lycoming, modelo O‐320‐A1A, serie Nº L‐1111‐27 de 150 HP. Tenía un plan de mantenimiento periódico. Poseía un TG de 6.153 hs; DUR 956 hs y DUI 56 hs. La última Inspección Mayor se realizó a las 4.640 hs, el 27 MAY 03, en el TAR 1B‐16. La última inspección, del tipo 100 hs, a las 6.096 hs, la realizó el TAR 1B‐101 y quedó habilitado hasta las 6.640 hs de TG. El combustible utilizado era nafta del tipo automotor. Hélice Era marca Sensenich, de construcción metálica, bipala y paso fijo, cubo modelo M 74 D, serie Nº 22162. Poseía DUR 816 hs, DUI 56 hs y la última recorrida fue realizada el 16 JUN 2005, por el TAR 1B‐21. Estaba habilitada hasta 2.000 hs DUR. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del incidente, era el siguiente: Vacío: 612,00 kg Piloto: 80,00 kg Acompañantes: 95,00 kg Combustible (130 lts x 0.74): 96,20 kg Total al momento del incidente: 883,20 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 999,00 kg Diferencia: 115,80 kg, en menos respecto al PMA. El Centro de Gravedad (CG) de la aeronave, al momento del incidente, se hallaba dentro de los límites especificados en la Planilla de Masa y Balanceo, de fecha 11 AGO 92, enviada por la DNA. Información meteorológica El Informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza, interpolados a la hora y lugar del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 15:00 UTC, era: Viento: 320°/10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 7/8 CS 6000 m; Temperatura: 24.8° C; Temperatura Punto de Rocío: 15.6° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1011,1 hPa y Humedad Relativa: 57 %. Comunicaciones El Piloto informó en vuelo la novedad al Aeroclub utilizando la frecuencia interna de 123.5 MHz. 150
Información sobre el lugar del incidente El incidente ocurrió en un campo ubicado a 5 km y en el radial 140° del AD MAT, en la Provincia de Buenos Aires; el terreno era plano con malezas y desniveles. Las coordenadas del lugar eran 34° 45’ 46’’ S y 058° 27’ 55’’ W y la elevación de 7 m sobre el nivel medio del mar. Supervivencia Los cinturones de seguridad de la aeronave actuaron normalmente, no se cortaron y los asientos permanecieron fijos en sus anclajes, protegiendo a los ocupantes de la misma de sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones En el lugar del aterrizaje se realizó la puesta en marcha del motor para verificar su funcionamiento, comprobándose las vibraciones y que el cilindro Nº 3 estaba frío. Abierto el motor, se comprobó la rotura del vástago de la válvula de escape del cilindro Nº 3. El cierre inadecuado de la válvula impedía la normal compresión de la mezcla en el cilindro y el adecuado desalojo de los gases de escape, provocando que dicho cilindro no funcione, ésta novedad fue la que provocó la falla declarada por el Piloto. A los fines de determinar el origen de la rotura de la válvula de escape, se envió la misma para su análisis, al Instituto de Investigaciones Científicas y Técnicas para la Defensa (CITEDEF). El ensayo de material realizado concluyó que: 1) La válvula de escape falló por fatiga del material. 2) El juego excesivo medido entre la guía de válvula y el vástago, por fuera de tolerancia, es causal de este tipo de falla o al menos acelerador del proceso. 3) La presencia de oxidación y de residuos se atribuye al pasaje de aceite hacia el cilindro. La posibilidad de problemas con el combustible o la mezcla no puede ser descartada en vista de lo observado en la válvula de admisión. La aeronave utilizaba combustible de automóvil y estaba autorizada para ello, pues tenía aplicado el Certificado Tipo Suplementario SA01944CH, de acuerdo al Informe Técnico de Alteración, código LV‐
GEU‐1B‐101/04‐SEP‐06 (Expte. DNA 202625 04‐SEP‐06). Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de una Institución Aerodeportiva y se la utilizaba para Aviación General, vuelos privados y de instrucción. Información adicional El Piloto durante la entrevista señaló que, por vibraciones excesivas en el motor, redujo la potencia y las vibraciones continuaban; como comenzaba a perder altura, decidió realizar un aterrizaje de emergencia en un campo, que consideró apto para realizar la operación aérea. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos La decisión operacional del Piloto, de realizar un aterrizaje de emergencia, en un campo que resultó 151
apto; ante el desconocimiento de las causas del mal funcionamiento del motor, viendo que no llegaba al AD; se consideró adecuada y el mismo se realizó sin inconvenientes. La aeronave no tuvo daños; el Piloto y los acompañantes resultaron ilesos. Aspectos técnicos La falla de la válvula de escape del cilindro Nº 3 no permitía el buen desalojo de los gases de combustión ni una correcta compresión, lo cual dificultaba la correcta combustión de los gases en el cilindro; en base a lo descrito, el cilindro no entregaba potencia útil, produciendo la falla declarada por el Piloto. El análisis mostró que la fractura de la válvula de escape, ocurrió por el fenómeno de fatiga. Dado el daño sufrido por la cabeza y por la zona de origen de fatiga de la superficie de fractura del vástago, no se pudo determinar si hubo algún defecto metalúrgico (inclusión, impureza, microporo, microfisura, etc.). Los diámetros internos de las guías de válvulas y los externos de las válvulas fueron medidos, destacando el juego excesivo en la válvula de escape, aún cuando el diámetro interno de la guía estaba en tolerancia para las 900 horas de uso. Por otra parte, en la válvula de escape se detectó corrosión en la superficie de la cabeza entre el asiento y el cuello y en el inicio del vástago producida por alta temperatura sumada a erosión por la acción mecánica del flujo de gases calientes. Las causas más habituales de este fenómeno son: a) válvula inadecuada, b) excesiva sobrecarga (recalentamiento), c) combustible incorrecto, d) mezcla incorrecta. La condición a) no corresponde y en cuanto a la d) no hubo manera de corroborarla fehacientemente; en cuanto a la b), es posible que un excesivo juego entre guía y vástago produzca un sobrecalentamiento. Relativo a la c), si bien la aeronave estaba autorizada al uso de nafta del tipo automotor, no era lo indicado por el fabricante del motor y en la actualidad se halla prohibida su utilización por parte de la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Hechos definidos El Piloto y la aeronave tenían su documentación según lo exigen las normas para la actividad que se estaba desarrollando. La decisión operacional de realizar un aterrizaje de emergencia en un campo, fue adecuada; no hubo daños en la aeronave, lesiones a las personas ni daños a terceros. Las vibraciones y pérdida de potencia, se debió a la fractura de la válvula de escape del cilindro Nº 3, por fatiga de material. Causa En un vuelo de aviación general, local, durante la fase de crucero, aterrizaje de emergencia en un campo, por falla de motor; debido a la fractura de la válvula de escape del cilindro Nº 3, por fatiga de material. Factor contribuyente Posibilidad de falla, por uso de combustible no especificado por el fabricante del motor. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Dado que el factor contribuyente a la causa del incidente, pudo posiblemente, haber sido la utilización de combustible que no era el especificado por el fabricante del motor, y teniendo en cuenta antecedentes obrantes en esta Junta; como así también la expresa prohibición que hace la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC, del uso de naftas del tipo automotor, mediante la Circular de Asesoramiento 20‐139 del 24 NOV 2010; se recomienda el cumplimiento de dichas instrucciones. 152
INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: Aeroparque Jorge Newbery, Ciudad Autónoma de Buenos Aires FECHA: 21 MAY 09 HORA: 01:23 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Mc Donnell Douglas MODELO: MD‐83 MATRÍCULA: LV‐BDO COMANDANTE: Licencia Piloto Transporte Línea Aérea COPILOTO: Licencia Piloto Comercial de 1ª Clase de Avión OPERADOR: Empresa de Transporte Aerocomercial. Reseña del vuelo El 21 de mayo de 2009, a las 01:23 UTC, una aeronave McDonnell Douglas MD‐83, matrícula LV‐BDO, experimentó humo en la cabina de pasajeros mientras rodaba a la plataforma, después del aterrizaje en el Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires (AER / SABE), cumpliendo un vuelo interno, de transporte comercial regular, procedente del AD Tucumán / Teniente Benjamín Matienzo (TUC / SANT). Durante la fase de rodaje hacia la posición asignada, para el estacionamiento en la plataforma del AD AER, la tripulación de cabina de vuelo, observó la pérdida de un sistema hidráulico de la aeronave, y posteriormente fue informada por la tripulación de cabina de pasajeros, de la presencia de humo en la misma. El suceso ocurrió cuando ingresaban a la plataforma por el acceso “C”, por lo que el Comandante instruyó al Copiloto, para que solicitara a la TWR AER, la presencia del Servicio de Salvamento y Extinción de Incendios en la plataforma, informara que detenían el avión en la citada área y que la tripulación se preparase para una evacuación de emergencia. Menos de un minuto después, el Copiloto informó a la TWR AER, que evacuaban el avión en la plataforma y el Comandante ordenó la evacuación de la aeronave. Según declaró el Comandante, la evacuación fue exitosa y se efectuó por todas las salidas y toboganes disponibles, sin lesiones a pasajeros ni tripulantes. El incidente ocurrió de noche y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
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Ninguna 6 98 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Se halló la válvula designada como: “Thrust reverser by‐pass valve”, P/N1º 0711346‐003 fuera de servicio por la fractura de un tapón roscado. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Comandante Según informó la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, el Comandante de la aeronave, de 48 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea (TLA), con las siguientes Habilitaciones: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Aviones Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; B732; BA11; CN35; DC9; MD81; MD83; MD88; no había copia de foliado en el legajo archivado; otras licencias: PPA‐PCA‐ETVI‐PC1ª‐AER. No registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. El INMAE informó que su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 de agosto de 2009. 153
Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del incidente era: Total de horas de vuelo: 12.740,0 En los últimos 90 días: 133,0 En los últimos 30 días: 52,0 El día del incidente: 3,7 En el tipo de avión del incidente: 2.300,0 aprox. Copiloto Según informó la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, el Copiloto, de 39 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Comercial de Primera Clase Avión (PC1ª), con las siguientes Habilitaciones: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Aviones Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; Copiloto MD81; Copiloto MD83; Copiloto MD88; no había copia de foliado en el legajo archivado; otras licencias: PPA‐PCA. No registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. El INMAE informó que su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 de junio de 2009.Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del incidente era: Total de horas de vuelo: 4.753,7 En los últimos 90 días: 160,5 En los últimos 30 días: 55,2 El día del incidente: 3,7 En el tipo de avión del incidente: ‐ ‐ ‐ Información sobre la aeronave General Aeronave birreactor de transporte, configurada para 160 pasajeros, fabricada por McDonnell Douglas, modelo MD‐83, matrícula LV‐BDO, número de serie 49941, con Certificado Tipo Nº A6WE otorgado por la FAA. Célula Al momento de producirse el suceso se encontraba con su Certificado de Aeronavegabilidad, Estándar, categoría Transporte, en vigencia. El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo a las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Motores La aeronave se encontraba propulsada por dos motores a reacción tipo turbofán fabricados por Pratt & Whitney, modelo JT8D‐219 de 20.000 lb de empuje, números de serie: posición 1: 725561 y posición 2: 725668; elegibles a la aeronave de acuerdo a lo expresado en el CT. Peso y balanceo de la aeronave Los pesos calculados al momento del incidente fueron los siguientes: Peso operativo: 84.000 lb Máximo de despegue (PMD): 160.000 lb Peso de despegue (TUC) : 132.855 lb Máximo de aterrizaje (PMA): 139.500 lb Peso de aterrizaje (AER): 122.332 lb 154
Diferencia: 17.168 lb, en menos respecto al PMA. Al momento del incidente, el peso y el centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en la Planilla de Peso y Balanceo de fecha 21 SEP 07, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica Los datos fueron obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del Aeroparque Jorge Newbery, interpolados a la hora y lugar del incidente. Visto también el mapa sinóptico de superficie de 00:00 y 03:00 UTC, eran: Viento: 020°/03 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 3/8 Ac 3000 m; Temperatura: 18,9° C; Temperatura Punto de Rocío: 17,9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1011,3 hPa; Humedad Relativa: 94 %. Comunicaciones De acuerdo con las desgrabaciones de las comunicaciones realizadas entre la tripulación de la aeronave y los Servicios de Tránsito Aéreo (TWR / Rodaje), del AD AER; éstas se desarrollaron sin inconvenientes. El operador de tránsito aéreo de la TWR AER a cargo de la frecuencia de rodaje, actuó de acuerdo con lo solicitado por la tripulación de la aeronave, y lo establecido en el Plan de Emergencia del AD. Información sobre el aeródromo El incidente ocurrió en la plataforma comercial del AD AER/SABE, Público, Controlado, ubicado a 2 km al NE de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires. La misma es de hormigón y se encuentra al NE de la pista 13/31. Las coordenadas geográficas del lugar son: 34° 33,5’ S y 058° 24,8’ W, con una elevación de 18 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo La aeronave se encontraba equipada con dos registradores de vuelo; un registrador de voces de cabina (CVR) y uno de datos de vuelo (FDR), de acuerdo a lo establecido en las normas de certificación para aeronaves de transporte (FAR 25). Se retiró de la aeronave el equipo CVR marca Sundstrand, modelo AV557C P/Nº 980‐6005‐076 S/Nº 13009 para la obtención de su registro sonoro en el laboratorio de la National Transportation Safety Board (NTSB), en Washington DC (EE.UU.). Al momento del suceso el equipo se encontraba en condiciones de servicio y se pudo obtener el contenido de su registro; el que fue remitido a la JIAAC bajo las condiciones de confidencialidad establecidas en el punto 5.12 del Anexo 13 de OACI. La grabación obtenida se almacenó en formato digital y fue analizada para evaluar la operación. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Posterior a la operación de aterrizaje y durante el rodaje de la aeronave hacia la posición de estacionamiento asignada, en la plataforma del AD AER, se produjo la vaporización de fluido hidráulico en la cabina de pasajeros en forma de humo; por lo que el Comandante, informado previamente por la tripulación de cabina de pasajeros, decidió efectuar el procedimiento de emergencia de evacuación de la aeronave. La misma quedó detenida en el lugar donde se efectuó el procedimiento de emergencia, hasta que fue autorizado su traslado, a través de la utilización de equipo terrestre de remolque. Supervivencia Los ocupantes de la aeronave evacuaron la misma por los toboganes sin sufrir lesiones. 155
El Comandante hizo abandono de la aeronave por el tobogán trasero, después que todos los pasajeros y tripulantes evacuaran la misma, confirmando luego que todos los ocupantes de la aeronave se encontraban bien y sin haber sufrido lesiones. Ensayos e investigaciones Inspección de la aeronave Durante la inspección efectuada a la aeronave, posterior al suceso, se halló una falla en la válvula de control hidráulico del sistema reversor de empuje (“Thrust reverser by‐pass valve”, P/Nº 0711346‐003, S/Nº 0427A), de los motores. Esa unidad es la encargada de controlar el caudal hidráulico y su presión en momentos de operarse el conjunto de inversión de flujo de los motores. Se encuentra alojada en la bahía trasera de la aeronave, sector donde se ubica la unidad de potencia auxiliar (APU) y los packs del sistema de aire acondicionado, entre otros sub‐conjuntos. Se verificaron sistemas de presurización y aire acondicionado, sin hallar novedades. El resto de los sistemas de a bordo, planta de poder y estructura de la aeronave no presentaron fallas vinculadas al presente suceso. Los sistemas vinculados a los procedimientos de emergencia funcionaron de acuerdo a lo establecido en las normas de certificación. Análisis de falla Individualizada la falla, se procedió al desmontaje de la unidad, con asistencia de personal técnico habilitado del operador. Luego de una inspección general del componente, se remitió al Laboratorio de Investigaciones de Metalúrgica Física (LIMF), de la Facultad de Ingeniería de la Universidad Nacional de La Plata. En ese Organismo se procedió a efectuar: análisis químico, ensayo de dureza, análisis macrográfico y análisis micrográfico, a través de microscopía de barrido electrónico (SEM), sobre el tapón (“Retainer cap”, P/Nº 00711346‐223), que presentaba la fractura a lo largo de toda su pared resistente. Se determinó que ese componente, fue manufacturado por mecanizado desde una barra obtenida por extrusión. El material es Al 6061 (aleación termoestable), con tratamiento térmico de envejecimiento artificial, que asemeja al del temple T6, con una dureza Brinell 99 HB. De acuerdo con los análisis macrográficos y micrográficos, se pudo determinar que la fractura se produjo por un proceso de fatiga que se propagó desde el interior de la pared resistente del tapón, con origen en profundas marcas superficiales de mecanizado, cubiertas por el tratamiento de terminación superficial de anodizado. Información remitida por el Estado de diseño y fabricación A través de la autoridad del Estado de diseño y fabricación, se contactó tanto al fabricante de la aeronave, así como del componente que colapsó en servicio, a los efectos de recabar información y antecedentes vinculados al presente suceso. De acuerdo con ello, la Federal Aviation Administration (FAA), reportó haber registrado ocho (8) sucesos similares desde el año 1995 a la fecha del presente incidente; esos sucesos no se vinculaban a accidentes o incidentes, sino a dificultades en servicio y novedades halladas en inspecciones visuales posteriores a los vuelos. Originalmente, las aeronaves MD (series), se encontraban equipadas con la unidad HR Textron, P/Nº 41000740‐103 / 104, a partir del número de serie 1126 se reemplazaron por las P/Nº 0711346‐003, instancia donde se emitió el SB MD‐80‐78‐58, permitiendo el intercambio de las unidades. Simultáneamente, el fabricante de la aeronave informó que durante el año 1997, la empresa que produce la válvula de control recibió varias unidades para tareas de mantenimiento mayor, en las que se hallaron fisuras de avance progresivo en los alojamientos de los tapones y en los tapones mismos. De acuerdo con los datos obtenidos, no fueron halladas fisuras de fatiga en las unidades originales P/N° 41000740‐103 / 104. Las grietas detectadas en tareas de mantenimiento corresponden a las válvulas P/Nº 0711346‐003. 156
Trazabilidad de la parte afectada Según lo informado por el operador de la aeronave, en su informe de la Gerencia Técnica, la válvula que falló en servicio fue recibida junto con la aeronave. Según los antecedentes de mantenimiento de la aeronave, el componente fue instalado el 12 JUN 1996, cuando era operada por Reno Air (Equipment Transfer Record Nº 27282). Cabe aclarar que la válvula fue instalada en la aeronave en condiciones de aeronavegable, posterior a una tarea de inspección mayor. En la instancia de recorrida, llevada a cabo por el mismo fabricante de la válvula (según WO Nº RA# 4475), consta el recambio del tapón (“Retainer cap”) debido a daños hallados en el componente original del conjunto. El “overhaul” fue llevado a cabo siguiendo las instrucciones del CMM 78‐30‐01. En los manuales de mantenimiento de la aeronave no existen ítems de inspección a través de ensayos no destructivos que permitan detectar fisuras en el componente afectado en la falla. La inspección detallada de la válvula se efectúa en los escalones de inspección mayor de ese componente, determinándose en esa instancia la condición de servicio de cada una de sus partes. Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de una Empresa de Transporte Aerocomercial Regular. Información adicional Aspectos metalúrgicos Tal como lo expresa el informe del LIMF, la parte afectada por la mecánica de fisuración progresiva fue fabricada con una aleación de aluminio del tipo 6061, de características termoestables con contenidos de silicio (0,67%) y magnesio (0,88%), que forman la segunda fase Mg‐Si de la aleación junto al aluminio. Para el conformado final del producto se utilizaron tres procesos metalúrgicos distintos: extrusión, mecanizado y anodizado. Los dos primeros corresponden a la fabricación en sí de la parte y el último a un tratamiento superficial de acabado y protección. Las propiedades mecánicas del material de fabricación facilitan los procesos metalúrgicos de conformado antedicho, no obstante cabe señalar que la precisión de esas tareas es uno de los factores fundamentales en la calidad final del producto. En este caso, se han observado improntas mecánicas consecutivas y paralelas que dadas sus características podrían coincidir con el mecanizado. Dadas las características geométricas de las marcas halladas, podría descartarse que existieran daños de origen en la extrusión de la barra utilizada como materia prima para el mecanizado final; de existir indentaciones prexistentes al maquinado, seguramente se observarían en las imágenes de análisis SEM, marcas superpuestas o transversales entre sí coincidentes con ambos procesos de fabricación. Las improntas que pudieron quedar del mecanizado fueron cubiertas parcialmente por el proceso galvanoplástico de anodizado, lo que generó un acabado no completamente parejo. Por lo expuesto en los párrafos anteriores, se puede afirmar que la parte que colapsó en servicio poseía concentradores de tensión superficial y sub‐superficiales que favorecieron el desarrollo de una mecánica de falla de avance progresivo. A los efectos de considerar de qué manera una falla en un elemento mecánico, en este caso un componente del sistema hidráulico, directa o indirectamente resulta relacionado a una evacuación de pasajeros por humo en la cabina debemos observar lo siguiente: 1)
Debido a que la abertura para la admisión de aire a la APU, está en la parte inferior del fuselaje del avión, justo delante de la escalera ventral, cualquier pérdida de líquido hidráulico que se esté produciendo, tenderá a encontrar su camino hacia esa área. Cuando ese aire contaminado con liquido hidráulico (o vaporización de éste), resulta succionado por la APU, comprimido y luego enviado (ya contaminado), al sistema de aire acondicionado, se produce humo con fuerte olor que ingresa a la cabina a través de las salidas de ventilación. 157
2)
Esta condición se puede producir habitualmente en tierra, cuando la provisión de aire al sistema neumático, es transferida de los motores a la APU y la provisión de aire de ésta, es enviada al sistema de aire acondicionado de la aeronave, cuando la válvula de alimentación cruzada (“crossfeed”), neumática está en posición abierta. 3)
Revisando información previa existente referente a este tema, concretamente “Evacuación de pasajeros por humo en Cabina”, en aeronaves similares (de la gama MD‐80), muchos casos se han dado, y en todos ellos al igual que en éste, indican que el humo fue causado cuando después de poner en marcha la APU, ésta ingirió fluido hidráulico perdido por el sistema hidráulico, contaminando el aire que entregaba al sistema neumático. Al abrir la válvula “crossfeed”, para alimentar el pack de aire acondicionado, el aire pasa por el mismo y al ser distribuido por las salidas de ventilación, distribuyen ese aire contaminado, ya en forma de humo, en las cabinas. 4)
Si dicha válvula permaneciese cerrada, no se enviaría aire al sistema de aire acondicionado, y por lo tanto, no se produciría humo. Con fecha 29 de mayo de 2009, la Unidad de Ingeniería de la Gerencia Técnica del Operador, emitió un informe preliminar, a pedido de su Gerencia de Operaciones, cuyas conclusiones y recomendaciones finales estarán a cargo de la Gerencia de Seguridad Operacional (GSO). Adicionalmente se tomaron acciones preventivas, revisándose con fecha 15 de junio de 2009, por parte de Ingeniería de Operaciones de Vuelo, procedimientos posteriores al aterrizaje (“After Landing”) y al estacionar la aeronave (“Parking”). De acuerdo con el párrafo 6.3 del Anexo 13 de OACI, la JIAAC envió al Estado de fabricación y diseño (EE.UU.), a través de la NTSB, el Proyecto de Informe Final para su comentario. El Representante Acreditado de dicho Estado consultó si se habían considerado para la emisión de las Recomendaciones, las siguientes instrucciones de mantenimiento, aplicables y relacionadas con el ingreso de “humo” en la cabina; éstas son: ‐ SB‐MD80 29‐056‐02 (03 DIC 04) Instalación de soporte y abrazaderas de líneas hidráulicas en el fuselaje trasero. AD relacionada: FAA AD 2000‐15‐17R1, Amendment 39‐12050. ‐ SB‐MD80 29‐062‐04 (03 DIC 04) Reemplazo de cañería hidráulica en el fuselaje trasero. AD relacionada: FAA AD 2000‐15‐17R1, Amendment 39‐12050. ‐ SB‐MD80 78‐072‐00 (10 JUN 04) Cambio de cañería de presión del reversor de empuje. ‐ SL‐MD80 21‐101‐A (21 JUL 10 – post INCIDENTE –) “Humo en cabina” ‐ Acciones de mantenimiento para el motor, unidad de potencia auxiliar (APU) y sistemas ambientales – Las mejores prácticas. A través de la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC y la documentación presentada por la Empresa operadora, se estableció que la situación para cada una de las acciones de mantenimiento mencionadas, a la fecha del incidente, era la siguiente: ‐ SB‐MD80 29‐056‐02: El SB se encontraba cumplido en la aeronave desde MAR 2000, como SB‐MD80 29‐056. ‐ SB‐MD80 29‐062‐04: El SB se encontraba cumplido en la aeronave desde MAR 2000, como SB‐MD80 29‐062. ‐ SB‐MD80 78‐072‐00: No tenía cumplido el SB. Luego del incidente fue emitida la Orden de Ingeniería, OI Nº 4990R1, aplicable a toda la flota de la empresa reemplazando la tubería de presión hidráulica (LH) del reversor de empuje con el fin de disminuir las posibilidades de tener eventos SIC (“Smoke in Cabin”), debido a la ingestión de fluido hidráulico por parte del APU. 158
‐ SL‐MD80 21‐101‐A: fue emitido Memo de Ingeniería Nº 11682, con el objeto de difundir las recomendaciones de la Service Letter a todo el personal de mantenimiento e inspección. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces Se realizó ensayo de material con utilización de microscopía electrónica de barrido para la determinación del mecanismo de falla del componente afectado. Se efectuó análisis de la trazabilidad del componente y de los antecedentes de fallas similares en la flota MD, con datos de la Autoridad Aeronáutica del Estado de diseño y fabricación. Análisis Aspectos operativos Después de declararse la emergencia en la plataforma, el Comandante actuó de acuerdo con los procedimientos de emergencia, establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave; realizando la evacuación de los ocupantes de la misma, sin que sufrieran lesiones. Aspectos técnicos Por lo expuesto en los párrafos anteriores, se pudo apreciar que la falla analizada tuvo su origen probablemente, en el proceso metalúrgico de mecanizado del componente. En esa instancia se habría producido una acumulación de improntas mecánicas que actuaron como concentradores de tensión, favoreciendo la propagación de una mecánica de fatiga, tal como se ha observado en el análisis metalúrgico del LIMF. De acuerdo con los datos aportados por la Autoridad Aeronáutica del Estado de diseño y fabricación, existen antecedentes de fallas similares. Se hallaron fisuras en el tapón (“Retainer cap”, P/Nº 00711346‐223), durante tareas de inspección mayor de la válvula de control hidráulico del sistema reversor de empuje, P/Nº 0711346‐003. Desde la instancia en que fue instalada la válvula en la aeronave (12 JUN 1996), no se le practicaron tareas de mantenimiento preventivo ni restaurativo que pudieran haber afectado su condición. Tampoco existen ítems relacionados a ese componente, en el mantenimiento programado, se contempla únicamente el recambio e inspección mayor del componente. Debido a la ubicación de la válvula en la bahía trasera de la aeronave, su alojamiento contiguo a los packs de aire acondicionado y de la unidad de potencia auxiliar (APU); al momento de colapsar el tapón de la válvula y evacuar el fluido hidráulico, éste comenzó a filtrarse en los sistemas que proveen la circulación de aire en la cabina de pasajeros; debido a la temperatura y presión de trabajo de esos sistemas, el hidráulico se vaporizó; por lo que se hizo visible en la cabina en forma de “humo”. No se hallaron indicios de incendio a bordo, ni fallas de otros componentes que pudieran haber generado humo a bordo. Hechos definidos La aeronave se encontraba en condiciones de aeronavegabilidad al momento del incidente. El conjunto que falló había sido sometido a recorrida mayor y el tapón que colapsó fue recambiado en esa instancia, debido a encontrarse daños en aquella oportunidad. La válvula de control hidráulico del sistema reversor de empuje falló debido al avance de una mecánica de fisuración progresiva, desarrollada sobre la pared resistente del tapón (“Retainer cap”, P/Nº 00711346‐223), de la unidad. La mecánica de fatiga se inició en discontinuidades subsuperficiales, producidas por marcas de mecanizado y cubiertas por el posterior tratamiento de anodizado. La presencia de “humo” en la cabina de pasajeros, se debió a que el líquido hidráulico perdido en la zona del compartimiento trasero de accesorios, fue ingestado por la APU, que estaba operando. 159
Debido a estar las válvulas “crossfeed” neumáticas, en posición abierta, se produjo la contaminación del aire en el sistema de aire acondicionado de la aeronave, generándose humo que ingresó en la cabina de pasajeros. La tripulación se encontraba habilitada para realizar el vuelo. El Comandante realizó la evacuación de la aeronave, de acuerdo con el procedimiento de emergencia establecido en el Manual de Vuelo de la misma. La meteorología no influyó en el incidente. Causa En un vuelo interno de transporte comercial regular, durante la fase de rodaje a plataforma posterior al aterrizaje, evacuación de emergencia de la aeronave, por humo en las cabinas, cuando al abrir las válvulas “crossfeed” del sistema neumático, ingresó al sistema de aire acondicionado, aire contaminado con líquido hidráulico ingestado por la APU; debido a una pérdida de dicho líquido, a través de una fractura por fatiga, de un tapón roscado de la válvula de control de los reversores de empuje. Factor contribuyente Terminación superficial inadecuada durante la construcción del tapón (imperfección mecánica y del tratamiento de anodizado). Recomendaciones de seguridad A la National Transportation Safety Board (NTSB), EE.UU. Considerar la conveniencia de analizar los resultados de la presente investigación y evaluar informar al fabricante sobre las condiciones en que se produjo el presente incidente, máxime tratándose de una falla cuyo origen tiene relación con los procesos de manufacturación de componentes instalados a bordo. Evaluar la necesidad de recomendar al fabricante de la válvula que falló en servicio, extremar los controles de calidad y las condiciones de producción en componentes que requieran de trabajos de mecanizado y tratamientos superficiales. Considerar la conveniencia de informar a la Federal Aviation Administration (FAA), sobre la presente investigación, a los efectos que se analice la necesidad y conveniencia de incorporarla en los antecedentes que cuenta de fallas similares a la investigada en este suceso y otras acciones que estime oportunas. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Aeronavegabilidad (DA), de la ANAC Tomar conocimiento del presente suceso y evaluar la necesidad de informar adecuadamente, a los operadores de flota MD en la Argentina, sobre las condiciones de falla halladas; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Al propietario / explotador de la aeronave Tomar conocimiento de los hallazgos de la presente investigación y difundir adecuadamente, la información entre su personal técnico. Adicionalmente, considerar la necesidad de cumplimentar los Boletines de Servicio (SB), aplicables a su flota, a los efectos de disminuir las posibilidades de tener eventos SIC y contribuir con la seguridad operacional. 160
INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: vuelo, próximo a la posición IREMO, que es el límite del FIR EZE entre el radial 150° y 160° del VOR BCA, con FL 320 FECHA: 22 MAY 09 HORA: 16:35 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Mc Donnell Douglas MODELO: MD‐82 MATRÍCULA: LV‐BHF PILOTO: Licencia de Piloto de Transporte Línea Aérea de Avión PROPIETARIO: Empresa de Transporte Aerocomercial Regular Reseña del vuelo El 22 MAY 09, el Comandante con la aeronave matrícula LV‐BHF despegó del aeródromo (AD) Aeroparque Jorge Newbery (SABE), ubicado en la Ciudad Autónoma de Buenos Aires, con destino al AD Puerto Madryn (SAVY) en la Provincia de Chubut, en cumplimiento del vuelo ANS 864. Durante la fase de crucero, lateral BCA próximo a la posición IREMO, la tripulación detectó que en el motor derecho (posición 2), se produjo una caída del nivel de aceite del mismo. Como consecuencia de esto, el Comandante decidió detener el motor y se dirigió al AD de alternativa, Bahía Blanca / Comandante Espora (SAZB ‐ BCA), en la Provincia de Buenos Aires. Realizaron el descenso, aterrizaje y rodaje hasta la plataforma de estacionamiento en el aeródromo de alternativa sin ningún inconveniente con un motor; la tripulación y los pasajeros descendieron por sus propios medios, sin sufrir ninguna lesión. El incidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 6 129
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Daños sufridos por la aeronave Motor Nº 2: daños leves, por fisura en la zona del abocardado del tubo de alta presión del “switch” de presión diferencial del filtro de aceite (Tube Assy, P/Nº 7938314‐501), que provocó la pérdida de dicho fluido. Información sobre el personal Comandante El Comandante de 52 años de edad, era titular de la Licencia Piloto de Transporte Línea Aérea de Avión, con habilitaciones para: vuelo nocturno; vuelo por instrumentos; monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg; L188; MD80; MD82; MD83; copiloto DC9. De acuerdo con el informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia hasta el 30 DIC 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total de vuelo: 8900.0 En los últimos 90 días: 170.0 En los últimos 30 días: 35.0 El día del incidente: 1.2 En el tipo de avión del incidente: 3000.0 161
Copiloto El Copiloto, de 51 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Comercial de Primera Clase de Avión, con habilitaciones para: vuelo nocturno; vuelo por instrumentos; monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg; F28; copiloto MD82; copiloto MD83. De acuerdo con el informe de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia hasta el 30 AGO 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total de vuelo: 4500.0 En los últimos 90 días: 140.0 En los últimos 30 días: 35.0 El día del incidente: 1.2 En el tipo de avión del incidente: 250.0 Información sobre la aeronave Aeronave de transporte de pasajeros, bimotor, configurado para 163 plazas, estructura metálica, tren de aterrizaje tipo triciclo retráctil con ruedas. Fabricado por Mc Donnell Douglas Corporation, modelo DC‐9‐
82 (MD‐82), número de serie 49508. Célula Al momento del incidente tenía 42.586,35 hs y 21.479 ciclos de total general (TG). Motores El motor instalado en posición Nº 1, era marca Pratt & Whitney, modelo JT8D‐217A, Nº/S P717491D, con 18.000 lbs de empuje, con plan de mantenimiento progresivo; al momento del incidente tenía 29.495,25 hs y 18.393 Ciclos de TG. El motor instalado en posición Nº 2, era marca Pratt & Whitney, modelo JT8D‐219, Nº/S 718076, con 18.000 lbs de empuje, con plan de mantenimiento progresivo; al momento del incidente tenía 23.947,81 hs y 11.438 Ciclos de TG. El combustible utilizado era Jet A1. Peso y balanceo de la aeronave Vacío operativo seco: 84.347 Lbs Peso Máximo de Despegue Permitido: 141.094 Lbs Peso de combustible para el Despegue: 30.000 Lbs Peso al inicio del Vuelo: 139.777 Lbs Combustible consumido aproximado: 7.500 Lbs Peso al aterrizaje en (SAZB) estimado: 132.277 Lbs Máximo de Aterrizaje permitido (PMA): 130.000 Lbs Diferencia: 2.277 Lbs de más respecto al PMA. De acuerdo con la información y los datos obtenidos de la entrevista realizada a la tripulación y oficina ARO‐AIS, el vuelo se inició en SABE, el día 22 MAY 09, a las 15:08 (UTC) y aterrizó en el AD de alternativa SAZB, a las 16:33 (UTC), siendo el tiempo de vuelo, 01:25 hs. La tripulación se declaró en emergencia a las 16:07 (UTC) y aterrizó en SAZB a las 16:33 (UTC), siendo el tiempo de vuelo con un solo motor 00:24 hs. De acuerdo con estos datos obtenidos, el consumo horario de combustible de la aeronave habría sido de 7.500 Lbs aproximadamente. 162
El Centro de Gravedad (CG), al momento del incidente se encontraba dentro de los límites de la envolvente de la planilla de masa y balanceo. El Peso de la aeronave, al momento del aterrizaje en el AD de alternativa, fue superior al PMA autorizado por el fabricante. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Bahía Blanca, interpolados a la hora y lugar del incidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 15:00 y 18:00 UTC, era: Viento: 320°/16 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 6/8 AC ‐ 3000 m, 7/8 CS 6000 m; Temperatura: 23.5° C; Temp. Punto de Rocío: 17.4° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1003.6 hPa y la Humedad Relativa: 68 %. Comunicaciones El Comandante de la aeronave realizó las comunicaciones con los servicios de tránsito aéreo TMA BAIRES, CTA RADAR EZE, FIR EZE SUR, TMA‐TWR BCA, sin inconvenientes en ambos sentidos. Información sobre el lugar del incidente El incidente se produjo en vuelo, próximo a la posición IREMO, que es el límite del FIR EZE entre el radial 150° y 160° del VOR BCA, con FL 320. Registradores de vuelo Se realizó la desgrabación de la unidad de FDR P/Nº 980‐4100DXUS, S/Nº 9363, el 03 JUN 09, sin particularidades. La información se almacenó en formato digital (CD) y abarcó las últimas 25 hs de vuelo. Supervivencia Producida la emergencia en vuelo, el Comandante realizó el aterrizaje en el AD BCA en forma normal y controlada por la tripulación; ésta y los pasajeros abandonaron la aeronave por las puertas normales para descenso de pasajeros. Ensayos e investigaciones Durante la investigación del incidente se procedió a la apertura de los capó del motor Nº 2, observándose una fisura en el extremo superior de la línea de alta presión, del “switch” de presión diferencial del filtro de aceite, “Tube Assy”, P/Nº 7938314‐501. La parte afectada no se remitió para su ensayo de material. La fisura se hallaba en la zona del abocardado, que es un ensanchamiento que se realiza generalmente en los extremos de los tubos, para mejorar las características de la conexión tuerca‐niple. En general, este tipo de fisuras se pueden producir por desalineamiento previo al ajuste de la conexión o bien por un exceso de torqueo. Una vez iniciada la misma, por efecto de la presión interna y las vibraciones, la fisura crece hasta permitir pérdidas de fluido. El elemento se mantiene por condición (“on condition”). Posteriormente, se procedió al recambio del componente afectado, se recargó de aceite al motor para compensar la pérdida y se procedió a realizar una prueba de motor, comprobándose que el mismo estaba dentro de los parámetros normales, conforme a procedimientos establecidos por el fabricante. También se controló la documentación, la que determinaba el estado de aeronavegabilidad de la aeronave y la habilitación de la tripulación. Información orgánica y de dirección 163
La aeronave era propiedad de una Empresa de Transporte Aerocomercial Regular, estando afectada a la misma. Información adicional En la entrevista, el Comandante manifestó que durante la ejecución de un vuelo de transporte aéreo comercial próximo a la posición IREMO, observó una caída del nivel de aceite del motor derecho, Nº 2, de inmediato se cumplimentó la Lista de Control de Procedimientos (LCP), para dicho inconveniente, realizando el descenso de FL 330 a 230 y como las variaciones de presión de aceite continuaban, procedió a la detención del motor, declarando la emergencia al CTA EZE y dirigiéndose al AD BCA, de alternativa. Cuando se comunicó con los servicios de tránsito aéreo del AD, se declaró nuevamente la emergencia, se pidieron los servicios de emergencia y se realizó el aterrizaje sin inconvenientes para la aeronave y sus ocupantes. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las técnicas de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Durante el vuelo, el Comandante detectó la caída del nivel de aceite en el motor derecho, Nº 2, ante tal novedad decidió dirigirse al AD BCA, que era el que figuraba en el Plan de Vuelo como alternativa. Comunicado con el control de Tránsito Aéreo del AD BCA, declaró la emergencia, solicitando los servicios de emergencia; posteriormente aterrizó sin inconvenientes para la aeronave y sus ocupantes, pero con un peso superior al PMA autorizado por el fabricante. Aspectos técnicos Los factores que dieron origen a este incidente son de carácter técnico, una fisura en el extremo superior de la línea de alta presión, del “switch” de presión diferencial del filtro de aceite, componente mantenido por condición, que no registraba antecedentes de mal funcionamiento. La fisura provocó que el motor en marcha tuviese una fuga del aceite. En general y por experiencia en esta Junta, este tipo de fisuras se pueden producir por desalineamiento previo al ajuste de la conexión o bien por un exceso de torqueo. En el presente caso, la causa no se determinó fehacientemente. Hechos definidos La aeronave y la tripulación se encontraban habilitadas para realizar el vuelo. La novedad del motor se produjo en vuelo, próximo a la posición IREMO con FL 320, entre los radiales 150° y 160° del VOR BCA. Indicación de caída del nivel de aceite en el motor Nº 2, en vuelo de crucero, debido a una pérdida, por lo que fue detenido por la tripulación. La pérdida se produjo a través de una fisura en el extremo de una cañería de aceite. Se realizó un aterrizaje de emergencia, en el AD de alternativa sin inconvenientes, pero con un peso superior al PMA autorizado por el fabricante. La meteorología no influyó en el incidente. Causa En un vuelo de transporte aéreo comercial regular, durante la fase de crucero, indicación de caída del nivel de aceite del motor derecho, con procedimiento de detención del mismo, y posterior aterrizaje de emergencia en el aeródromo de alternativa; debido a una pérdida de aceite, producida por una fisura en el extremo de una cañería del sistema. 164
Recomendaciones de seguridad Al Propietario / Explotador de la aeronave Dado que en general, este tipo de fisuras en cañerías abocardadas, se producen por posible desalineamiento, previo al ajuste de la conexión o bien por un exceso de torqueo, se recomienda considerar se informe adecuadamente al personal de mantenimiento sobre el presente caso, a los efectos se tomen las precauciones necesarias, minimizando posibles prácticas inadecuadas en el ajuste de conexiones roscadas; para contribuir con la seguridad operacional. INFORME FINAL SUCESO OCURRIDO EN: Vuelo a 56 NM aproximadamente, del VOR CBA, Pcia. de Córdoba FECHA: 31 MAY 09 HORA: 14:17 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐31T “Cheyenne” MATRÍCULA: LV‐MDG PILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 31 MAY 09, a las 08:00 hs en el Aeródromo Rafaela, Provincia de Santa Fe, el piloto realizó la preparación previa al vuelo de la aeronave matrícula LV‐MDG. El vuelo planificado era de aviación general, con destino al Aeródromo San Martín, Provincia de Mendoza, con un acompañante. El piloto según lo declarado, despegó la aeronave a las 13:23 hs, el ascenso fue normal y alcanzó el nivel de crucero FL 160; durante esta fase de vuelo, percibió dos guiñadas, sin cambios en los indicadores, seguida de un fogonazo en el escape del motor izquierdo, realizando el procedimiento de detención del motor en vuelo. Inmediatamente, el piloto declaró la emergencia, comunicando dicha situación al ACC Córdoba, solicitando dirigirse al Aeropuerto Córdoba / Ing. Ambrosio Taravella (SACO), Provincia de Córdoba, donde realizó la aproximación y aterrizaje con un motor inoperativo, sin otra novedad. El suceso ocurrió de día y en Condiciones Meteorológicas Visuales (VMC). Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
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Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 ‐‐ Daños en la aeronave Motor izquierdo: Orificio en el soporte lado derecho, del tubo de gases de escape y otras marcas punzantes. En la turbina de potencia, gran número de álabes dañados con partes ausentes del material constitutivo. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto, de 59 años de edad, poseía la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno, Vuelo por Instrumentos, Remolcador de Planeador, Monomotores y Multimotores terrestres hasta 5.700 kg, LJ 25. Poseía además las Licencias de: Instructor de Vuelo 165
Avión, Instructor de Vuelo Planeador. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica (Clase II), se encontraba vigente hasta el 30 NOV 09. De acuerdo con los datos asentados en el Libro de Vuelo del piloto, su experiencia de vuelo en horas era: 8159.0 Total: 150.0 Últimos 90 días: 50.0 Últimos 30 días: 1.0 El día del accidente: 1100.0 En la aeronave accidentada: 3700.0 Como Instructor de Vuelo: La Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, informó que el piloto no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas en su legajo. Información sobre la aeronave Información general Aeronave marca Piper, modelo PA‐31T, número de serie 31T‐7720065, matrícula LV‐MDG, fabricada por Piper Aircraft Corporation, bimotor terrestre, de construcción totalmente metálica, ala baja y tren de aterrizaje tipo triciclo retráctil. Poseía un Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal, emitido el 11 FEB 00 (remplazado 06 AGO 08), con una Rehabilitación Anual de fecha 06 AGO 08, Certificado de Matrícula y Propiedad en vigencia. Célula Según el último Formulario DA 337, de fecha 06 AGO 08, se le efectuó a la célula una inspección para su Rehabilitación Anual, registrando 3.654,3 hs de Total General (TG), quedando habilitada hasta el 31 AGO 09. Al momento del accidente, en el Historial de Aeronave registraba 3.764,0 hs de TG. Motores Motor Izquierdo Turbohélice marca Pratt & Whitney, modelo PT6A‐28, número de serie PCE‐51454, de 620 SHP de potencia y Certificado Tipo E4EA Marinized. En el Formulario DA 337, de fecha 06 AGO 08, registraba 3.632,2 hs de TG y 3.616 CS; 1.131,3 hs Desde la Última Recorrida General (DURG) y 1.032 Ciclos (CS); habilitado hasta las 6.102,8 hs de Total General (TG), 3.600 hs Desde la Última Recorrida (DUR) y 1.800 hs de Inspección de Zona Caliente (HSI). Se verificaron los datos de la Planilla de Componentes con Vida Límite, con una habilitación de zona caliente hasta las 4.312,5 hs de la aeronave, como así también el cumplimiento del Listado de Directivas de Aeronavegabilidad. Según Historial de Motor Nº 6, figuraba recorrida general 14 ENE 00 a las 2.502,8 hs de TG. Al momento del accidente, de acuerdo al Historial del Motor, el mismo contaba con 3.744,9 hs de TG, 1.241,1 hs DURG, 3.439 CS Totales y 1.155 CS DURG. Motor derecho Turbohélice marca Pratt & Whitney, modelo PT6A‐28, número de serie PCE‐40276, de 620 SHP de potencia y Certificado Tipo E4EA Marinized. 166
Según el último Formulario DA 337, de fecha 06 AGO 08, registraba 19.746,9 hs de TG y 20.570 CLS Totales; 1.296,6 hs DURG y 1.166 CS; habilitado hasta 22.048,1 hs de TG, 3.600 hs DUR y 1.800 hs HSI. Se verificaron los datos de la Planilla de Componentes con Vida Límite, con una habilitación de zona caliente hasta las 6.112,5 hs de la aeronave, como así también el cumplimiento del Listado de Directivas de Aeronavegabilidad. Según Historial de Motor Nº 2, figuraba recorrida general el día 22 JUL 97, a las 18.448 hs de TG. Al momento del accidente, de acuerdo al Historial del Motor, el mismo contaba con 19.856,6 hs de TG, 1.405,3 hs DURG, 20.692 CS Totales y 1.289 CS DURG. Hélices Hélice izquierda El motor izquierdo estaba equipado con una hélice tripala, metálica, de paso variable, marca Hartzell, modelo HC‐B3TN‐EB, número de serie BUA‐24362. En el último Formulario DA 337, registraba 3.654,3 hs de TG y 176,2 hs DUR, habilitada hasta un DUR de 3.000 hs o AGO 2012 por tiempo. Hélice derecha El motor derecho estaba equipado con una hélice tripala, metálica, de paso variable, marca Hartzell, modelo HC‐B3TN‐EB, número de serie BUA‐24375. En el último Formulario DA 337, registraba 3.654,3 hs de TG y 176,2 hs DUR, habilitada hasta un DUR de 3.000 hs o AGO 2012 por tiempo. Peso y balanceo de la aeronave De acuerdo con los datos extraídos de la última Planilla de Peso y Balanceo, el peso vacío de la aeronave era de 2.512 kg y con los datos relevados durante la investigación se establecieron los siguientes pesos, al momento del accidente: Básico: 2.512 kg Piloto: 80 kg Acompañante: 90 kg Combustible (1.700 lbs): 771 kg Equipaje: 50 kg Total al momento del accidente: 3.503 kg Máximo de Despegue (PMD): 4.100 kg Diferencia: 597 kg en menos respecto al PMD. Por lo determinado, al momento del accidente, el Peso de la aeronave y el Centro de Gravedad (CG), se encontraban dentro de los parámetros establecidos en la Planilla de Peso y Balanceo, de fecha 19 de febrero de 1992, remitida por la Dirección de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN), con datos inferidos, obtenidos de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados al lugar del accidente y vistos también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 y 15:00 UTC, era: Viento: 180°/09 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CS 6000 m; Temperatura: 13.3° C; Temperatura Punto de Rocío: 1.2° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1026.3 hPa y Humedad Relativa: 44 %. Comunicaciones 167
El piloto comunicó la emergencia al ACC Córdoba, solicitando el aterrizaje en SACO y luego solicitó el aterrizaje de emergencia a la TWR CBA. Las comunicaciones se realizaron sin inconvenientes. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo en vuelo, a 56 NM aproximadamente, del VOR CBA, próximo a la posición Genas, en la aerovía W6, con FL 160. Información sobre la aeronave y el impacto Después de producida la falla del motor izquierdo, el piloto realizó el procedimiento de detención de motor, el descenso, aproximación y aterrizaje de emergencia con un motor inoperativo, sin otra novedad. Supervivencia Luego que el piloto declaró la emergencia; la TWR CBA activó todos los servicios del Plan de Emergencia del AP CBA, sin novedad. Una vez aterrizada y detenida la aeronave en plataforma, descendieron el piloto y el acompañante, sin dificultades, por sus propios medios y sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones En base a las novedades observadas en la inspección visual preliminar exterior del motor izquierdo, se detectó una perforación en el soporte del lado derecho del tubo de gases de escape y otras marcas punzantes de adentro hacia afuera sin llegar a perforar; se desmontaron ambos tubos de escape del motor, observando que la rueda de turbina de potencia presentaba daños en sus álabes. Fundamentado por las novedades y presumiendo la existencia de daños internos en el motor, se solicitó a un TAR especializado en mantenimiento de este tipo de motores (Habilitación DNA 1B‐203), que intervino en el desmontaje del mismo, un Informe Técnico detallando los daños que podrían presentarse durante el desarme. Durante la inspección del motor izquierdo, por los daños en los álabes de la turbina de potencia, de acuerdo al Manual de Overhaul 3013243, se llevó a cabo el procedimiento para el desarme completo del mismo, determinándose las novedades que a continuación se detallan: 1)
Desprendimiento de material constitutivo en los cincuenta y ocho álabes de la Turbina del Compresor. 2)
Detector de partículas metálicas del Sistema de Lubricación sin elementos atrapados. 3)
Aro de álabes orientadores de flujo con pequeños daños y melladuras. 4)
Arnés de termocuplas, todos los sensores desintegrados. 5)
Se inspeccionaron por estado, los inyectores de combustible encontrándolos en óptimas condiciones. 6)
Ambas bujías de ignición presentaban algunos depósitos carbonosos, pero su condición general era óptima. 7)
En el interior de la cámara de combustión del tipo anular de flujo inverso, se verificó algunos puntos focalizados de sobre temperatura. 8)
Fisura en el tubo o aro difusor. 9)
Válvula de drenaje de combustible de la cámara sin obstrucciones. 10)
En la zona Caliente del cuerpo central del motor, se observaron deformaciones y ausencia de material propio de los álabes estatores orientadores de flujo de la Turbina del Compresor. 11)
En el filtro de lubricación de la Caja de Accesorios se observó la presencia de pequeñas partículas metálicas. 12)
Álabes de la primera etapa del Compresor Axial de baja presión con sus extremos mellados. 13)
Campana de álabes de la segunda etapa del Compresor de baja presión, con marcas de leves 168
roces. 14)
Álabes de la tercera etapa del Comprensor Axial de baja presión con deformaciones y desgastes en sus extremos. 15)
La cuarta etapa del Compresor de alta presión centrífugo, con marcas de rozamiento producidos con la campana que contiene los álabes de la tercera etapa. Además se verificó, en banco de prueba, el funcionamiento de los inyectores, conjunto de bomba y unidad de control de combustible sin encontrar anormalidades. El informe del TAR concluye: “Del análisis de los elementos dañados se puede asumir un error en la indicación de temperatura de motor (debido probablemente a quemadura o rotura de una o más termocuplas), el cual trajo como consecuencia una operación inadvertida del motor con elevada temperatura de turbina, lo cual a través de varias horas de vuelo produjo un deterioro paulatino, sucesivo y creciente en la zona de turbina, especialmente en los álabes de turbina de compresor y de potencia, lo cual produjo una vibración excesiva del conjunto rotante, que ocasionó los daños observados de rozamiento en la zona de compresor y cojinetes asociados. El colapso final se produjo al romperse uno o más álabes de turbina de potencia, los que arrastraron al resto de álabes de turbina de potencia, produciendo el efecto notado por la tripulación.” Por todo lo expuesto se recomendó al propietario, la revisión del motor derecho, por estimarse la probabilidad de que su condición se encuentre cercana a provocar una falla similar. Además se sugirió, la revisión completa del sistema de indicación de temperatura de ambos motores y la calibración de sus instrumentos. De la revisión efectuada al motor derecho, se visualizaron novedades de semejanza con las del motor izquierdo, y la lectura de los indicador de ITT eran en menos 25° C y de Torque 50 Lbs/Ft. Se verificaron los registros de parámetros de motor de vuelos anteriores, obtenidos en la fase de crucero, asentados por el piloto, como por ejemplo: torque (Tq), temperatura interturbina (ITT), presión de aceite (OP), temperatura de aceite (OT), caudal de combustible (FF), temperatura de aire exterior (AOT), nivel de vuelo (FL), RPM, para ser tranpolados a la tabla ECONOMY CRUISE POWER – 1900 RPM – ISA, ISA+10, que se encuentra en el Manual de Vuelo de la aeronave en la Sección 5 – Performances. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de una Sociedad Anónima y se utilizaba para vuelos de Aviación General. Información adicional El Manual de Vuelo de la aeronave, en la Sección 3 – Procedimientos de emergencia, establece: (Traducción no oficial) Falla de Motor durante el Vuelo (Sobre 91 KIAS) Velocidad………………………………………... alcanzar 113 KIAS min. Control Direccional……………………………..mantener Motor inoperativo……………………………….identificar y verificar Encendido en vuelo……………………………..intentar Si el encendido en vuelo no tiene éxito: Procedimiento de aseguramiento del motor….completar Aterrice en el aeropuerto adecuado más cercano Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos 169
De acuerdo con los registros del Libro de Vuelo del piloto, el mismo tenía experiencia y adiestramiento en el tipo de aeronave. En base a las indicaciones en menos, de temperatura de ITT (Temperatura Interturbina) del motor izquierdo, determinadas en el informe del taller; el piloto al momento previo a la falla, no habría podido advertir una anormalidad en el motor, de acuerdo con la lectura de este instrumento. Del análisis del punto 1.16.8, surge que: hubo una diferencia de torque de entre 100 a 250 Lbs/Ft en menos, manteniendo los otros parámetros de motor dentro de los límites, por lo que se infiere que esta situación probablemente, pudo haber advertido al piloto y al personal encargado del mantenimiento de la aeronave, que el motor izquierdo estaba presentando una disminución en sus performances. De lo declarado y en base al tipo de falla del motor izquierdo, el piloto procedió a la detención del mismo, sin intentar el reencendido en vuelo, completando el procedimiento de acuerdo con lo establecido en el Manual de Vuelo de la aeronave, Sección 3 (Procedimientos de Emergencia); por lo que se apreció que la misma fue resuelta correctamente. Aspectos técnicos Las anotaciones en las respectivas Libretas de Historiales de Célula, Motores y Hélices, como así también la documentación que acompañaba a la última Rehabilitación Anual (Formulario DNA 337), con relación al mantenimiento, reflejaron que el mismo, era el establecido por las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Del informe del motor izquierdo realizado por el Centro de Mantenimiento DNA Nº 1B‐203 y su conclusión, se pusieron de manifiesto claras evidencias de operación con elevada temperatura, probablemente, debido a la quemadura o rotura de una o más termocuplas, generando en el instrumental de ITT, una indicación en menos de la real y consecuentemente una operación inadvertida apenas por encima del límite; pero con el adicional que durante varias horas de operación en esas condiciones, produjeron en el motor un deterioro progresivo, con desprendimientos de álabes de los discos rotores, seguido de vibraciones excesivas en todo el conjunto, por arrastre y rozamiento de los mismos, llevando al motor a un colapso final. Las pequeñas partículas metálicas encontradas en el filtro del sistema de lubricación, provienen de los daños provocados por rozamiento, anteriormente referidos. Asimismo cabe señalar, que a pesar de la errónea indicación de temperatura, trasladado a una inadvertida operación del motor por encima del límite, novedad que si se hubiera relacionado comparativamente con otros parámetros de motor como: torque, temperatura y presión de aceite; podrían probablemente, haber indicado al piloto, deficiencias en el funcionamiento del mismo. Hechos definidos El piloto poseía la Licencia y Habilitaciones correspondientes y estaba autorizado para realizar el vuelo. El mismo tenía experiencia y adiestramiento en este tipo de aeronave. Las indicaciones de temperatura de ambos motores no eran fidedignas. Probable operación del motor izquierdo, con temperatura por encima del límite establecido por el fabricante. Operación de la aeronave, en vuelos anteriores, con probables diferencias de torque. La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad, Propiedad y Matriculación en vigencia. El mantenimiento y las inspecciones de la aeronave se ajustaba a los programas determinados por el fabricante y la DA. El peso y centrado de la aeronave estaban dentro de los límites que establece la Planilla de Masa y Balanceo. Las condiciones meteorológicas no tuvieron influencia en el suceso. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de crucero, falla del motor izquierdo, con 170
procedimiento de detención del mismo y posterior aterrizaje de emergencia con un motor inoperativo; debido a probable operación sucesiva del motor, a una temperatura por encima de su límite. Factor contribuyente Indicación errónea de ITT (Instrumento Temperatura Interturbina) Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad, de optimizar adecuadamente la gestión de administración del mantenimiento de las aeronaves de su propiedad, que realiza el TAR, estableciendo con el RT una relación directa, a los efectos de prever potenciales novedades, permitiendo elaborar las medidas preventivas, correctivas y monitoreo del mantenimiento, operación y seguridad, que en cada caso correspondan; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Estancia “La Florida”, General Rodríguez, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 07 JUN 09 HORA: 16:00 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión Experimental MARCA: Pulsar MODELO: JD 2 MATRICULA: LV‐X148 PILOTO: Licencia de Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El piloto con un acompañante, inició un vuelo a las 15:30 hs, con la aeronave matrícula LV‐X148, desde el Aeródromo (AD) Gral. Rodríguez (GEZ), para una demostración en vuelo local, al Sur de GEZ. A las 16:00 hs aproximadamente, la aeronave se precipitó a tierra en un predio correspondiente a la estancia “La Florida”. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales 1 1
‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Destruida, fuselaje partido en dos a la altura del puesto del acompañante, parte delantera de la cabina y alas totalmente deformadas, al igual que el estabilizador horizontal. Motor: Destruido por fuerte impacto contra el terreno, produciendo la rotura y desprendimiento de los accesorios. La tapa de la caja de accesorios y los semi‐cárter partidos y cilindros deformados. Hélice: Destruida, por deformación y rotura, tanto del cono como de las palas. Daños en general: Destruida. 171
Información sobre el personal El piloto, de 41 años, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión (PPA), otorgada el 10 FEB 04, con habilitación para aviones monomotores terrestres hasta 5.700 kg; poseía además Certificado de Competencia de Piloto de Ultraliviano Motorizado (ULM). La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), informó que en su legajo aeronáutico, no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas y que no existía copia del último foliado archivado. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 SET 09, con la observación: “Debe usar lentes correctores”. No fue posible obtener el registro de su actividad aérea ni el Libro de Vuelo, por lo que no pudo apreciarse cual era su experiencia, en horas de vuelo, total y en el tipo de aeronave. Información sobre la aeronave El LV‐X148 era una aeronave experimental tipo avión, modelo JD‐2, biplaza, serie Nº 001, fabricado el 04 JUL 1995, de estructura reticulada metálica, con fuselaje de material compuesto (recubrimiento no activo) y alas metálicas bajas, empenaje convencional, tren triciclo retráctil con ruedas, un motor alternativo de cuatro cilindros opuestos de 150 hp y una hélice metálica de dos palas y paso variable. El Certificado de Aeronavegabilidad fue emitido por la Dirección de Aeronavegabilidad (DA), el 23 DIC 1988, sin fecha de vencimiento, clasificación Especial, categoría Experimental. El último formulario 337 fue realizado por el propietario y presentado a la DA, el 26 MAY 1999, con vencimiento en MAY 2000. Del mantenimiento de la aeronave, no pudieron obtenerse registros; los únicos con los que se contó, fueron los enviados por la DA. El Certificado de matrícula estaba registrado a nombre de un propietario particular, con fecha de inscripción el 31 ENE 2008. Célula Las inspecciones eran realizadas por el propietario de la aeronave. De acuerdo con una memoria que llevaba el propietario en su sitio de Internet, la aeronave habría tenido en fecha cercana al accidente un Total General (TG) de unas 102 hs, pero no se llevaba un registro formal de la actividad. De acuerdo con la fuente mencionada, a partir de setiembre de 2006 se habrían hecho trabajos importantes de mantenimiento, aunque sin registro ni presentación de documentación a la DA y sin tener constancia en las libretas correspondientes. La última actividad de vuelo asentada en el historial data del 23 MAY 99, con 84 hs de TG. Estas omisiones no estaban acorde con lo indicado en la Circular de Asesoramiento CA 20‐27D, Cambio 1, de la DA (“Certificación y Operación de Aeronaves Construidas por Aficionados”), párrafos 6, g. (3) “Requerimientos de Documentación” y 7 “Certificación de Aeronavegabilidad Recurrente”. Motor Era marca Lycoming, modelo O‐320‐A2B, número de serie L‐27172‐27 A de 150 hp, de inspección periódica. Su última actividad asentada databa del 23 MAY 99, con 89 hs de TG. No pudieron establecerse las acciones de mantenimiento llevadas a cabo con anterioridad al momento del accidente. El combustible requerido por el fabricante del motor era aeronafta tipo 100 LL, encontrándose vacíos ambos tanques (derecho e izquierdo), por destrucción en el choque contra el terreno. Hélice Era marca Hartzell, modelo HC‐927K 8D, número de serie 11277L, compuesta de dos palas de construcción metálica, paso variable e inspección periódica. No pudieron establecerse las acciones de mantenimiento llevadas a cabo, ni la actividad con anterioridad al momento del accidente, dado que no había registros actualizados. 172
Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos estimados al momento del accidente era el siguiente: Vacío: 532 kg Piloto: 80 kg
(por autopsia)
Acompañante: 90 kg (por autopsia) Combustible (20 lts x 0.75): 15 kg (estimado) Varios ‐ ‐ kg Total al momento del accidente: 717 kg
Máximo de Despegue (PMD): 850 kg Diferencia: 133 kg en menos respecto PMD Los valores obtenidos durante la investigación, permiten estimar que el centro de gravedad (CG), habría estado dentro de los límites determinados por el fabricante. Información meteorológica El Servicio Meteorológico Nacional, en base a los datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza. Visto también los mapas sinópticos de superficie de 15:00 y 18:00 UTC, informó: Viento: 020° / 10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 6/8 SC 900 m; Temperatura: 11.4° C; Temperatura Punto de Rocío: 4.6° C. Presión a Nivel Medio del Mar: 1025.6 hPa y Humedad Relativa: 63 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en el predio de una estancia ubicada a 3,5 km al SSE de la rotonda de intersección de la Rutas Provinciales Nº 6 y 24, de la Provincia de Buenos Aires, en las coordenadas 14° 44’ 49” S 059° 01’ 36” W, con una elevación de 31 metros sobre el nivel medio del mar. La superficie era de tierra y pasto, de consistencia firme, sin obstáculos donde impactó la aeronave. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave impactó de punta contra el terreno, destruyéndose por la magnitud del mismo. Como consecuencia, la parte posterior del fuselaje con la deriva y la rueda de nariz quedaron a unos 15 m del resto de la aeronave, con un rumbo aproximado 200°. El cono de hélice y el motor se encontraron enterrados unos 40 cm, prácticamente, en forma vertical en el terreno. Información médica y patológica Ambos ocupantes de la aeronave fallecieron a consecuencia del mismo. Incendio: No hubo vestigios de incendio ni explosión. Supervivencia Los cinturones de seguridad estaban cortados por acción de los filos del metal y la acción de los bomberos para retirar los cuerpos; por la magnitud del impacto no se pudo apreciar la condición en que habrían sido utilizados, ni su actuación. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se reconstruyeron y controlaron las partes de la aeronave sin encontrar 173
faltantes; se verificó la cadena cinemática de los comandos, encontrándose suelta la barra del control del timón de profundidad a la altura del pivote, ubicado en la parte posterior del fuselaje, en una unión soldada. Al inspeccionar la misma se constató que ésta habría sido realizada en forma deficiente, además de presentar corrosión, estando unida por un punto muy débil; no se pudo determinar si el desprendimiento fue producto de una maniobra en vuelo, al mover el timón de profundidad o por la magnitud del impacto contra el terreno. El sistema de combustible, circuito de encendido y funcionamiento de los comandos de motor por la gran destrucción de los mismos, no pudieron ser controlados, al igual que la cantidad de combustible, por rotura de los tanques; no se encontraron indicios de contener combustible. Por lo tanto, no pudo establecerse fehacientemente el tipo y condición del combustible utilizado. La llave selectora de magnetos se encontró en el terreno, con la perilla y la carcasa rota en posición OFF. Las bujías inferiores de los cilindros Nº 1 y Nº 2 estaban sueltas, desprendidas de su alojamiento, por rotura del entredós y del inserto respectivamente, debido al impacto del motor contra el terreno. Al encontrar el sinfín del actuador de flaps extendido, totalmente desenroscado, indicaría que el mismo estaba en posición abajo antes del impacto. Es posible que el tren de aterrizaje se encontrara extendido al momento del impacto, dado los siguientes indicios: 1)
Los actuadores del tren principal en posición tren abajo; 2)
Forma de rotura del montante del tren derecho; 3)
Tren principal izquierdo desprendido desde el fuselaje; 4)
Tren de nariz desprendido y a una distancia de unos 15 m. Por datos obtenidos de un testigo, que habría estado en el AD, previo a la puesta en marcha y a la salida de la aeronave, la misma habría tenido pérdida de combustible en el tanque izquierdo, por lo que no se habría cargado el mismo. La cantidad que poseía al momento del accidente no se pudo conocer, pero estimativamente, no habría sido mayor a 20 lts, en el tanque derecho. Durante la puesta en marcha de la aeronave, por no tener carga la batería, ésta habría sido conectada a una batería de automóvil. Un testigo de profesión chofer de camiones y mecánico, indicó que la aeronave fue vista avanzado en un rumbo general Norte ‐ Sur y después que pasó el cruce de las rutas, apreció una detención del motor, luego un arranque y casi inmediatamente una detención total, pudiendo ver la hélice circulando muy lentamente, precipitándose a tierra en forma de tirabuzón, dando estimativamente dos vueltas; además agregó, que después que el motor se detuvo por segunda vez, pudo ver que el avión “levantaba la nariz y cae dando vueltas con la nariz para abajo”. De acuerdo con el Ábaco de probabilidades de formación de hielo en el carburador, las condiciones meteorológicas resultaban ser, de “serio congelamiento a cualquier potencia”. Información orgánica y de dirección La aeronave experimental estaba inscripta a nombre de un propietario particular, quien la utilizaba para su adiestramiento y vuelos privados. Información adicional Por fallecimiento del piloto y no habiéndose podido obtener registros de la actividad de vuelo, desarrollada por éste, se logró información de un sitio de Internet con la historia de la aeronave y su mantenimiento, además de otros detalles personales del propietario y la actividad desarrollada desde su adquisición. Historia: Fue adquirida en NOV 2006 en Lima, Provincia de Buenos Aires, donde habría estado arrumbada en el aeródromo del mismo nombre, desde hacía cinco años aproximadamente. Luego de un año de trabajo, se le habrían realizado distintas pruebas de tren y comportamiento de la aeronave, dado que el piloto habría estado haciendo la adaptación en forma autónoma, con el sistema de prueba y error, tomando precauciones. 174
En la información colectada, el propietario indicó que estaba desarrollando un sistema de “intercom”, para incorporarlo a la brevedad; que hasta ese momento había acumulado unas 10 hs de vuelo, sobre un total de 102 hs de la aeronave, y que además estaba en etapa de conocimiento y búsqueda de las performances. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto habría estado haciendo la adaptación en la aeronave, en forma autónoma; lo mismo ocurrió con el mantenimiento, el cual corresponde de acuerdo con la normativa vigente. Las indicaciones obtenidas, de quienes circunstancialmente observaron las maniobras de la aeronave a baja altura, son indicativas de una probable falla y detención del motor, con posterior pérdida de control de la aeronave, y entrada en pérdida de sustentación agravada, lo cual habría llevado, a que al no haber sido resuelta la recuperación de la condición en forma inmediata, la misma se habría precipitado a tierra en tirabuzón; tal como se pudo apreciar en la información obtenida sobre el terreno. La posición de la hélice y el motor, “clavados de punta” en el suelo, son característicos de una caída vertical descontrolada, como lo es el tirabuzón. El hecho de encontrarse la aeronave con tren y flaps abajo, podría haber sido para mostrar previamente el comportamiento del avión, con esa configuración, dado que era la finalidad del vuelo. El ábaco de probabilidades de formación de hielo, indicaba para las condiciones meteorológicas existentes, serio congelamiento a cualquier potencia; por lo que podría apreciarse que probablemente, se habría formado hielo en el carburador, siendo este un posible factor contribuyente a la falla y posterior detención del motor. La cantidad de horas que el propietario / piloto, expresó que tenía a bordo de la aeronave, se apreció como indicativa de una probable escasa experiencia en el tipo de aeronave; pudiendo haber sido superado por la situación. La técnica de vuelo en el uso de los comandos de la aeronave, que se habría utilizado, para corregir la situación en la emergencia, no habría sido la adecuada; siendo además la escasa altura de vuelo, un factor contribuyente al accidente. Aspectos técnicos De la información obtenida, se pudo apreciar un prolongado y posible inadecuado preservado de la aeronave, previo a la adquisición. De lo investigado, surge que tanto el estado, como el mantenimiento de la aeronave, no habría sido el adecuado, encontrándose partes con corrosión, datos de pérdida de combustible en uno de los tanques, soldaduras deficientes, batería sin carga y documentación de mantenimiento faltante e incompleta. Las circunstancias mencionadas, hacían que la aeronave estuviera en una condición no aeronavegable. Hechos definidos Aunque no se pudo obtener documentación personal del piloto y registros de la actividad de vuelo, éste tenía las licencias para la actividad que se estaba desarrollando y contaba con su habilitación psicofísica vigente. La adaptación a la aeronave, fue realizada de modo autónomo por parte del piloto y habría tenido una probable escasa experiencia en el tipo de aeronave. De acuerdo con la reglamentación vigente, la aeronave no estaba aeronavegable. A pesar de las novedades técnicas encontradas en la aeronave, no se pudo determinar en forma fehaciente, que una falla estructural o de algún componente pudiera haber ocasionado el suceso; no obstante por declaración de un testigo, pudo apreciarse una probable falla y detención del motor a baja altura, previo al accidente, posterior pérdida de control de la aeronave con precipitación a tierra en 175
tirabuzón. Las condiciones meteorológicas, presentaban valores para una probable seria formación de hielo en el carburador a cualquier potencia. Causa En un vuelo de aviación general, durante una demostración en vuelo de una aeronave experimental, probable detención del motor por formación de hielo en el carburador, posterior pérdida de control de la aeronave, con entrada en pérdida de sustentación agravada por un tirabuzón, precipitación e impacto contra el terreno; debido a probable inadecuado uso de los comandos de vuelo. Factores contribuyentes 3)
Condiciones meteorológicas para probable seria formación de hielo en el carburador. 4)
Escasa altura de vuelo. 5)
Probable escasa experiencia de vuelo en la aeronave. Recomendaciones de seguridad A la Asociación de Aviación Experimental (EAA) Argentina Considerar la conveniencia de difundir este Informe entre los integrantes de la Asociación, a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. Dado que el mantenimiento de las aeronaves experimentales es efectuado por los propietarios de las mismas, considerar la conveniencia de llevar a conocimiento de los integrantes de la Asociación, pilotos y propietarios de aeronaves experimentales, sobre la necesidad de realizar un control y verificación de todos los componentes en forma regular y exhaustiva, como también mantener al día la documentación exigida por las reglamentaciones vigentes. Asimismo se recomienda, a los efectos de la construcción y reparación, la utilización de guías de procedimientos aceptables, tal como la Advisory Circular 43.13‐1B “Acceptable Methods, Techniques, and Practices – Aircraft Inspection and Repair” de la FAA. 176
INFORME DE INCIDENTE INCIDENTE OCURRIDO EN: Vuelo, aproximación final de pista 05 del Aeródromo San Fernando, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 14 JUN 09 HORA: 23:15 UTC Aprox. AERONAVE: Avión MARCA: RAYTHEON HAWKER MODELO: 800 XP MATRÍCULA: LV‐BBG COMANDANTE: No aplicable. COPILOTO: No aplicable. PROPIETARIO: Sociedad Anónima. Reseña del vuelo El 14 JUN 09, la tripulación de la aeronave matrícula LV‐BBG, realizó una aproximación final, para aterrizaje en la pista 05, del Aeródromo (AD) San Fernando (SADF), durante la cual se habría producido un probable incidente de choque con ave, con daño en la aeronave, efectuando el aterrizaje sin otra novedad. El incidente ocurrió de noche y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas: No aplicable. Daños en la aeronave Célula: Sin daños. Motores: Ingestión de ave en motor Nº 2 (derecho), produciendo daños en 6 alabes del fan. Daños en general: Leves. Información sobre la aeronave Aeronave bimotor, marca Raytheon Hawker, modelo 800 XP, fabricado por Raytheon Aircraft Company, USA, número de serie 258707; poseía un Certificado de Matriculación y Propiedad de Aeronave, con la marca de identificación LV‐BBG, emitido el 07 MAY 08 y Certificado de Aeronavegabilidad, Categoría Transporte, emitido el 13 MAY 05, en vigencia. Célula: No aplicable. Motores Motor derecho: Marca HONEYWELL, modelo TFE731‐5BR‐1H, fabricado bajo el número de serie P‐
107964, totalizaba una actividad de 1.041,9 hs y 544 ciclos. Motor izquierdo: No aplicable. Peso y centrado de la aeronave: No aplicable. Información meteorológica: No aplicable. Ayudas a la navegación: No aplicable. Comunicaciones: No aplicable. Información sobre el aeródromo 177
El incidente ocurrió durante la aproximación final a la pista 05, del AD SADF, ubicado a 2 km al SW, de la localidad de San Fernando, Provincia de Buenos Aires. El mismo contaba con una pista de asfalto, orientación 05/23, de 1801 x 30 m de largo y ancho respectivamente, sus coordenadas eran 342710 S ‐ 0583518 W, con una elevación de 3 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo: No aplicable. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto: No aplicable. Ensayos e investigaciones El Gerente de Operaciones de la Empresa Propietaria y Explotador de la aeronave denunció el incidente de choque con ave, de tamaño grande, con ingestión en el motor Nº 2, producido durante la aproximación final de pista 05, del AD SADF, confeccionando un informe, mediante el Formulario de Notificación de los Choques con Aves (IBIS), presentado en el AD SADF. No se pudo determinar, que tipo de ave fue la que impactó e ingestó el motor. Durante la investigación técnica, mediante la observación de las fotografías del informe de daños, enviado por el Representante Técnico de la Empresa Propietaria y Explotador de la aeronave, se visualizaron restos pequeños de ave impregnados en los alabes del motor Nº 2, donde eran visibles los daños dentro del fan, en sector denominado fan blade stack. El Informe Técnico del TAR Nº 1B‐203, sobre los trabajos efectuados en el Motor Honeywell, Modelo TFE731‐5BR‐1H, Serie Nº P‐107964, detalló lo siguiente: Se efectuó inspección de la zona de entrada de aire por reporte de impacto de ave (Bird Strike Inspection), de acuerdo con el Manual de Mantenimiento 72‐02‐96, observándose daños en varios alabes de fan, los que deben ser reemplazados, y produciendo marcas en la zona de by‐pass de fan, que serán eliminadas mediante limpieza del área, no observándose daños en el interior del compresor. Fan blade, P/Nº 3075290 Cantidad: 6 Daños: marcas y dobladuras en los midspan damper por impacto directo y/o golpes entre sí provocados por el impacto. Estos daños son considerados como no aceptables por el manual correspondiente. Se debe enviar el resto de los alabes de fan a Honeywell para efectuar una inspección por eddy current a todos los midspan damper por recomendación del fabricante. De acuerdo con el informe de trabajos realizados como resultado de los daños, en el TAR 1B‐203, fecha 08‐08‐09, OT Nº 1218, Motor HONEYWELL TFE 731 ‐ 5BR ‐ 1H, Serie Nº P‐107964, enviado por el Representante Técnico de la Empresa Propietaria y Explotador de la aeronave; se detallaron las siguientes tareas: . Inspección Visual del motor. Bird Strike Inspection, de acuerdo con Manual de Mantenimiento 72‐02‐
96. . Inspección Visual detallada de los alabes del Fan. . Boroscopia del Compresor. . Remoción de todos los alabes del Fan. . Inspección visual y tintas penetrantes a todos los alabes del Fan. Determinación de daños: marcas y dobladuras en los midspan damper por impacto directo y/o por golpes entre si provocados por el impacto. . Envío de todos los alabes del Fan a Honeywell Phoenix. . Recepción de los 9 alabes nuevos y 21 alabes originales serviciables. Re‐instalación de los alabes en el Fan. . Prueba en tierra y balanceo dinámico. . Liberación al servicio: 8 de Agosto de 2009. TAREAS REALIZADAS POR HONEYWELL PHOENIX – USA 178
. Eddy Current Inspection de 24 alabes del Fan. . Rechazo de 3 alabes originales del Fan. . Reparación de 2 alabes originales del Fan. . Envío de las partes de regreso a Buenos Aires. OTRAS TAREAS RELACIONADAS . Análisis y Reporte de Vibraciones, como parte del Informe del TAR 1B‐203. . Reporte JetCare de las Desc Download – ECTM. . Copias de los Formularios 8130‐3, emitidos por el fabricante (Honeywell‐PHX.). Se solicitó al Jefe de AD SADF, copia de las tareas de control del peligro aviario y fauna del AD, de acuerdo con el Programa de Control del Peligro Aviario y Fauna del mismo, constando en la planilla parte diario de actividad del AD SADF, del día del suceso, en los horarios 07:30/09:20, 09:30/12:00, 12:10/ 14:00, 15:00/18:00 LT, tareas de dispersión de aves, efectuadas por personal del Concesionario del AD, en el área de movimiento. De acuerdo con la información del IBIS y la complementaria del Representante Técnico, se realizó una inspección visual del área del terreno perimetral externo al AD, correspondiente a la trayectoria de la aproximación final a la pista 05, observándose un obrador con gran acumulación de material, numeroso movimiento de tierra, escombros con gran cantidad de residuos orgánicos e inorgánicos varios y el canal próximo al cerco perimetral del AD, totalmente contaminado por residuos diversos. (Fotografías Anexos ALFA y BRAVO) Luego de analizar la Directiva Nº 01/07 de la ANAC, de fecha 01 MAY 07, Control del Peligro Aviario y Fauna, en lo referente a tareas de coordinación externas, de acuerdo con lo establecido en la Parte IV – Criterios, Jefe de Aeropuerto, y en Adjunto al Anexo “I” ‐ Medidas Relativas al Uso del Suelo: Inciso 1º), Párrafo f), e Inciso 3º), Párrafo d); se solicitó al Jefe de AD SADF, copias de la documentación existente sobre las mismas, realizadas antes de la ocurrencia del suceso. Al respecto, en respuesta, se recibió copia de nota enviada por el Jefe de AD SADF, al Señor Intendente Municipal de San Fernando, con fecha 17JUN 08, con copia al Jefe de la Región Aérea Centro y al Administrador de la Empresa Concesionaria del AD; donde constaba el potencial peligro aviario para la aviación, generado por el basural a cielo abierto en terreno lindero al AD, con fotografías del sector en cuestión, con acumulación de material inorgánico y orgánico, solicitando la intervención correspondiente para conseguir la erradicación del mencionado basural. Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de una Sociedad Anónima, se utilizaba para vuelos de Aviación General y además estaba afectada a Empresa Explotador de Servicios de Transporte Aéreo Comercial No Regular, Interno e Internacional de Pasajeros, Carga y Correo. ANÁLISIS Aspectos operativos Después de producido el probable incidente de choque con ave, con ingestión en el motor Nº 2, de la aeronave matrícula LV‐BBG, durante la aproximación final a la pista 05 del AD SADF; se realizó una investigación técnica, desprendiéndose de ella, que según lo informado por el Jefe de AD SADF, el citado AD contaba a la fecha del incidente, con un programa de prevención del peligro aviario y fauna, de acuerdo con lo establecido en la Directiva 01/07 de la ANAC, y se habían realizado tareas de control del peligro aviario en el área de movimiento del AD, antes de la hora de ocurrencia del suceso. Asimismo, de acuerdo con la citada Directiva, en lo referente al cumplimiento de lo establecido en Parte IV – Criterios, Jefe de Aeropuerto, Inciso 6º) y en Parte Adjunto al Anexo “I”, Medidas relativas al uso del suelo, Inciso 1º), Párrafo f), e Inciso 3º), Párrafo d); según lo informado por el Jefe de AD SADF, 179
existía antecedente, de fecha 17JUN 08, aproximadamente un año anterior a la fecha del incidente; sobre nota enviada al Sr. Intendente Municipal de San Fernando, solicitando su intervención al respecto, con copia al Jefe de la Región Aérea Centro y al Administrador del Concesionario del AD. Como parte de la investigación técnica realizada, se realizó una inspección visual del área del terreno perimetral externo al AD, correspondiente a la trayectoria de la aproximación final a la pista 05, actualizándose la información, observándose un obrador con gran acumulación de material, numeroso movimiento de tierra, escombros con gran cantidad de residuos orgánicos e inorgánicos varios y el canal próximo al cerco perimetral del AD, totalmente contaminado por residuos diversos; por lo que se apreció que la potencial atracción de aves persistía y persiste, presentando un serio riesgo de accidente o incidente aéreo por choque con aves, durante la operación del aeródromo, (Fotografías Anexos ALFA y BRAVO). Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas no se desprende ningún factor técnico, que haya influido previamente, en el presente suceso. Hechos definidos La aeronave se encontraba en condiciones de aeronavegabilidad, al momento del suceso. De acuerdo con lo denunciado por el Gerente de Operaciones de la Empresa Propietaria y Explotador de la aeronave, en el formulario IBIS, se habría producido un probable incidente de choque con ave, con ingestión y daños en motor Nº 2, de la aeronave matrícula LV‐BBG, durante la aproximación final a la pista 05 del AD SADF. El AD SADF contaba, a la fecha del incidente, con un programa de prevención del peligro aviario y fauna, de acuerdo con lo establecido en la Directiva 01/07 de la ANAC, y se realizaron las tareas al respecto, en horarios previos al incidente, en el área de movimiento, por parte del Concesionario del AD. De acuerdo con la información enviada por el Jefe de AD SADF, no se registran en el mismo, antecedentes de constancias de documentación, relativas al año 2009, elaborada por la Autoridad del Aeródromo, reiterándose la situación expuesta en el año 2008, a la Autoridad Municipal competente, sobre la presencia de un obrador con gran acumulación de material, numeroso movimiento de tierra, escombros con gran cantidad de residuos orgánicos e inorgánicos varios y el canal próximo al cerco perimetral del AD, totalmente contaminado por residuos diversos; por lo que se apreció que la potencial atracción de aves persistía a la fecha del incidente y aún persiste, presentando un serio riesgo de accidente o incidente aéreo por choque con aves, durante la operación del aeródromo. Recomendaciones de seguridad A la Dirección Regional Aérea Centro de la ANAC Considerar la necesidad de instruir adecuadamente a los Jefes de Aeródromos de su ámbito de competencia, en los casos que corresponda, sobre el cumplimiento de lo establecido en la Directiva 01/07 de la ANAC; recomendándose reiterar las coordinaciones externas, con las Autoridades de la zona competentes en la materia; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. 180
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeropuerto Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 17 JUN 09 HORA: 21:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Airbus MODELO: A‐320‐233 MATRÍCULA: LV‐BET COMANDANTE: Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea de Avión COPILOTO: Licencia Piloto Comercial de Primera Clase de Avión PROPIETARIO: Empresa de Transporte Aerocomercial Regular Reseña del vuelo El Comandante y su tripulación, con la aeronave matrícula LV‐BET, realizaban un servicio interno regular de pasajeros, entre el Aeropuerto (AP) Córdoba / Ing. Aer. Ambrosio Taravella (SACO) y el AP Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires (SABE). Durante la aproximación a la pista 13 del AP SABE, advirtieron la activación de la alarma del sensor de alta temperatura de frenos. Ante dicha novedad, el Comandante decidió dirigirse a la alternativa, AP Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini (SAEZ), donde aterrizaron, dirigiéndose luego a la plataforma de estacionamiento. En dicho lugar, los mecánicos de mantenimiento de la Empresa Aérea, durante la revisión del tren de aterrizaje principal derecho, observaron el desprendimiento de la banda de rodamiento de la cubierta de la rueda Nº 3 y daños en una cañería de hidráulico del sistema de frenos. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna 2/4 112 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Desprendimiento de la banda de rodamiento de la cubierta Nº 3 del tren principal derecho, daños en una cañería de hidráulico del sistema de frenos, en una ficha de la unidad de monitoreo de temperatura de frenos (BTMU) y en dos soportes de mangueras. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Comandante El Comandante era titular de la Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea de Avión (TLA), con habilitación para Vuelo Nocturno, Vuelo por Instrumentos, Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg, CAT III A319, CAT III A320, A319, A320, CRJ2. De acuerdo con la información enviada por el INMAE, su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, para la Licencia TLA se encontraba en vigencia, con fecha de vencimiento 30 OCT 09. De acuerdo con lo informado, por la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC – Departamento Explotadores Aéreos, en el Anexo II (Registro de Tripulantes Afectados), de la Empresa Aérea, vigente a la fecha del accidente, éste se encontraba afectado como Piloto de A‐320, con Licencia TLA, por lo que cumplía con lo estipulado en la reglamentación aeronáutica. 181
Copiloto El copiloto era titular de la Licencia Piloto Comercial de 1ra Clase de Avión, con habilitación para Vuelo Nocturno, Vuelo por Instrumentos, Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg, Copiloto A320, Copiloto A 319, Copiloto C560, Aeronave propulsada por turbohélice menor de 5.700 kg, Copiloto SW3. De acuerdo con la información enviada por el INMAE, su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, para la Licencia Piloto Comercial de 1ra Clase de Avión, se encontraba en vigencia, con vencimiento el 30 JUL 09. Información sobre la aeronave Avión, marca Airbus, modelo A320‐233 número de serie 1854, de 168 plazas, con un peso máximo de despegue de 77.000 kg y un peso vacío de 43.961 kg, de construcción metálica, ala baja, tren triciclo retráctil con ruedas y dos motores a reacción. Célula El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente, un total general (TG) de 19.018 hs y 15.292 ciclos. Certificado de Matrícula: registrado a nombre de una Empresa Aérea, con fecha de inscripción el 02 JUN 2006. Certificado de Aeronavegabilidad: emitido por la DA el 20 MAY 2006, clasificación Estándar, categoría Transporte. Formulario DA 337: emitido por la Empresa Aérea. Registros de mantenimiento: los mismos indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Motores Motor Nº 1: marca IAE modelo V 2500, número de serie V 12068, de 12.246 kg de empuje, el mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 9.618,49 hs y 7.155 ciclos. Motor Nº2: marca IAE modelo V 2500, número de serie V 11589, de 12.246 kg de empuje, el mantenimiento se lleva a acabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 14.766,49 hs y 11.680 ciclos. Combustible requerido y utilizado: Jet A1. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, estimados al momento del accidente, fueron los siguientes: Básico: 43.961 kg Tripulación/Pasajeros/Carga: 9.312 kg Peso “0" combustible: 53.273 kg Combustible: 5.385 kg Total al momento del despegue: 58.658 kg Máximo de despegue (PMD): 77.000 kg Combustible consumido: 2.937 kg aprox. Total al momento del accidente: 55.721 kg aprox. Máximo de aterrizaje ajustado (PMA): 64.500 kg Diferencia aprox.: 8.779 kg en menos respecto al PMA. 182
El centro de gravedad se encontraba dentro de los límites establecidos por el fabricante, en el Manual de Vuelo de la aeronave, de acuerdo con los datos registrados en la planilla de carga (“loadsheet”), enviada por la Empresa Aérea. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza, interpolados a la hora del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 2100 UTC, eran: Viento: 050°/06 kt; Visibilidad: 9 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Temperatura: 14.3° C; Temperatura Punto de Rocío: 5.0° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1016.2 hPa; y Humedad Relativa: 54 %. Comunicaciones Se realizaron con los operadores de tránsito aéreo del ACC BAIRES, AD SABE y SAEZ, sin novedad. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en el Aeropuerto Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini, ubicado a 22 Km al SSW de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires. Cuenta con dos pistas de Asfalto, con orientación 11/29, cuya dimensión es 3300 m x 60 m y 17 / 35 de 3100 m x 45m. Las coordenadas del lugar son: S 34° 49’ 20” y W 058° 32’ 09”, con una elevación de 67 ft sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo La aeronave disponía de un registrador de voces y de un registrador de datos de vuelo. Se efectuó desgrabación y lectura de CVR, marca Honeywell, P/Nº 980‐6022‐001, S/Nº 120‐04594. La información se volcó en formato digital en un disco compacto (CD), siendo el audio de buena calidad. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Después del aterrizaje de la aeronave en el AP SAEZ, el Operador de la TWR, instruyó a la tripulación de cabina de vuelo, para el estacionamiento en la plataforma; en ésta, el Comandante detuvo la aeronave y en una revisión técnica se verificó el desprendimiento de la banda de rodamiento, de la cubierta de la rueda Nº 3, del tren principal derecho. El desprendimiento de la banda de rodamiento citada, produjo daños en una de las cañerías hidráulicas, del sistema de frenos y en una ficha de la unidad de monitoreo de temperatura del sistema de frenos (BTMU); también produjo leves daños en dos soportes de mangueras del sistema de frenos. No se observaron otros daños ni hubo dispersión de restos. Supervivencia No se utilizaron los sistemas de evacuación, los pasajeros y tripulación descendieron por sus propios medios, en la plataforma del aeropuerto, por las escaleras del avión en forma normal. Ensayos e investigaciones En la plataforma que se encontraba la aeronave, en el AP SAEZ, se inspeccionó el estado general de la misma, por posibles daños en otros componentes, que no sea en el tren principal citado, no encontrándose novedad. En el taller de mantenimiento de la Empresa Aérea, propietaria de la aeronave, se procedió al desarme de la rueda afectada, con la presencia del representante de la Empresa fabricante de la cubierta. De la inspección en la parte interna del casco de la misma, se descubrió un pequeño corte marcado con un círculo amarillo (dando a entender que la novedad fue observada por alguien); se confirmó que el orificio era pasante utilizando un alambre de frenar que traspasaba la banda sin dificultad. La ubicación 183
del corte era justo en la parte media, de la banda de rodamiento de la cubierta. Los resultados del ensayo realizado por la Empresa fabricante de la cubierta fue el siguiente (Resumen y traducción no oficial): Observaciones y conclusiones: ‐El inflado y comprobación de pérdidas fue realizado por la Empresa Aérea con resultados normales. ‐El fusible de la rueda estaba intacto. ‐Los pilotos expresaron no haber tenido indicación de alta temperatura en el frenado. ‐De la revisión de los antecedentes de la Empresa fabricante, no se encontraron novedades. Si la cubierta hubiese estado cortada lo suficiente para causar la pérdida, debería haber sido encontrada por la Empresa fabricante: ° Durante la inspección inicial ° Previo a la aplicación de ensayos no destructivos ° Durante el pulido ° En la inspección posterior al pulido ° Durante la aplicación de las capas de caucho ° En la inspección final ° En los ensayos no destructivos finales La Empresa fabricante confirmó que la marca de pintura amarilla estaba presente durante el proceso de recapado. Nota: La Empresa fabricante no realiza reparaciones de la pared interna de la cubierta en ninguno de sus modelos radiales. Las bandas de la cubierta actualmente se encuentran en dos pedazos. Ambos pedazos completan los 360° de la banda de rodamiento. Los puntos más difíciles de entender fue la presencia del círculo de pintura amarilla en la banda interna y cuándo la cubierta comenzó a perder presión; dando lugar a los siguientes interrogantes: ‐Si la cubierta tenía el corte previo al envío a la Empresa fabricante, para recapado, cómo fue que pasó todos los controles? ‐Si la cubierta estaba perdiendo presión, cómo es que pasó los controles de presión de la Empresa Aérea? ‐Si el conjunto de la rueda perdía presión, cómo fue que retuvo la presión durante aproximadamente dos meses, durante su almacenaje en la Empresa Aérea? ‐Si el conjunto perdía presión, cómo hizo para realizar el primer vuelo de SABE a SACO? ‐Si la separación de las bandas de rodamiento ocurrió durante el rodaje o el despegue en SACO, cómo es que las bandas se conservaron en una sola pieza y cómo fue que no despidió fragmentos de las partes durante las altas fuerzas centrífugas que se producen durante el despegue? El grupo de investigación apreció, que en algún momento durante el primer vuelo de SABE a SACO, la fisura evidenciada y marcada con un círculo, comenzó a abrirse. Esto seguramente, provocó una leve pérdida. El rodaje y despegue en SACO, probablemente, pudo haber causado la aceleración de la pérdida de presión e iniciado el proceso de separación de las partes. Un pequeño fragmento desprendido durante el desbande, pudo haber impactado contra el sensor del sistema de frenado, lo que generó que se diera la indicación de inoperativo. La banda de la cubierta debió haber estado 184
levemente tomada a la estructura de la cubierta, previo al aterrizaje en SAEZ. Durante el aterrizaje, el esfuerzo en la cubierta desinflada, causó el desbande completo, causando además, durante el desprendimiento, el resto de los daños. A continuación se describen designaciones y números de parte y serie de los elementos dañados: 1)
Cañería de hidráulicos: Nº/P: 201042418 2)
Soporte de manguera: Nº/P: 201391614 3)
Soporte de manguera: Nº/P: 201042374 4)
Unidad de monitoreo de temp. de frenos (BTMU): Nº/P: 35‐1H5‐1002 5)
Cubierta (Nº 3): Nº/P: APR06755 – Nº/S: 607YE046 De acuerdo con lo informado por la Empresa Aérea explotadora de la aeronave, la rueda afectada se ensambló en el Taller de Santiago de Chile, de la Empresa Aérea del Grupo; para ser luego recibida y almacenada en Argentina, antes de ser instalada en el LV‐BET, la noche anterior al suceso. Al no haber antecedente similar, el personal que armó la rueda observó la marca preexistente en el interior del casco, pero la interpretó como un daño permisible por el Taller‐Fabricante y procedió al armado, pasando sin novedad la prueba de estanqueidad post armado. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de una Empresa de Transporte Aerocomercial regular, estando afectada en el Anexo I, del Certificado de Explotador de Servicios Aéreos, de la misma. Información adicional Durante el proceso de investigación, el operador emitió la Circular de Calidad Holding Nº 02 Rev. 00 fechada 08 JUL 09, con las instrucciones para el personal del Taller de Ruedas y/o al involucrado en el armado de las ruedas para la verificación de la cara interna del neumático a fin de asegurar que no existan elementos o marcas extrañas a la composición del neumático, tales como: alambres, material suelto, marcas de tiza, marcador u otro similar. Adicionalmente, el operador en Argentina emitió el Boletín Informativo de la Gerencia de Calidad Nº 04, adjuntando la Circular del Holding Nº 02, anteriormente mencionada, a fines de notificar al personal pertinente sobre la política adoptada por la Empresa. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De lo investigado surge que el accidente no se produjo por falla o deficiencia en la operación de la aeronave. Relacionado con la operación de la misma, en base a lo investigado en la desgrabación del CVR, la tripulación realizó la aproximación y el aterrizaje en el AP SAEZ, de acuerdo con lo establecido en la LCP de la aeronave. Relacionado con la información enviada por el INMAE y la Dirección Nacional de Seguridad Operacional ‐ Departamento Explotadores Aéreos, de la ANAC; se constató que el Comandante de la aeronave y el Copiloto cumplían con la reglamentación aeronáutica vigente. Aspectos técnicos De lo investigado, surge que el accidente de esta aeronave es atribuible a la falla de la rueda Nº 3 del tren principal derecho. Dicha rueda presentaba en su cubierta, un corte en su parte interna y que al ser 185
sometido a cargas y esfuerzos, provocó el desprendimiento de la banda de rodamiento. La Empresa fabricante de la cubierta, que realizó el recapado, admitió en su reporte técnico, haber observado la marca con pintura amarilla, y que luego de una inspección pormenorizada del área de corte por pérdidas y también para determinar la profundidad y ubicación de los mazos de alambre (visibles o no), concluyeron, que la anormalidad era de naturaleza superficial y que la cubierta no tenía pérdidas y que podía ser recapada. También se manifestó el haber dado instrucciones a su personal de inspectores, para no admitir en el futuro cubiertas, para su reparación, con daños iguales o similares a las que se dio en esta oportunidad. Por parte del operador de la aeronave, se emitió oportunamente, luego del suceso, documentación con instrucciones técnicas a fin de mejorar el proceso de recepción de cubiertas, con el propósito de evitar la repetición de eventos similares. En el presente caso, se considera que una posible deficiencia del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional (SMS), podría haber consistido en que el personal que armó la rueda y observó la marca preexistente en el interior del casco, la interpretó como un daño permisible por el Taller‐Fabricante y procedió al armado, sin haber realizado alguna consulta a su nivel superior o de ingeniería que hubiese correspondido. Hechos definidos Se concluye que el accidente de esta aeronave, fue producto de una probable falla en la gestión de control de calidad, del fabricante de la rueda, quien realizó el recapado de la misma y en menor medida del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional (SMS), de la Empresa Aérea propietaria del taller de armado de la rueda. La tripulación de la aeronave se encontraba habilitada para realizar el vuelo. El accidente no se produjo por fallas en la operación de la aeronave. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de transporte aerocomercial regular, en la fase de aterrizaje, rotura de la cubierta de la rueda Nº 3 del tren principal y una cañería del sistema hidráulico; debido a un corte en la parte interna de la cubierta, previo a su recapado, la cual al ser sometida a cargas y esfuerzos, desencadenó el desprendimiento de la banda de rodamiento de la misma. Factores contribuyentes 1) Probable falla del sistema de gestión de control de calidad del fabricante, que realizó además el proceso de recapado de la cubierta. 2) Probable falla del SMS de la Empresa Aérea propietaria del taller de armado de la rueda. Recomendaciones de seguridad A la Dirección General de Aeronáutica Civil de Chile Considerar la necesidad de recomendar a la Empresa Aérea propietaria del taller de armado de la rueda, tomar las medidas pertinentes y en los niveles empresariales que correspondan, a los efectos que todos los neumáticos recibidos luego de un proceso de recapado (o aún nuevos), sean verificados con el nivel de inspección adecuado, para asegurar que no cuenten con ningún tipo de defecto o anormalidad en su cara interna; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. A la National Transportation Safety Board (NTSB, EE.UU.) 186
Considerar la necesidad de recomendar, de la forma más adecuada, a la Empresa fabricante, que además, efectuó el recapado de la cubierta citada, incrementar la eficiencia del sistema de control de calidad de los productos, especialmente, antes del proceso del mismo. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Villa Ángela, Pcia. de Chaco. FECHA: 03 JUL 09 HORA: 12:40 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐28‐140 MATRÍCULA: LV‐LDM PILOTO: Licencia Instructor de Vuelo Avión PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El día 03 JUL 09, el Instructor de Vuelo con un Piloto, despegaron del aeródromo de Villa Ángela (VAN), con la aeronave LV‐LDM, para realizar un vuelo de readaptación al tipo de aeronave. Luego de volar unos 40 minutos, realizando maniobras de entrenamiento, se instruyó al Piloto para que efectuara una aproximación de 360° a la pista 31, seguido de un aterrizaje con toque y despegue, el cual se realizó en forma normal. Luego del mismo, ascendieron a una altura de 200 pies aproximadamente, momentos en que el motor comenzó a experimentar una pérdida de potencia, motivo por el cual, el Instructor de Vuelo tomó los comandos y decidió realizar un aterrizaje de emergencia en un campo aledaño, donde la aeronave colisionó contra un desnivel del terreno, ocasionando el accidente. El accidente ocurrió de día, en condiciones de vuelo visual. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐ ‐ ‐ Graves ‐ ‐
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Leves ‐ ‐ ‐ Ninguna 2 ‐
Daños en la aeronave Célula: Tren de aterrizaje principal derecho, rotura con separación del vástago de amortiguador y rueda, flaps derecho abollado. Daños en general: leves. Información sobre el personal Instructor de Vuelo El Instructor de Vuelo, de 36 años de edad, era titular de la Licencia Instructor de Vuelo Avión, con habilitación para: Instrucción de alumnos y pilotos hasta el nivel de licencia y habilitaciones de piloto de avión que es titular. Poseía además las Licencias Piloto Privado de Avión y Piloto Comercial de Primera Clase de Avión. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 1 anual, se encontraba vigente hasta el 30 AGO 09. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: 187
Total de vuelo: 1334,0 En los últimos 90 días: 105,0 En los últimos 30 días: 25,0 En las últimas 24 horas: 0,7 En el tipo de avión accidentado: 17,0 Piloto en readaptación El Piloto en readaptación, de 52 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con habilitación para aviones Monomotores terrestres hasta 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica Clase 2 se encontraba vigente hasta el 30 NOV 09. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de vuelo: 50 En los últimos 90 días: 1 En los últimos 30 días: 1 En las últimas 24 horas: 0.7 En el tipo de avión accidentado: 8 Información sobre la aeronave General Marca Piper, modelo PA‐28‐140, fabricado el 14 AGO 73 por Chincul SACAIFI, en la República Argentina, Número de serie: AR‐28‐7325371. De construcción metálica, de ala baja sin montantes y tren de aterrizaje fijo del tipo triciclo; con una capacidad máxima para cuatro personas. Célula El 20 OCT 08 se le efectuó en el TAR 1B‐345, la correspondiente habilitación anual con un TG de 2.140,0 hs, quedando habilitada hasta OCT 09. El 16 JUL 98, se le efectuó una inspección mayor en taller aeronáutico habilitado, con un TG de 1.957,8 hs. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Lycoming, modelo O‐320‐E3D, número de serie L‐
33233‐27A, que entregaba 140 hp de potencia. El 20 OCT 08, se le efectuó en un taller aeronáutico la correspondiente Inspección de 100 hs, con un TG de 2.147,0 hs. El 25 ENE 91, se le efectuó recorrida general en taller aeronáutico habilitado, sin antecedentes de TG. Tenía aplicado el STC SE1931CE, para operar el motor con los siguientes combustibles: nafta automotor sin plomo, 87 de mínimo número octánico y con plomo, 88 de mínimo octanaje (índice = (RON+MON)/2). Al ser un motor alternativo de aspiración directa, poseía sistema de aire caliente al carburador, el que era accionado mecánicamente desde la cabina de vuelo, posibilitando el ingreso de aire caliente a la entrada del carburador con el objetivo de prevenir y reducir la formación de hielo en ese sector, posibilitando de ese modo el normal funcionamiento, de acuerdo al régimen de potencia requerido. Hélice El motor estaba equipado con una hélice marca Sensenich, modelo 74DM6‐0‐58, número de serie 188
K34715, de paso fijo, con dos (2) palas metálicas. El 11 JUN 93, se le realizó recorrida general en taller aeronáutico habilitado, sin antecedentes de TG, quedando habilitada por 2.000 hs, recorrida general de motor o por condición. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 590 kg Combustible (117 lts X 0.74): 86 kg Instructor de Vuelo: 70 kg Piloto: 98 kg Total: 844 kg Máximo de Despegue (PMD): 974 kg Diferencia: 130 kg en menos, con respecto al PMD. El Centro de Gravedad se encontraba dentro de los límites permisibles especificados en la planilla de peso y balanceo, de fecha 10 ENE 91, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN), con datos que son inferidos obtenidos de los registros horarios de las Estaciones Meteorológicas de los Aeródromos de Presidencia Roque Sáenz Peña y Las Lomitas, interpolados al lugar y a la hora del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 y 15:00 UTC, era: Viento: 090° / 5 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Temperatura: 11° C; Temperatura Punto de Rocío: 6.9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1019.2 hPa y Humedad Relativa: 76%. Adicionalmente informó que la temperatura de bulbo seco era de 11° C y la temperatura de bulbo húmedo 9,1° C; señalando que de acuerdo con el ábaco de probabilidad de formación de hielo en el carburador, indicaba la probabilidad de serio congelamiento para cualquier potencia. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo en un campo, cuyas dimensiones eran de 380 x 380 m aproximadamente, de terreno plano duro con rastrojo de algodón, casi sin los surcos por erosión del terreno, ubicado a unos 2000 m aproximadamente, al Oeste del AD Villa Ángela (VAN) y a 2,2 km aproximadamente, al Sur de la localidad del mismo nombre. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 25° 35’ 701’’ S ‐ 060° 42’ 355’’ W, con una elevación aproximada de 76 m, sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave, después del toque y despegue de la pista 31 del AD VAN, realizó un aterrizaje de emergencia en un campo no preparado, ubicado al Oeste del AD; tomó contacto con el terreno con rumbo 230° aproximadamente, recorrió 15 m y pasó por encima de una depresión en el terreno en forma de zanja de desagüe propia del terreno, contra la cual colisionó con la rueda principal derecha. Luego siguió la trayectoria, realizando un suave viraje sobre el terreno a su derecha hasta detenerse, recorriendo unos 160 m aproximadamente, desde el impacto con la zanja, donde quedo detenida con rumbo final 310°. La rueda principal derecha se desprendió de su vástago, siguiendo la línea de la trayectoria, quedando detenida a 50 m aproximadamente, al SE de la posición de la aeronave. Supervivencia 189
Los cinturones de seguridad y arneses de los asientos de los tripulantes, actuaron adecuadamente, de conformidad al uso para los que fueron diseñados. La estructura de la cabina no sufrió modificaciones por golpes, preservando la integridad de sus ocupantes. Ambos tripulantes salieron por sus propios medios de la aeronave, resultando ilesos. Ensayos e investigaciones Se remitió material a ensayar en laboratorio, muestras de combustible y aceite. El combustible de ambos tanques se identificó como nafta súper de automotor, aunque no se determinó su octanaje y resultaron no aptas por contenidos de sólidos. Sin embargo, de las observaciones hechas en el terreno, revisión de filtro principal de combustible y partes internas del carburador, vital para el funcionamiento del motor, no se observaron elementos extraños que pudieran afectar el normal funcionamiento del mismo. La muestra de aceite resultó apta. En el lugar del accidente se comprobaron los comandos de la aeronave, estando todos en su alojamiento y demostrando su continuidad en el accionamiento, con libertad de movimientos. También se procedió a la puesta en marcha del motor de la aeronave, para comprobar su funcionamiento y parámetros, resultando sin novedad. En taller aeronáutico se procedió a la verificación de bujías, magnetos, filtros y circuito de combustible, aceite y carburador no presentando novedades. Se verificó la documentación de la aeronave y del piloto, no encontrándose novedades. Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de un aeroclub y se utilizaba para vuelos de adiestramiento y aviación general. Información adicional Se recorrieron los alrededores del AD Villa Ángela, para observar algún lugar apto para realizar un aterrizaje de emergencia, no encontrándose ninguno mejor al utilizado. Ambos tripulantes, durante las entrevistas, manifestaron coincidentemente, que después de realizar un vuelo de readaptación de aproximadamente 00:40 hs, con 2000 ft, se dirigieron hacia el AD para efectuar una aproximación de 360°; antes de iniciar el descenso y reducir el acelerador, colocaron aire caliente al carburador; luego cuando se encontraban en final con la pista asegurada, cerraron aire caliente al carburador y procedieron a efectuar el toque y motor. Con potencia para despegue, bomba eléctrica colocada, 10° de flaps y aire frío al carburador, iniciaron el ascenso manteniendo el eje de pista; con 200 ft sobre el terreno, tuvieron una repentina pérdida de potencia en el motor, primero a 1.700 RPM y posteriormente después de seguidas contra explosiones, a 500 RPM. Como esta operación sucedió en un tiempo estimado de segundos, el Instructor de Vuelo decidió realizar un aterrizaje de emergencia, en un campo disponible. Se confirmó la información recibida del SMN, y con los datos de temperatura de bulbo seco de 11° C y la temperatura de bulbo húmedo de 9,1° C, se la introdujo en el ábaco de probabilidades de formación de hielo en el carburador, dando como resultado la indicación de probabilidad de “serio congelamiento para cualquier potencia”. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos 190
Las manifestaciones de ambos pilotos fueron coincidentes, con referencia a la falla experimentada durante el ascenso, luego del toque y despegue; éstas reflejaron que la misma fue una pérdida de potencia primero a 1700 RPM y luego a 500 RPM, con contra explosiones. Asimismo, previo a la emergencia, estuvieron volando 40 minutos realizando maniobras de readaptación al vuelo, con 2000 pies y que posteriormente se dirigieron al AD con 1000 pies, para realizar una aproximación de 360°; antes de iniciar el descenso colocaron aire caliente al carburador y efectuaron el procedimiento de aproximación final, donde previo al toque cerraron el aire caliente al carburador; luego del toque en la pista dieron motor, sin tener inconvenientes hasta el ascenso a los 200 ft. Del informe meteorológico se obtuvieron los datos de temperatura de bulbo seco 11.0° C y temperatura de bulbo húmedo 9,1° C. Ingresando estos datos en el Ábaco de Probabilidad de Formación de Hielo al Carburador, de acuerdo con los valores, la aeronave se habría encontrado en la zona N° 1, donde se tendría “SERIO CONGELAMIENTO”, a cualquier potencia. Y siguiendo en el Ábaco, la curva a la Humedad Relativa, vemos que sería del 76 %, coincidente con la especificada en el informe meteorológico del SMN. Si se tiene en cuenta que la aeronave estuvo con el motor en ralentí descendiendo desde los 2000 pies, para realizar la aproximación de 360° y que posterior al aterrizaje, siguieron la carrera para despegar y ascender hasta llegar a los 200 pies, donde se comenzó a experimentar en el motor, una baja de potencia; se apreció que en este trayecto, dadas estas condiciones de temperaturas y humedad, el carburador podría haber tenido una formación de hielo, lo que probablemente provocó la disminución de la potencia y contra explosiones, a pesar de haber colocado el aire caliente, de acuerdo con el procedimiento indicado en el Manual de Vuelo de la aeronave. Lo precedentemente expresado indicó, que de acuerdo con las condiciones meteorológicas con que operó la aeronave, habría tenido formación de hielo en el carburador y cuando conectaron el aire caliente la misma comenzó a fundirse, pero no totalmente y cuando incrementaron la potencia en el despegue, la formación de hielo que todavía tenía, fue probablemente lo que provocó la pérdida posterior de la potencia del motor. La tripulación debería haber efectuado un adecuado análisis de la situación meteorológica, previo al vuelo; a los efectos de tener conocimiento, de cuales podrían ser los inconvenientes en esas circunstancias, permitiendo una adecuada planificación y ejecución de la operación de vuelo. Aspectos técnicos El informe de laboratorio indicó, que las muestras de combustible de los tanques no eran aptas por contenido de sólidos, no siendo específico en dicho informe, el tipo ni cantidad de sólidos. Sin embargo, de las observaciones realizadas en el lugar del accidente, revisión de filtro principal de combustible y partes internas del carburador, como partes vitales para el funcionamiento del motor, no se detectaron elementos que pudieran haber afectado el normal funcionamiento del mismo. De lo investigado, no se encontraron factores de orden técnico que hayan podido tener influencia en el accidente. El contenido de sólidos en las muestras de combustible de los tanques podría desestimarse en el presente caso, dado que todos los elementos del circuito se hallaron limpios y sin indicios de contaminantes, que pudiesen haber influido en la falla analizada. La contaminación pudo haberse limitado a los depósitos y no a la totalidad del circuito, teniendo en cuenta además, la técnica utilizada para la obtención de muestras de los mismos. Se destaca además, que en las pruebas de motor, realizadas en el lugar del accidente, no se detectaron novedades. La documentación técnica se encontraba debidamente conformada. Hechos definidos El Instructor de Vuelo y el Piloto en readaptación, se encontraban habilitados para realizar el vuelo que finalizó en accidente. Ambos pilotos poseían su Certificado de Aptitud Psicofisiológica en vigencia, para la Licencia que poseían. 191
Los tripulantes de la aeronave no habrían realizado un adecuado análisis de la situación meteorológica, en la planificación previa al vuelo. De lo investigado, surge la probabilidad de serio congelamiento a cualquier régimen de potencia ( posible formación de hielo en el carburador). Las condiciones meteorológicas, dadas las temperaturas de bulbo seco y húmedo y la humedad relativa ambiente, que reinaba en el momento del accidente, fueron probablemente, un factor contribuyente del mismo. No se apreciaron factores técnicos que hayan influido en el presente accidente. La aeronave se encontraba, al momento del accidente, dentro de los límites de peso y balanceo, especificados por el fabricante. La aeronave tenía la documentación técnica de acuerdo con las normas vigentes. Causa Durante un vuelo de readaptación, durante la fase de ascenso posterior al despegue, pérdida de potencia del motor y posterior aterrizaje de emergencia en un campo no preparado, con daños en la aeronave; debido a probable inadecuada planificación del vuelo, para las condiciones meteorológicas existentes. Factor contribuyente: Condiciones meteorológicas ‐ Posible formación de hielo en el carburador. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de adoptar las medidas de instrucción y adiestramiento que fueran adecuadas, a los efectos de que los pilotos que operen sus aeronaves, realicen una adecuada planificación de vuelo, previa a los mismos, especialmente de acuerdo con las condiciones meteorológicas existentes, siendo de especial importancia la realización de un “briefing”, antes de iniciar el vuelo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. Asimismo, considerar la conveniencia de efectuar una evaluación del estado de limpieza de los tanques de combustible de la aeronave y de asegurar la correcta cadena de abastecimiento de combustible, a los fines de minimizar la posibilidad de contaminación del mismo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. 192
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona rural de La Paz, Pcia. de Entre Ríos FECHA: 12 JUL 09 HORA: 18:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Beechcraft MODELO: G‐35 MATRÍCULA: LV‐BBF PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 12 JUL 09, el piloto y dos acompañantes abordaron la aeronave matrícula LV‐BBF, para realizar un vuelo desde el Aeródromo (AD) La Paz (LAZ), Provincia de Entre Ríos, hasta el AD Ezpeleta (EZP), Provincia de Buenos Aires. Los procedimientos de la puesta en marcha y rodaje fueron normales y luego de la comprobación del motor, ocuparon la pista 05 e iniciaron la carrera de despegue; a los 80 nudos el piloto despegó, posteriormente subió el tren y realizó la primera reducción de potencia. Al alcanzar 30 metros de altura, el piloto notó una disminución en la potencia que entregaba el motor e inmediatamente éste se detuvo. Sin poder optar por otra alternativa, siguió con rumbo de despegue con el motor detenido, alcanzó a sortear una línea de árboles y se precipitó a tierra, impactando contra el terreno. Tanto el piloto como sus acompañantes no sufrieron lesiones y abandonaron el avión por sus propios medios, sin incovenientes. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna 1 2 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Deformaciones y rotura de la mampara parallamas, debido al desprendimiento del motor por el impacto contra el terreno; deformaciones y rotura de la parte inferior del fuselaje por desplazamiento de la aeronave en el terreno. Rotura en la raíz con principio de desprendimiento del ala izquierda, rotura en el extradós a la altura de la toma del tren principal de aterrizaje, en el ala derecha. Tren de aterrizaje destruido, por impacto contra el terreno, con el mismo en posición abajo. Motor: Principio de desprendimiento del mismo, en el impacto de la aeronave contra el terreno; posibles daños internos. Hélice: Deformaciones de ambas palas de la hélice hacia atrás, al impactar las mismas contra el terreno. En general: De importancia. Información sobre el personal El piloto de 43 años de edad era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con la habilitación para Aviones monomotores terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe de la Dirección de Licencias al Personal, Departamento Registro, no obraban antecedentes de accidentes ni de infracciones aeronáuticas anteriores, como así tampoco había copia de la última foliación archivada en el legajo aeronáutico. 193
Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, se encontraba vigente hasta el 28 FEB 10. Su experiencia de vuelo en horas de acuerdo con lo asentado en el Libro de Vuelo era la siguiente: Total de Vuelo: 204.5 Últimos 90 días: 28.6 Últimos 30 días: 6.1 Últimas 24 hrs: 0.1 En el tipo de aeronave accidentada: 204.5 Información sobre la aeronave Información general Era del tipo avión, marca Beechcraft, modelo G 35, número de serie D‐4808, de 4 plazas, con un peso máximo de despegue de 1.260 kg y un peso vacío de 836 kg, de construcción metálica, semimonocasco, ala baja, empenaje tipo “V”, tren triciclo retráctil con ruedas, un motor alternativo de seis cilindros y hélice de dos palas de paso variable. Célula El mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 4.547 hs y 44 hs Desde la Última Inspección (DUI). El Certificado de Matrícula estaba registrado a nombre de una empresa privada, con fecha de inscripción el 09 ENE 09. El Certificado de Aeronavegabilidad fue emitido por la DA el 10 JUL 97 sin fecha de vencimiento, clasificación estándar, categoría normal. El Formulario DA 337 fue emitido por el TAR 1B‐424 el 21 ABR 09, siendo su vencimiento en ABR 10. Motor Era marca Continental, modelo E‐225‐8, número de serie 31392‐0‐6‐8 de 225 HP, teniendo al momento del accidente un total general de 4.734 hs, 516 hs Desde la Última Recorrida (DUR) y 44 hs DUI. La Recorrida General se realizó el 17 JUL 98 en TAR 1B‐16 a las 4.221 hs de TG. El combustible requerido era nafta súper de automotor y el utilizado era el mismo, encontrándose 60 litros en el tanque principal izquierdo, 0 litros en el tanque auxiliar izquierdo, 60 litros en el tanque principal derecho y 30 litros en el tanque auxiliar derecho. Hélice Era marca Beechcraft, modelo 215‐107, número de serie 4‐2289, compuesta de dos palas, construcción metálica paso variable, el mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general de 4.547 hs, 516 hs DUR y 44 hs DUI. Otros componentes o sistema El componente o sistema de la aeronave que influyó en el accidente fue el “Pin” de unión (P/Nº TF‐
1991), del eje de la bomba de combustible “Rotor assy” (P/Nº TF‐1903, al acople hacia el motor “Spline drive shaft” (P/Nº TF‐1920). La bomba mecánica de combustible era marca Thompson Products Inc. (P/Nº TF‐1900, S/Nº TF481967W). Peso y balanceo de la aeronave 194
El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente era: Vacío: 836 kg Piloto: 85 kg Acompañantes: 90 kg Combustible (150 lts X 0.74): 111 kg Otros: 20 kg Total al momento del accidente: 1142 kg Máximo de despegue (PMD): 1260 kg Diferencia: 118 kg en menos respecto al PMD. El Centro de Gravedad (CG), al momento del accidente, se encontraba dentro de los límites especificados en la planilla de peso y balanceo, de fecha 30 ENE 90, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad. Información Meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional según datos registrados por las estaciones meteorológicas de los aeródromos Paraná y Reconquista, interpolados al lugar y a la hora del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC; era: Viento: 360°/16 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 18.3° C; Temperatura Punto de Rocío: 0.9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1011.0 hPa y Humedad Relativa: 31%. Información sobre el lugar del accidente El avión se precipitó a tierra en un campo sin cultivar y desparejo, lindero al AD LAZ, a 26 metros de una línea de árboles de mediana altura. La distancia desde el extremo de la pista 05/23 del AD, al punto de impacto era de 400 metros aproximadamente, con rumbo 049°. Las coordenadas del lugar eran: S 34° 44’ 20’’ y W 059° 33’’ 42’’, con una elevación de 73 metros sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo La aeronave no los equipaba, la reglamentación vigente no lo requería. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Después del despegue de la pista 05 y aproximadamente entre 100 y 150 pies de altura, según declaración del piloto, se detuvo el motor, mantuvo el rumbo de pista, sorteó una línea de árboles y luego impactó contra el terreno. El primer toque lo hizo con la rueda derecha, luego tocó la hélice y el ala izquierda. Posteriormente el avión se elevó y volvió a impactar contra el terreno, a 8 metros del primer toque. Con el tren de aterrizaje destruido, se desplazó sobre el terreno 25 metros con rumbo 065°, hasta quedar detenido con rumbo 100°; produciéndose el desprendimiento parcial del parallamas y del motor, rotura y desprendimiento parcial de la raíz del plano izquierdo, rotura del intradós y extradós del plano derecho, por traspasar el tren de aterrizaje derecho. La aeronave quedó detenida a 33 metros aproximadamente, del primer impacto contra el terreno. Supervivencia 195
Los cinturones de seguridad no se cortaron y los anclajes a la cabina no se rompieron, soportaron el impacto, protegiendo a los ocupantes de sufrir lesiones; los que abandonaron la aeronave por sus propios medios. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, se controló el circuito de encendido del motor, funcionamiento de los comandos de motor y vuelo sin presentar novedad. Se sacó muestra de combustible mandándose a analizar al LEM (Laboratorio de Ensayos de Material), dando como resultado nafta súper de automotor apta. La aeronave tenía aplicado el STC SE2034CE (Expte. DNA 209888/07), que autorizaba su uso. Mientras se controlaba el sistema de combustible, al sacar la bomba mecánica de ese sistema, se encontró el acople de mando del motor a la misma suelto, debido al desprendimiento por el gran desgaste sufrido, del pasador o “pin” de unión entre el acople y el eje de la bomba, razón por la cual la misma habría dejado de funcionar, provocando la falta de alimentación de combustible al carburador y por consiguiente la detención del motor. Al encontrar el “pin” (pasador), de unión entre el eje impulsor de la transmisión y el eje interno de la bomba de combustible desprendido y desgastado, se efectuó un minucioso estudio en esta JIAAC, determinando que el mismo y el eje que los une, no sufrieron procesos corrosivos o de oxidación que pudieran haber contribuido en el deterioro progresivo de los materiales afectados por la falla. Dicho deterioro consistía en un elevado desgaste erosivo y repujado del pasador, que quedó completamente deformado y reducido respecto de sus dimensiones originales. Asimismo, se verificó una importante ovalización de los agujeros del acople de la bomba y del eje de transmisión, por donde los atravesaba el pasador que los vinculaba mecánicamente. Esto ocasionó el desacople de los mismos. Cabe destacar que de los antecedentes registrados, la última reparación efectuada a la bomba, fue una recorrida contemporánea a la recorrida general del motor, en el año 1998 y que desde ese momento tuvo una actividad de 516 horas, siendo su intervalo de recorrida de 900 horas. En virtud de los datos aportados tanto por la autoridad de certificación (FAA‐EE.UU.), el fabricante y un taller local habilitado, el pasador de traba no es una parte provista como recambio para tareas de mantenimiento, sino que se provee únicamente la bomba como conjunto para recambio. Si bien la fabricación de una parte de recambio para el mantenimiento restaurativo de un producto aeronáutico, puede ser un método aprobado bajo ciertas circunstancias para el retorno al servicio, el hecho de no contar con especificaciones de material, torna esa tarea no completamente segura. En el año 1981, el fabricante de la bomba, emitió un Boletín de Servicio (ESD 182 D), indicando la inspección del pasador de traba P/N° TF‐1991, en el intervalo de 6 meses o 25 hs de vuelo (lo que ocurra primero); luego de la recepción de ese boletín y luego cada 300 hs hasta que la bomba alcanzase las 900 hs correspondientes a su “overhaul”. También el Estado de certificación (EE.UU.), el 18 ABR 07, emitió un boletín especial sobre información de aeronavegabilidad (SAIB NE‐07‐23R1), recomendando el control de la autenticidad de las bombas de combustible (por sospecha de partes no aprobadas), mencionando algunas dificultades en servicio de ese elemento. Información orgánica y de dirección: La aeronave pertenecía a una empresa privada. Información adicional El piloto durante la entrevista, manifestó que habiendo cumplido con la LCP, despegó de la pista 05 del Aeroclub La Paz. Alcanzó una velocidad de 80 millas/h y rotó la aeronave, ya en el aire retrajo el tren de aterrizaje. A los 100 ó 150 pies de altura el motor se detuvo, volvió a arrancar y a continuación se detuvo totalmente, pasó una línea de árboles e impactó en un claro del terreno que se encontraba al frente. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. 196
ANÁLISIS Aspectos operativos La decisión del piloto de continuar con rumbo de pista fue la más acertada; la poca velocidad y altura que tenía en el momento de la detención del motor, fueron aprovechadas convenientemente para sortear la línea de árboles. En su declaración, el piloto no recuerda haber bajado el tren de aterrizaje, pero de acuerdo con las evidencias, el impacto contra el terreno lo hizo con el tren desplegado, probablemente esta acción fue un acto reflejo y no reconocido, provocado por el estrés propio de la emergencia en que se encontraba. Aunque en el Manual de Vuelo de la aeronave, se establecía que en el aterrizaje forzoso puede utilizarse el tren de aterrizaje para disminuir la resistencia al avance, no aclaraba si esta acción también debe realizarse al aterrizar en un terreno no preparado. La experiencia indica que para evitar que el tren obstruya el desplazamiento del avión en un campo irregular, es recomendable no desplegarlo en un aterrizaje en un terreno no preparado. Aspectos técnicos De lo investigado, surge que al desvincularse el eje impulsor con el eje interno de la bomba de combustible, ésta habría dejado de funcionar, provocando la falta de alimentación de combustible al carburador y por ende la detención del motor. Al existir antecedentes de fallas similares, el Estado de certificación emitió un Boletín especial sobre información de aeronavegabilidad (SAIB NE‐07‐23R1). Adicionalmente, el fabricante de la bomba emitió un Boletín de Servicio (ESD 182 D, indicando la inspección del pasador de traba P/Nº TF‐1991 cada 300 hs, hasta que la bomba alcanzase las 900 hs correspondientes a su “overhaul”. En el presente caso, la bomba contaba con 516 hs de actividad, desde su última recorrida, sin intervención asentada intermedia. Asimismo, surge de lo investigado, que al no contar como repuesto con el “pin” (pasador) original, el TAR que recorrió la bomba, fabricó uno localmente; pero al no poseer la documentación del material de fabricación original, este elemento posiblemente, pudo no reunir las características para las condiciones de trabajo a que estaba sometido, provocando el desgaste prematuro del mismo. Hechos definidos. El piloto y la aeronave estaban habilitados para la realización del vuelo. El peso y balanceo de la aeronave se encontraba dentro de los límites establecidos en el Manual de Vuelo. Las condiciones meteorológicas no tuvieron influencia en el accidente. La detención del motor fue causada por la interrupción del abastecimiento de combustible al carburador; debida probablemente, al desgaste del pasador de unión del eje impulsor de la bomba de combustible. El pasador había sido fabricado localmente en oportunidad de recorrer la bomba. No se había cumplido una inspección indicada para el pasador, de acuerdo con lo establecido en un Boletín de Servicio del fabricante de la bomba de combustible. Causa Durante un vuelo de aviación general, en la fase de despegue, detención del motor y posterior aterrizaje forzoso e impacto contra el terreno, en un campo no preparado; debido al desacople del eje impulsor de la bomba de combustible, por desgaste de un pasador de unión. Factores contribuyentes 1)
Utilización de un pasador no original. 197
2)
Incumplimiento de una inspección de dicho pasador, dentro del período indicado por el fabricante como instrucción de aeronavegabilidad continuada. Recomendaciones de seguridad A la Dirección de Aeronavegabilidad (ANAC) Considerar la necesidad de difundir los resultados de la presente investigación entre los talleres, con alcance para la inspección de motores y accesorios, a los efectos se haga cumplir la aplicación del Boletín de Servicio (ESD 182 D), de TRW Inc., para las bombas de combustible modelo TF‐1900; como así también sobre las precauciones y normativa a tener en cuenta, al fabricar algún componente que se utilice para el mantenimiento restaurativo. Considerar la necesidad de evaluar la actuación del TAR 1B‐16, en el presente caso. Al propietario de la aeronave Considerar la conveniencia de recomendar al personal que vuela su aeronave, en lo relacionado a las técnicas más adecuadas para realizar un aterrizaje de emergencia en campos no preparados; teniendo en cuenta que siempre es más conveniente hacerlo con el tren plegado. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Bragado, Bragado, Pcia. de Bs. As. FECHA: 13 AGO 09 HORA: 14:00 UTC. AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐11‐C MATRÍCULA: LV‐RXM PILOTO: Licencia de Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El 13 AGO 09, el piloto había planeado realizar un vuelo de navegación con la aeronave Piper PA‐11‐C, matrícula LV‐RXM, perteneciente a un Aeroclub. Al estimar que las condiciones meteorológicas en lo que respecta al viento no eran favorables para realizar la navegación, decidió realizar un vuelo local. Despegó de la pista 20 del Aeródromo (AD) Bragado(BRA), efectuando dos aterrizajes en la misma, pero al apreciar que la dirección del viento se encontraba variable, decidió aterrizar en la pista 12. Durante la fase de aterrizaje con posterioridad al toque, al disminuir la velocidad de la aeronave, ésta se desvió del eje de pista, el piloto aplicó los frenos y luego la hélice hizo contacto contra el terreno. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Motor: Posibles daños internos por detención brusca, al hacer contacto la hélice contra el terreno, no pudiéndose verificar su estado por no haber sido denunciado el accidente en tiempo y forma. 198
Hélice: Rotura de importancia por hacer contacto contra el terreno, no pudiéndose verificar su estado en el lugar del accidente por la causa mencionada en el párrafo anterior. Daños en general: Leves. Otros daños Se desconocen, por no haberse podido verificar los daños en el lugar del accidente; dado que el mismo no fue denunciado en tiempo y forma. Información sobre el personal El piloto de 22 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con Habilitación para Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con lo expresado en el informe de la Dirección de Licencias al Personal – Dpto. Registro, no había copia de foliación archivada en el Legajo Aeronáutico y no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. El piloto presentó planilla original de su Libro de Vuelo, donde constaba la foliación del mismo, registrada en el Tomo 170 – Folio 019, el 10 AGO 09, por el Departamento Registro de la Dirección de Licencias al Personal – Administración Nacional de Aviación Civil. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 JUN 10. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente era: Total de vuelo: 108.5 En los últimos 90 días: 19.5 En los últimos 30 días: 8.1 El día del accidente: 0.4 En el tipo de avión accidentado: 39.1 Información sobre la aeronave General Aeronave tipo avión, marca Piper, modelo PA‐11‐C, Nº de Serie 22019, año de fabricación 1948, La estructura del fuselaje era metálica tubular de acero al cromo molibdeno soldada, con revestimiento en tela y ala alta. El tren de aterrizaje era del tipo convencional fijo con ruedas, con sistema de amortiguación por “sandows”. Célula Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal, vigente; emitido el 06 DIC 07, avalado por Formulario DA 337, emitido por TAR 1‐B‐94 el 05 MAR 09, con vencimiento en MAR 2010. Tipo de Inspección Periódica, TG 7.791,4 hs; DUR 486,0 hs y DUI 13,5 hs. Motor El motor era alternativo, marca Continental, modelo A‐65‐8F; Nº de Serie 60848‐8‐8 de 65 HP de potencia, de inspección periódica, teniendo al momento del accidente un TG de 8.295,2 hs, DUR 489.7 hs y DUI 14.8 hs. Tipo de combustible requerido: 100 LL, contando al momento del despegue con 63 litros (44 kg), sin poder constatar dicha cantidad y la cantidad remanente al momento del accidente, por encontrarse la aeronave removida del lugar del accidente y sin combustible. Hélice 199
La hélice era Marca McCauley, modelo 1A90/CF, de dos palas, de construcción metálica, de paso fijo; N° de Serie 2044, sin historial de registro. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 347 kg Piloto: 90 kg Combustible (57 lts X 0.72): 41 kg Total al momento del accidente: 478 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 544 kg Diferencia: 66 kg en menos respecto al PMA. El centro de gravedad se habría encontrado dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en la planilla de peso y balanceo, de fecha 06 DIC 07, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos que son inferidos, obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los aeródromos Junín y Nueve de Julio, interpolados a la hora y lugar del accidente y analizados también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 y 15:00 UTC, era: Viento: 180°/16 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 8/8 AC 3000 m; Temperatura: 12.8° C; Temperatura Punto de Rocío: 0.8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1017.6 hPa y Humedad Relativa: 44 %. OBSERVACIONES De acuerdo con los datos obtenidos de las estaciones de la cercanía, el viento promedio sería entre 10 y 15 nudos, no obstante por la situación sinóptica de esa fecha, no se descarta la posibilidad de ocurrencias de ráfagas que pudieran llegar a los 20 nudos. El piloto durante la entrevista manifestó que aterrizó en la pista 12 y que al disminuir la velocidad, la aeronave se desvió del eje de pista, trató de corregir la situación, aplicó los frenos; considerando que debido a una ráfaga de viento cruzado, podría haber ocasionado que la misma levantara la cola y golpeara la hélice contra el piso. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en la pista 12 del AD BRA, ubicado a 2 km al SSE de la localidad de Bragado, Provincia de Buenos Aires. Las coordenadas geográficas del lugar eran 35° 08’ 43” S y 060° 28’ 55” W, con una elevación de 60 m sobre el nivel medio del mar. El AD tenía dos pistas de tierra, una con orientación 12/30 de 1000 X 30 m, de largo y ancho respectivamente y otra con orientación 02/20 de 834 X 30 m, de largo y ancho respectivamente. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Durante la fase de recorrido de aterrizaje, la aeronave se desplazó del eje de pista y al intentar el piloto corregir la situación, aplicó los frenos y la hélice hizo contacto contra el terreno. No hubo dispersión de restos. Supervivencia El piloto no sufrió lesiones y descendió por sus propios medios de la aeronave. 200
Ensayos e investigaciones No se pudo iniciar normalmente la investigación, dado que el accidente no fue denunciado en tiempo y forma, y la aeronave no se encontraba en el lugar del suceso. La misma fue trasladada a un hangar, en el que se encontraba al arribo de los investigadores, sin su hélice y motor; por tal motivo no se pudo determinar avería alguna que pudiera influir en el accidente, como tampoco se pudieron realizar pruebas de comandos de vuelo, ni los correspondientes al motor y los frenos para comprobar su funcionamiento. Tampoco se halló combustible en su tanque, por lo que no se pudo verificar tipo y cantidad al momento del accidente. Se controló la documentación del piloto y de la aeronave, las cuales se encontraban de acuerdo con las normas vigentes. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de un Aeroclub y se la utilizaba para vuelos de instrucción y adiestramiento. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Como el accidente fue denunciado fuera de tiempo y forma, a la llegada de los investigadores al lugar del accidente, no pudieron recolectarse evidencias inmediatamente posterior al suceso. Por ello, se recurrió a la entrevista con el piloto, el cual manifestó que la aeronave, en la fase de aterrizaje, encontrándose en el recorrido del mismo, habría recibido una ráfaga de viento, que la desplazó del eje de pista; esta ráfaga de viento, de acuerdo con el informe del SMN habría sido de los 180°/16 kt y que habría posibilidad de ráfagas de hasta 20 kt. El piloto ante este desvío del eje de pista, realizó las correcciones para contrarrestar el viento cruzado, no resultando adecuadas para mantener el control direccional y posteriormente accionó los frenos; perdiéndose el control de la aeronave, levantando la cola e impactando la hélice contra el terreno. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas, no surgieron evidencias manifiestas de fallas técnicas, sin embargo no se dispuso en tiempo y forma del motor y la hélice. Hechos definidos El piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave se habría encontrado dentro de los límites establecidos por el Manual de Vuelo. Durante el recorrido de aterrizaje, el piloto no habría realizado un uso adecuado de los comandos de vuelo, para mantener el control direccional de la aeronave. El viento podría haber influido en el accidente. No se dispuso de la aeronave en tiempo y forma para realizar la investigación, puesto que el accidente fue denunciado tardíamente. Causa En un vuelo de aviación general, de entrenamiento local, durante la fase de recorrido de aterrizaje, 201
pérdida del control direccional de la aeronave, con impacto de la hélice contra el terreno; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo. Factor contribuyente: Meteorología; posibles ráfagas de viento cruzado. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de adoptar las medidas adecuadas, para que los pilotos que operen su aeronave, realicen adiestramiento de vuelo, en especial sobre técnicas de aterrizaje con viento cruzado; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. Cumplimentar la normativa vigente con respecto a los accidentes de aviación. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo San Fernando (SADF), Pcia. de Buenos Aires FECHA: 22 AGO 09 HORA: 22:35 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Beechcraft MODELO: D 55 “Baron” MATRÍCULA: LV‐JFO PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 22 AGO 09, el piloto y tres acompañantes con la aeronave matrícula LV‐JFO, efectuaron un vuelo de aviación general, entre la estancia “Las Praderas” en la localidad de Olavarría y el Aeródromo San Fernando (SADF), Provincia de Buenos Aires. En la fase de aterrizaje la aeronave tomó contacto con la pista con el tren de aterrizaje plegado, deslizándose sobre la misma hasta quedar detenida a 230 m aproximadamente, del punto de toque inicial. El accidente se produjo en el crepúsculo y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 3 ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Raspaduras en las tapas del tren de principal y de nariz, parte inferior del fuselaje y próximo a la raíz del ala de ambos flaps. Motores: Ambos con posibles daños internos, por impacto de las palas de las hélices contra la pista con los motores funcionando. Hélices: Las hélices de ambos motores con dobleces en sus punteras con un ángulo de 90°; en el Nº 1 dos hacia delante y una hacia atrás; en el Nº 2 dos hacia atrás y una hacia adelante. Daños en general: De importancia. 202
Información sobre el personal El piloto de 52 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con Habilitación para: Vuelo VFR Controlado; Vuelo Nocturno Local; Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe de la Dirección de Licencias al Persona, no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, estaba vigente hasta el 30 ABR 10. El piloto presentó fotocopias de las tres últimas hojas del Libro de Vuelo. Su experiencia en horas de vuelo a la fecha del accidente era: Total de vuelo: 469.0 En los últimos 90 días: 2.0 En los últimos 30 días: ‐ ‐ El día del accidente: 2.0 En el tipo de avión accidentado: 47.5 Información sobre la aeronave Información general Aeronave tipo avión, marca Beechcraft, modelo D 55, número de serie TE 475, de seis plazas, de construcción metálica semimonocasco, ala baja, tren triciclo retráctil con ruedas. Célula El mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Sin embargo, no se habían asentado las horas de actividad de vuelo desde el 22 JUL 08, teniendo en esa oportunidad un total general (TG) de 3.592 hs. No se pudo determinar la actividad real al momento del accidente. Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal, emitido por la DNA el 05 AGO 1997, con fecha de vencimiento ENE 2010. El Formulario DNA 337 fue emitido por el TAR 1B‐198 el 20 ENE 2009, siendo su vencimiento ENE 2010. El Certificado de Matrícula poseía fecha de expedición 23 JUL 2009. Motores Motor Nº 1: era marca Continental, modelo IO‐520‐CB, número de serie 576373 de 285 HP; el mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Sin embargo, no se habían asentado las horas de actividad de vuelo desde el 22 JUL 08, teniendo en esa oportunidad un total general (TG) de 726 hs. No se pudo determinar la actividad real al momento del accidente. Motor Nº 2: era marca Continental, modelo IO‐520‐CB, número de serie 576372 de 285 HP; el mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Sin embargo, no se habían asentado las horas de actividad de vuelo desde el 22 JUL 08, teniendo en esa oportunidad un total general (TG) de 726 hs. No se pudo determinar la actividad real al momento del accidente. Hélices La hélice del motor Nº 1 era marca McCauley, modelo 3AF32C75‐BMR, número de serie 674797; compuesta de tres palas, de construcción metálica y paso variable. Tenía al momento de la última inspección en el taller 1B‐198, el 20 ENE 09, 3.592 hs de TG. 203
La hélice del motor Nº 2 era marca McCauley, modelo 3AF32C75‐BMR, número de serie 675059, compuesta de tres palas, de construcción metálica y paso variable. Tenía al momento de la última inspección en el taller 1B‐198, el 20 ENE 09, 3.592 hs de TG. Peso y balanceo de la aeronave Los cálculos de los pesos de la aeronave al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 1577 kg Piloto: 82 kg Acompañantes: 225 kg Combustible: 216 kg Carga: 40 kg Total al momento del accidente: 2140 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 2404 kg Diferencia: 264 kg en menos respecto al PMA. El Centro de Gravedad de la aeronave, al momento del accidente, se encontraba dentro de la envolvente operacional de la aeronave, de acuerdo con lo especificado en la planilla de peso y balanceo, de fecha 17 JUL 92, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos que son inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Fernando, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, era: Viento: 360°/04 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 4/8 AC 3000 M; 1/8 CS 6000 M; Temperatura: 13° C; Temperatura Punto de Rocío: 8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1014 hPa y Humedad Relativa: 72 %. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en la pista 05 del AD San Fernando, ubicado a 2 km al SW de la localidad del mismo nombre, Provincia de Buenos Aires. Contaba con una pista de asfalto, con orientación 05/23, de 1.801 m de largo por 30 m de ancho. Umbral 23 desplazado 275 m permanente por obstáculos. Las coordenadas geográficas del AD eran 34° 25’ 56’’ S y 058° 35’ 07’’ W, con una elevación de 3 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave tomó contacto con la pista 05, con el tren de aterrizaje plegado, desplazándose por la misma hasta perder velocidad y quedar detenida a 230 m del toque inicial aproximadamente, con rumbo de aterrizaje 05. No hubo dispersión de restos. Supervivencia El piloto y sus acompañantes tenían colocados los cinturones de seguridad, los que no se cortaron y cumplieron sus funciones, manteniendo a los mismos sin sufrir lesiones, abandonando la aeronave por sus propios medios. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se verificaron las superficies móviles y mandos de cabina, por continuidad y 204
libertad de movimiento, encontrándose estos sin novedad; del mismo modo se inspeccionaron circuitos de encendido y se realizó la verificación por correcto funcionamiento de los comandos de ambos motores, sin presentar ninguna novedad. Se realizó una inspección de los compartimientos de ambos motores, para verificar la existencia de pérdida de fluidos (combustible ó lubricante), no encontrándose novedades. En el taller de mantenimiento de la aeronave, se realizó sobre gatos hidráulicos, procedimientos de repliegue y despliegue del sistema del tren de aterrizaje, comprobándose el correcto funcionamiento del mismo en ambas posiciones, como así también la operación de la alarma audible. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se utilizada para vuelos de Aviación General. Información adicional De acuerdo con lo expresado por el piloto durante la entrevista, éste manifestó que realizó un aterrizaje sin desplegar el tren de aterrizaje; debido a falla humana. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las técnicas de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos En la fase de aterrizaje en el AD SADF, la aeronave realizó un contacto anormal con la pista, con el tren de aterrizaje plegado. El Manual de Operaciones del Piloto y el Manual de Vuelo de la aeronave, establecía para la operación antes del aterrizaje, el procedimiento específico; el cual no habría sido cumplido, ni habría sido controlado por el piloto, en la LCP de la aeronave, en el momento establecido. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas no surgieron evidencias de fallas técnicas, como causas del accidente. No pudo establecerse la real condición de aeronavegabilidad de la aeronave, dado que los registros de la misma, no se completaban desde el 22 JUL 08. Hechos definidos El piloto tenía en vigencia su Certificado de Aptitud Psicofisiológica para la Licencia correspondiente. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia por tiempo. Los registros de la aeronave estaban incompletos desde el 22 JUL 08. Durante la fase de aterrizaje, la aeronave realizó un contacto anormal con la pista, con el tren de aterrizaje plegado. No se habrían cumplido los procedimientos establecidos en el Manual de Operaciones del Piloto y el Manual de Vuelo de la aeronave, como tampoco controlados en la LCP de la misma. No se detectaron fallas técnicas que influyeran en el accidente. El peso y balanceo de la aeronave se encontraban dentro de los límites establecidos en la planilla de Peso y Balanceo. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de aterrizaje, contacto anormal con la pista, con el tren 205
de aterrizaje plegado; debido a probable incumplimiento de los procedimientos especificados en el Manual de Vuelo y en la LCP de la aeronave. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de que los pilotos que operen su aeronave, cumplimenten adecuadamente, los procedimientos establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave y en la LCP de la misma; a los efectos de contribuir con la con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. Considerar que el registro adecuado y oportuno de la documentación técnica (historiales de la aeronave), es el procedimiento que permite controlar la actividad de vuelo de la misma y por consiguiente permite cumplir en tiempo y forma con las acciones de mantenimiento que fueren adecuadas. Asimismo, se recuerda el cumplimiento de lo establecido en las normas aeronáuticas vigentes, con respecto a los lugares aptos denunciados, para realizar las operaciones aéreas. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: El Delta del Tigre, Pcia. de Buenos Aires, a 4.7 NM del VOR FDO, en el radial 025 del mismo. FECHA: 23 AGO 09 HORA: 17:20 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: PIPER MODELO: PA‐28‐235 MATRICULA: LV‐ILS PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El piloto, con dos acompañantes, aproximadamente a las 16:30 hs, inició un vuelo con la aeronave matrícula LV‐ILS, desde el aeródromo (AD) General Rodríguez (GEZ), con destino al AD Isla Martín García (MGI), ambos situados en la Provincia de Buenos Aires, para realizar un vuelo de aviación general de turismo. A las 17:20 hs aproximadamente, durante la navegación aérea, en fase de crucero y cruzando el Delta del Tigre con 1.000 ft de altitud, se detuvo el motor de la aeronave, sin poder ser reencendido. Ante tal circunstancia, el piloto decidió realizar un aterrizaje de emergencia en una isla anegada. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 2 ‐‐
Daños en la aeronave Célula: Deformaciones en el fuselaje, entre la cabina y el empenaje, estabilizador horizontal, flaps derecho con desprendimiento de una de sus tomas y tren de nariz. Motor: Daños de importancia. Hélice: Sin daños. 206
Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto, de 48 años, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión (PPA), otorgada el 13 NOV 99, con habilitaciones para vuelo VFR Controlado, vuelo nocturno local, monomotores terrestres hasta 5.700 kg. La Dirección de Licencias al Personal informó que en su legajo aeronáutico, no había copia de la última foliación archivada y no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 2, estaba vigente hasta el 30 AGO 09. Su experiencia de vuelo en horas, expresada por el piloto, hasta el momento del accidente era la siguiente: Total: 380.5 Últimos 90 días: 8.5 Últimos 30 días: 3.5 En el día del accidente: 0.5 En el tipo de aeronave: 151.3 Información sobre la aeronave Información general Avión, marca Piper, modelo PA‐28‐235, matrícula LV‐ILS, con número de serie 28‐10498, monoplano de cuatro plazas, de construcción metálica; ala baja y tren de aterrizaje triciclo con ruedas. Estaba equipada con un motor de seis cilindros de 235 hp y hélice de dos palas. Poseía un Certificado de Matrícula, el cual la registra para el uso privado desde el 27 JUL 2006. El Certificado de Aeronavegabilidad, extendido por la DA, era de clasificación Estándar, categoría Normal y fue emitido el 12 ABR 1999. El Formulario DA 337 fue otorgado por el TAR DNA 1B‐66, el 04 MAR 2009. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con las reglamentaciones y procedimientos vigentes aprobados. Célula El mantenimiento era de inspección periódica, teniendo al momento del accidente un total general (TG) 1.760,35 hs, desde la última recorrida (DUR) 929,15 hs y 16 hs desde la última inspección (DUI). Motor Marca Lycoming, modelo O‐540‐B4B5, serie Nº L‐7915‐40 de 235 HP, con inspección periódica, teniendo al momento del accidente un TG de 1.769,35 hs, 719 hs DUR y 16,25 hs DUI. El motor operaba bajo el régimen de la CA‐43‐50B (PMPC), según constaba en la documentación técnica. El combustible autorizado por manual era aeronafta, mínimo 80 octanos; en el momento del accidente estaba utilizando nafta de uso automotor, YPF Fangio XXI y el consumo horario era de 50 lts/h. Por no contar con el STC para el uso de nafta de automotor, la aeronave no se encontraba aeronavegable, al momento del accidente, por operar fuera de las condiciones de su Certificado Tipo. Hélice Marca Hartzell, modelo HC‐C2YK‐1A, modelo 8468A‐4, número de serie AW‐1390, compuesta por dos palas metálicas de paso fijo. La pala Nº 1 con número de serie A65981 y la pala Nº 2, A65985, contando al momento del accidente, con un TG de 1.700,25 hs, 100,25 hs DUR y 16,25 hs DUI. 207
Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente fueron los siguientes: Vacío: 664 kg Piloto: 90 kg Acompañantes (50 + 30): 80 kg Combustible (115 lts x 0.74): 85 kg (Estimado al momento del Acc.) Varios: 5 kg Total al momento del accidente: 875 kg Máximo de Despegue (PMD): 1316 kg Diferencia: 441 kg, en menos respecto al PMD Dado el tiempo de vuelo (30’) transcurrido desde el despegue en el AD GEZ, hasta el momento del accidente, el combustible consumido habría sido de 25 lts aproximadamente, por lo que se tendrían que haber encontrado 115 lts en los tanques, pero debido a pérdidas por roturas de los conductos del sistema de combustible se encontraron solo 48 lts. Durante la investigación, se determinó que el centro de gravedad (CG) estaba dentro de la envolvente determinada en la planilla de Peso y Balanceo de fecha 29 DIC 95, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, en base a datos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Fernando, interpolados a la hora del accidente; visto también el mapa sinóptico de superficie de 15:00 y 18:00 UTC, indicaba: Viento: 090°/ 07 kt; visibilidad:10km; fenómenos significativos: ninguno; nubosidad: ninguna; temperatura: 18.2° C; temperatura punto de rocío: 10.5° C; presión a nivel medio del mar: 1017 hPa y humedad relativa: 61 %. Comunicaciones No hubo inconvenientes en las comunicaciones realizadas con los controles de tránsito aéreo de los AD Moreno (ENO) y AD San Fernando (FDO), correspondientes al tramo del vuelo realizado; asimismo, el piloto transmitió a este último, la posición antes del aterrizaje de emergencia. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un sector de islas en el Delta de la localidad de Tigre, Provincia de Buenos Aires. El terreno estaba anegado, con la superficie cubierta de juncos y árboles dispersos. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 34° 22’ 00” S 058° 32’ 73” W y la elevación sobre el nivel medio del mar era de aproximadamente 1,20 m. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El motor de la aeronave se detuvo y obligó al piloto a realizar un aterrizaje de emergencia, cuando se encontraba sobrevolando una zona de islas del Delta del Tigre, anegadas con bañados y vegetación tupida tipo juncos; luego de un intento de reencendido sin lograrlo, eligió el lugar que consideró mas apto, bajó flaps y trató de disminuir la velocidad. El primer impacto de la aeronave contra el terreno fue con un rumbo aproximado de 150°; posterior al mismo se desplazó con igual rumbo 80 m aproximadamente, donde se replegó el tren de aterrizaje de nariz, se desprendió una de las tomas del flaps derecho, deformándose y la parte posterior del fuselaje resultó con severas deformaciones, lo mismo que el estabilizador horizontal y el alerón izquierdo. Finalmente, cuando disminuyó la velocidad de desplazamiento, la aeronave giró 90° hacia la derecha y quedó detenida con rumbo 058°. No hubo dispersión de restos. 208
Supervivencia Los cinturones de seguridad de la aeronave estaban en sus correspondientes fijaciones, en buen estado de conservación y actuaron adecuadamente. Los ocupantes salieron de la aeronave, por la puerta normal de la cabina, por sus propios medios, sin haber sufrido lesiones. El operador de Tránsito Aéreo de la TWR FDO, una vez recibida la comunicación del piloto informando la emergencia y la posición, alertó a dos aeronaves que se encontraban volando en el sector, para que acudieran al lugar del suceso. El piloto de una de ellas, cuando llegó al lugar indicado, se comunicó con el piloto de la aeronave accidentada, que usó una radio portátil y posteriormente informó a la TWR FDO, quienes se comunicaron con la Prefectura Naval Argentina. Personal de esta Fuerza de Seguridad, con un helicóptero se trasladó hasta el lugar del accidente y rescató a los tres ocupantes, llevándolos hasta el AD FDO, donde fueron asistidos por el Servicio Médico. Ensayos e investigaciones Cuando llegaron los investigadores al lugar del accidente, se procedió a evaluar los daños producidos y a inspeccionar los comandos de vuelo y de motor; se controló visualmente el sistema de encendido, arnés y bujías comprobando su continuidad, estado y fijación; se controló el sistema de combustible verificándose la llegada del mismo al distribuidor, araña e inyectores mediante la aplicación de la bomba eléctrica; se retiraron las bujías superiores y se hizo girar el cigüeñal del motor, observándose que el mismo giraba muy liviano, sin cargar compresión alguna de sus cilindros. Posteriormente se realizó un desarmado parcial de motor en un taller aeronáutico, donde se retiraron las magnetos, se controló el engranaje, acople y disparador de ambas magnetos; se retiró alternador y accesorios de combustible, araña e inyectores; se desmontaron tapas de balancines, balancines, varillas levanta válvulas, guardapolvos, retenes, cilindros y pistones, quedando armado sólo el conjunto block de motor con cigüeñal y bielas, haciéndose girar el cigüeñal sin observar hasta ése momento ninguna anormalidad. Se retiró el cárter de accesorios o tapa de la caja de distribución del cigüeñal, lo que permitió observar el perno de arrastre –“Dowel”, P/Nº STD 1065 – instalado en el cigüeñal y que encastra en el engranaje identificado por el Nº 13S19647 “Gear Crankshaft”, cortado al ras de la superficie de alojamiento del engranaje del cigüeñal, en su punto de unión entre el cigüeñal y el engranaje previamente identificado. La falla del perno de arrastre motivó que el cigüeñal dejara de transmitir movimiento a la caja de accesorios, con la consiguiente detención del motor. La arandela de freno (“lockplate”), del bulón de fijación, tenía las pestañas contiguas a la cabeza del bulón, ligeramente abiertas, no presentando marcas de arrastre de material o fricción con la cabeza del bulón de fijación. El perno de arrastre (P/Nº STD 1065), presentaba una fractura con características macroscópicas con ligeras deformaciones plásticas, lo que evidenciaba una rotura por solicitación al corte por encima de la resistencia del material; no registraba signos de fatiga, grietas previas o signos de corrosión. Se controló la documentación de la aeronave, observándose que en las planillas de cumplimiento de ADs y trabajos adicionales del año 2004 (TAR 1B‐361), DA‐RA 2004‐09‐01, se había asentado el cambio del bulón de cigüeñal y el engranaje de arrastre. El fabricante del motor emitió dos Boletines de Servicio de carácter Mandatorio y revisiones (MSB Nº 554, 30 SET 02 y MSB Nº 475C, 30 ENE 03), en los cuales se indicaba el recambio del bulón de fijación y se alertaba sobre la correcta instalación y torque del mismo, dado que su incumplimiento puede llevar a una falla total de potencia en el motor. A su vez, la FAA emitió la AD 2004‐10‐14, efectiva desde el 25 JUN 04, que hace referencia al cumplimiento del MSB Nº 475C. Al momento del despegue, la aeronave tenía 140 lts que es la capacidad máxima en tanques y al momento del accidente se encontró en los tanques un total de 48 lts. Información orgánica y de dirección 209
La aeronave estaba inscripta a nombre de un propietario privado, quien la utilizaba para realizar vuelos de aviación general. Información adicional Durante la entrevista, el piloto manifestó a los investigadores que ante la detención del motor en vuelo, cambió del tanque 3 al 2, encendió bomba eléctrica y al no restablecer el encendido del motor, eligió el lugar que consideró mejor para realizar el aterrizaje. Asimismo, manifestó que mantuvo 80 MPH en el tramo final, bajó dos puntos de flaps para disminuir la velocidad y tocó el terreno con 65 MPH, con la parte inferior del empenaje. El Manual de Vuelo de la aeronave, en la Sección III ‐ “Procedimiento de emergencia”, en el subtítulo “Fallas del motor” indica lo siguiente: “... Las fallas en vuelo del motor, son originadas en la mayoría de las veces, en el sistema de alimentación de combustible o de encendido, como así también por el alto porcentaje de descuidos o técnicas inapropiadas de operación….” (a) Disminución de potencia Abrir un poco más el acelerador, si el motor no reacciona, proceder a efectuar el procedimiento de Emergencia de Aterrizaje. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las habituales. ANÁLISIS Aspectos operativos Ante la detención del motor en vuelo, teniendo una altitud de 1.000 ft, el piloto intentó el reencendido realizando el cambio de tanque y conectando la bomba eléctrica de sobrealimentación. Al no lograr el mismo, decidió realizar un aterrizaje de emergencia, en un terreno considerado mas apto, sobre el cual estaba sobrevolando. Los procedimientos realizados fueron correctos y concordantes con los establecidos en el Manual de Vuelo de la aeronave, en “Procedimiento de emergencia”, aunque no está contemplado un procedimiento específico para el caso de una detención en vuelo del motor. Aspectos técnicos En la investigación surgieron evidencias de probables fallas de origen técnico, como causales del accidente. La aeronave, luego de un tiempo de vuelo con el motor en potencia de crucero, sufrió la repentina detención del motor, producida por la pérdida del movimiento del engranaje de transmisión a la caja de accesorios por rotura de su perno de arrastre; el engranaje se encontraba instalado en el extremo posterior del cigüeñal, lo que afectó a todos los sistemas que comanda. Al no accionar la caja de accesorios, estos no actuaron sobre las magnetos, que generan la energía necesaria para el funcionamiento del motor. El sistema de combustible se vio afectado, al no recibir el impulso de la bomba de combustible de accionamiento mecánico. El sistema de lubricación también se vio afectado al no ser comandado por el eje impulsor de la bomba de aceite. La causa de la falla pudo haberse originado, en el bulón de fijación del engranaje mencionado, si este comenzó a perder torque por una posible falta de torqueo durante su instalación o una colocación inadecuada de la arandela de frenado, la que impide su rotación. En esa situación, el cuerpo del perno de arrastre toma la mayor parte de la carga de trabajo generada entre el cigüeñal y el conjunto de acople con los accesorios, resultando fracturado al corte por sobrecarga. El daño observado al momento del desarme, pudo haberse producido por una inadecuada tarea de mantenimiento previa al accidente, al no cumplimentarse rigurosamente con la AD 2004‐10‐14 o el Service Bulletin Nº 475C, de carácter mandatorio de la empresa Lycoming de fecha 30 de enero de 2003, en el cual se establece el procedimiento a seguir para la instalación del engranaje del cigüeñal, por lo 210
que el no cumplimiento estricto, puede llevar a que se produzca el corte por cizalla del perno de arrastre inserto en el cigüeñal. Hechos definidos El piloto estaba habilitado para realizar el vuelo, tenía la documentación personal en vigencia y acorde a la función que estaba desarrollando. La aeronave estaba siendo operada con nafta de automotor, sin el STC correspondiente, por lo que no estaba aeronavegable. Probable inadecuado mantenimiento de la aeronave, al no haberse dado estricto cumplimiento a un boletín de servicio, de carácter mandatorio. Falla por corte del perno de arrastre inserto en el cigüeñal. El accidente se originó por una falla de orden técnico en la aeronave. La meteorología no influyó en el accidente. Causa Durante un vuelo de aviación general, en la fase de crucero, detención del motor en vuelo, posterior aterrizaje de emergencia e impacto de la aeronave contra el terreno; debido al corte del perno de arrastre del engranaje que comanda la caja de accesorios, inserto en el cigüeñal. Factor contribuyente: Probable inadecuado mantenimiento. Recomendaciones de seguridad Al propietario / explotador de la aeronave El hecho de haberse demostrado que el accidente está relacionado con factores técnicos, al romperse el perno de arrastre inserto en el cigüeñal por no haberse cumplimentado adecuadamente un boletín de servicio mandatorio, se recomienda considerar la necesidad de ajustar el mantenimiento de la aeronave a lo que el fabricante de la misma indica. Asimismo, considerar la conveniencia de operar su aeronave con el combustible para el cual ha sido certificada, y que para la operación con combustible de uso automotriz, la aeronave debe contar con el STC correspondiente, para que se encuentre aeronavegable; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Al TAR 1B‐361 Considerar la necesidad y conveniencia de realizar las mejoras que crea convenientes en su sistema de calidad, a efectos de controlar con mayor efectividad el cumplimiento de las instrucciones de aeronavegabilidad continuada, emitidas por el fabricante del motor, como el cumplimiento del Service Bulletin Nº 475C de carácter mandatario; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. A la Dirección de Aeronavegabilidad (Aviación General) Considerar la necesidad de evaluar el desempeño del TAR 1B‐361, en el mantenimiento de la aeronave. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: 500 m al Sur del Aeródromo Zárate, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 30 AGO 09 HORA: 19:30 UTC aprox. AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐A‐38‐112 MATRÍCULA: LV‐ONS PILOTO: Piloto Comercial de 1ra Clase de Avión. PROPIETARIO: Privado 211
Reseña del vuelo El Piloto y un acompañante, efectuaron un vuelo de aviación general con la aeronave matrícula LV‐ONS, procedentes del Aeródromo (AD) Gral. Rodríguez (GEZ); al llegar al AD Zárate (ATE), realizaron un procedimiento de toque y despegue, para un nuevo circuito de tránsito y aterrizaje. Durante el ascenso el Piloto percibió una vibración anormal, al observar los instrumentos de motor pudo ver alta temperatura de aceite, baja presión, y al notar una pérdida de potencia, decidió realizar un aterrizaje de emergencia en un campo aledaño al aeródromo, efectuando el mismo sin inconvenientes. La aeronave posteriormente fue remolcada con un tractor hasta las proximidades de la casa del propietario del campo; durante el remolque se habría fracturado un bulón de la pata del tren principal izquierdo, posiblemente por los esfuerzos a que se vio sometido el tren de aterrizaje, al transitar la aeronave durante el remolque por terreno no preparado. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 ‐‐
Daños en la aeronave Célula: Rotura de un bulón de la toma de la ballesta (tren principal izquierdo). Motor: desmontado para inspección y reparación de las siguientes partes y accesorios: pistón y cilindro Nº 4, carburador. Daños en general: Leves. Otros daños: No hubo. Información sobre el personal El Piloto de 41 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión, e Instructor de vuelo Avión, con Habilitaciones de vuelo por Instrumentos, Nocturno, monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, estaba vigente hasta el 30 AGO 09. Su experiencia de vuelo en horas, según sus manifestaciones era: Total: 1041.3 Últimos 90 días: 70.0 Últimos 30 días: 17.0 Últimas 24 hs: 0.5 En el tipo de aeronave: 300.0 Información sobre la aeronave Información general Aeronave fabricada por Chincul Argentina, marca Piper, modelo PA‐A‐38‐112 “Tomahawk”, número de serie AR‐38‐80A0188, de 2 plazas. Aeronave de construcción metálica, semimonocasco, ala baja, empenaje tipo “T”, con tren triciclo y un motor alternativo de cuatros cilindros y 112 de potencia, con hélice bipala de paso fijo. 212
Certificado de matrícula: registrado a nombre de un propietario particular, con fecha de inscripción el 09 de Noviembre de 2007. Certificado de aeronavegabilidad: emitido por la DNA en abril de 1999 sin fecha de vencimiento, clasificación Estándar, categoría Normal. Célula Era de inspección periódica, teniendo al momento del accidente un Total General (TG) de 1.014,9 hs y 100,6 hs Desde la Última Inspección (DUI). Formulario 337: emitido por TAR 1B‐327, el 08 SET 2008, con vencimiento en SET 2009. Registros de mantenimiento: no se evidenció que la aeronave y su planta de poder tuvieran aplicado el Certificado Tipo Suplementario, para el uso de combustible no aeronáutico. El Manual de Vuelo de la aeronave tampoco tenía incorporado el suplemento correspondiente a la aplicación del STC. Motor Motor alternativo de cuatro cilindros opuestos, sin sistema de inyección fabricado por Avco Lycoming Engines, modelo O‐235‐L2C número de serie L‐ 21780‐15, de 112 hp de potencia. Al momento del accidente registraba 1.014,9 hs de TG, 100,6 hs DUI por rehabilitación anual y 27 años desde su instalación como nuevo. Según constaba en el registro historial del motor, se encontraba afectado desde el 31 MAY 01, a lo establecido en la Circular de Asesoramiento 43‐50 “Programa de Mantenimiento por Condición”, emitida por la Dirección de Aviación General de la DNA. En esa fecha constaba un cambio de aceite y posteriormente el asentamiento de los consumos de aceite entre el 31 MAY 04 y ABR 07. A partir de SET 07 y hasta AGO 09, se asentaba la actividad mensualmente y ya no se anotaban los consumos de aceite. El 08 SET 08, el TAR 1B‐327, asentó el cumplimiento y aplicación de la CA 43‐50B, del 21 OCT 06, y tomó los valores de presión diferencial de los cilindros, con el siguiente resultado: Nº 1 (70/80), Nº 2 (68/80), Nº 3 (69/80), Nº 4 (70/80). Desde esa oportunidad y hasta la fecha del accidente, no se registraron los consumos de aceite. El combustible requerido según lo establecido en el Certificado Tipo era combustible aeronáutico tipo AVGAS 100 LL. Hélice Era marca Sensenich, modelo 72CK‐0‐56, número de serie K‐2298 compuesta de dos palas, construcción metálica paso fijo, de inspección periódica, al momento del accidente un TG de 221 hs y 100 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 546 kg Combustible (65 lts X 0.74): 48 kg Piloto / Acompañante: 150 kg Total al momento del accidente: 744 kg Máximo de Despegue / Aterrizaje (PMD/PMA): 757 kg Diferencia: 13 kg en menos respecto al PMA. Al momento del accidente, la aeronave tenía su Centro de Gravedad (CG), dentro de los límites establecidos en la Planilla de peso y balanceo de fecha 11 MAR 96, establecida en el Manual de Vuelo. Información meteorológica El Informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica San Fernando, interpolados a la hora y lugar del accidente; visto el mapa 213
sinóptico de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, era: Viento: 290°/09 kt; Visibilidad: 8 km; Fenómenos Significativos: Humo; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 33.0° C; Temperatura Punto de Rocío: 27.1° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1004.3 hPa y Humedad Relativa: 39%. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo arado para siembra, ubicado a 500 m aproximadamente, al Sur del AD ATE, en la Provincia de Buenos Aires. Las coordenadas del lugar eran: S 34° 07’ 29” y W 059° 04’ 38”, con una elevación de 26 metros sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Después de realizar un toque y despegue en el AD ATE, cuando la aeronave se encontraba en la fase de ascenso, se produjo una probable falla de motor; inmediatamente el Piloto realizó un aterrizaje de emergencia en un campo aledaño al AD, sin novedad de personal y material. Cuando fue remolcada la aeronave, se habría roto un bulón de fijación de la ballesta izquierda al plano, y a la llegada de los investigadores, al lugar del accidente, al motor le faltaba el carburador, pistón y cilindro Nº4. Supervivencia Los ocupantes de la aeronave tenían colocado los cinturones de seguridad al momento del accidente, los que actuaron adecuadamente, protegiendo a los mismos durante el aterrizaje de emergencia. Ambos descendieron de la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Al llegar al lugar del accidente, la aeronave se encontraba amarrada en las proximidades de una casa en una zona rural; en la inspección visual se observó en el motor, la falta del cilindro y pistón Nº4, carburador y la rotura de un bulón P/Nº 401 511(AN7‐17A), de la toma de la ballesta al plano. Se extrajo muestra de combustible de ambos tanques, al momento de la inspección, encontrándose 30 litros en el tanque izquierdo y 35 litros en el tanque derecho. La muestra obtenida se envió para análisis al LEM Palomar (Laboratorio de Ensayos de Material), dando como resultado que el combustible era: “nafta súper de automóvil”. El Piloto, durante la entrevista manifestó que, despegó con un acompañante del AD General Rodríguez, después de realizar todos los controles anteriores al despegue sin observar ninguna novedad. Hizo la navegación hasta el AD Zárate, donde realizó un toque y despegue y cuando se encontraba en el ascenso percibió vibraciones en el motor, comprobando el aumento de temperatura de aceite y disminución de la presión del mismo, ante esta situación decidió realizar un aterrizaje de emergencia en un campo lindero al AD porque había un avión en la cabecera 27. El aterrizaje se realizó sin novedad y posterior a la detención comprobó falta de aceite en el motor. Un testigo manifestó que vio al avión cuando se encontraba aterrizado en el campo y dos personas estaban mirando el motor; posteriormente pusieron en marcha y se dirigieron hacia el sur, luego regresaron y el avión quedó clavado de costado en la tierra. Después lo remolcaron con un tractor al campo vecino. La persona que iba como acompañante manifestó que después del aterrizaje de emergencia, en el campo aledaño al AD ATE, descendieron de la aeronave y lo empujaron a mano unos metros, luego le cambiaron un bulón de la pata izquierda del tren de aterrizaje y lo remolcaron con un tractor. Según manifestaciones del Explotador de la aeronave, el Propietario autorizó el desmontado del cilindro, pistón y carburador para su inspección y reparación, todos los elementos fueron llevados al taller 1B‐327, por el propietario para un control técnico. De acuerdo con la declaración del Representante Técnico del TAR 1B‐327, le fueron llevados para control técnico un cilindro con su pistón y aros para ser reinstalados en el motor de la aeronave LV‐ONS. 214
Le informaron que fue por una falla mecánica y desconocía quién lo había desmontado. La aeronave no tenía el Certificado Tipo Suplementario (STC), para la utilización de combustible de automóvil. De acuerdo a lo asentado en los registros historiales, no se llevaba un control estricto de las cargas de lubricante, ni análisis periódico del mismo, mediante técnica de análisis espectrométrico (SOAP); únicamente se observó una prueba de compresión diferencial asentada durante la última inspección. Para la correcta aplicación de la AC 43‐50B, deberían hallarse sistemáticamente esos datos en los historiales. La actividad registrada tanto por la célula, como por el motor, excedían en 0.6 hs, el límite de 100 hs para la realización de una nueva inspección por rehabilitación anual o por cien horas de servicio. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada, afectada a una escuela de vuelo, para entrenamiento e instrucción de Alumnos y Pilotos. Información adicional La aeronave fue removida del lugar del accidente, se retiraron partes y fue dejada a resguardo debajo de unos árboles, sin autorización de la JIAAC, ya que la denuncia del accidente se realizó un día después del mismo. Al respecto, las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC)‐ Parte13, SUBPARTE A, Párrafo 13.7 Notificación de un suceso a la autoridad encargada de la investigación, determina: El explotador, tripulante, persona afectada a la seguridad de vuelo en la aeronáutica civil, u otra persona que tomase conocimiento de cualquier accidente, incidente grave de aviación, o de la existencia de restos o despojos de una aeronave, deberá comunicarlo a la Autoridad Aeronáutica / JIAAC, quien tomará las medidas que fueran adecuadas. Técnicas de Investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De las investigaciones realizadas y las entrevistas efectuadas, se desprende que la aeronave habría tenido una falla de motor, por lo que el Piloto realizó un aterrizaje de emergencia en un campo aledaño al AD Zárate, y posteriormente durante el traslado de la aeronave a un campo vecino, habría tenido un problema en la pata del tren principal izquierdo, con rotura de un bulón de soporte de la ballesta, el que fue reemplazado. Luego fue remolcado con un tractor, hasta un lugar cercano a una casa del campo vecino, donde fue amarrado. Como el accidente no fue denunciado en tiempo y forma, y la aeronave fue removida del lugar del accidente, sin la intervención del Investigador a cargo, no se pudo determinar si hubo factores de orden operativo que influyeran en el accidente; no obstante el aterrizaje de emergencia en un campo, por una probable falla de motor, se realizó sin otros inconvenientes. Aspectos técnicos De lo investigado surge que no fue posible determinar fehacientemente las causas de la declarada falla de la planta de poder, dado que hubo partes del motor que fueron desmotadas antes de la intervención de esta JIAAC. La aeronave no se encontraba operando dentro de los requerimientos de su Certificado Tipo, por utilizar 215
un combustible no autorizado. Asimismo, se excedieron los tiempos de inspección y no se dio cumplimiento estricto al registro de las actividades de mantenimiento preventivo establecidas en la AC 43‐50B. En estas circunstancias, la aeronave no se hallaba aeronavegable al momento del suceso, por apartarse de las instrucciones de aeronavegabilidad establecidas. Hechos definidos El Piloto era titular de la Licencia y Habilitación que le permitían realizar el vuelo. La aeronave no se encontraba en condiciones de aeronavegabilidad. El aterrizaje de emergencia por probable falla de motor, se realizó en un campo sembrado no preparado para operaciones aéreas. No se pudo establecer la causa de la probable falla de motor, ya que el accidente fue denunciado fuera de tiempo y forma, la aeronave removida del lugar, y desarmado parte de su motor. Se desconoce, si la rotura del bulón del tren principal se produjo como consecuencia del aterrizaje de emergencia o producto de la remoción de la aeronave. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de ascenso, aterrizaje de emergencia en un campo no preparado; debido a probable falla de motor, que no pudo determinarse fehacientemente. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de realizar la denuncia en tiempo y forma de todo accidente/incidente a la JIAAC, de acuerdo con lo reglamentado en las RAAC Parte 13 y el Código Aeronáutico (Ley 17.2385 Título IX Art. 186). Asimismo, considerar la necesidad de cumplimentar lo establecido por el fabricante, a través del proceso de certificación, en cuanto al uso del combustible autorizado; y el estricto cumplimiento de lo establecido en la AC 43‐50B, en cuanto al registro de inspecciones y actividades de mantenimiento preventivo; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, materiales propios y de terceros que pudieran ser afectados. Con respecto al uso de combustible de automotor; la DA emitió el 24 NOV 2010, la Circular de Asesoramiento CA Nº 20‐139 “Prohibición de empleo en motores de aeronaves de naftas de automóviles comercializadas en la República Argentina”. A la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar la conveniencia de evaluar el desempeño del TAR que realizó la última inspección; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional. 216
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: El Sunchal (Est. La Candelaria), Pcia. de Tucumán FECHA: 30 AGO 09 HORA: 15:35 UTC aprox. AERONAVE: Avión MARCA: Beechcraft MODELO: 65 A MATRÍCULA: LV‐JLW PILOTO: Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión (TLA) PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El piloto, planificó una navegación de traslado desde el Ad San Fernando hacia el Aeropuerto de Jujuy, junto al propietario de la aeronave, que debía hacer entrega de la misma en dicho aeropuerto. El vuelo previsto se demoró en el inició desde el Ad San Fernando (FDO) por diversos problemas técnicos, despegando a las 18:15 UTC hacia Jujuy. Cuando estaban próximos a Paraná, el piloto notó una leve oscilación de los liquidómetros y decidió aterrizar para hacer una carga de combustible y pernoctar hasta el día siguiente, para luego continuar con el vuelo programado. Luego del despegue del Aeropuerto Paraná, a las 11:30 UTC, continuó su plan de vuelo con destino a Jujuy. Una vez pasado el lateral de Tucumán se encendieron ambas luces rojas de mínimo combustible y decide dirigirse a ese Ap, por ser el más próximo. A los 8 minutos de encenderse las luces de combustible, se detuvo el motor derecho y luego el izquierdo, y aterrizó de emergencia en un campo. El accidente se produce de día y con buena visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1
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Daños sufridos por la aeronave Célula: deformaciones en la parte inferior del fuselaje.‐ Tapa de tren de aterrizaje principal y de nariz con deformaciones severas. Semiplano Izquierdo: rotura en borde de ataque y deformaciones en intradós. Semiplano Derecho: deformación en el borde de ataque e intradós; rotura de puntera de ala con corte en su larguero principal. Ambas patas de tren principal con daños severos, al retraerse en la carrera de aterrizaje. Motores Con posibles daños internos por el impacto de las hélices en el terreno. Hélice Instalada en el motor Izquierdo: dobladas en sus extremos hacia atrás en una ángulo de 90º a 30 cm de su extremo. Hélice instalada en el motor derecho una de las tres palas doblada hacia atrás a 90º a 30 cm de su extremo.‐ Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El piloto al mando, de 44 años de edad, es titular de las Licencias de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno, Vuelo por Instrumentos, en aviones monomotores y 217
multimotores terrestres hasta 5700 kg, LJ 35 y SW4 Poseía además las licencias de Piloto de Transporte de Línea Aérea de avión (TLA) e Instructor de Vuelo de Avión. Su Certificado de Aptitud Psicofísiológica, Clase I anual, estaba vigente hasta 30 10 09. Su experiencia de vuelo en horas, de acuerdo a lo registrado en su libro de vuelo era: Total: 4842 Últimos 90 días: 90 Últimos 30 días: 25 En el día del accidente: 3 En el tipo de aeronave: 23 La Dirección de Licencias al Personal (ANAC) informó que su último registro foliado es del 11 FEB 09 con 4639.7 hs y que no registra infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Información sobre la aeronave Información general Avión marca Beechcraft, Modelo A‐65, Serie Nº LC‐282, fabricado por Beechcraft Aircraft Corporation el 30 de enero de 1968. Es una aeronave bimotor terrestre de construcción metálica, con tren de aterrizaje retráctil del tipo triciclo, configurado para transporte de carga. Planeador Poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de Clasificación Estándar, Categoría Normal, emitido el 26‐
03‐99, sin fecha de vencimiento. El Certificado de Matrícula fue expedido el 28‐08‐89. Según último Formulario D. A. 337 del 12‐02‐2009, se le efectuó una inspección de 100 horas para su rehabilitación anual en el Aerotaller 1B‐32, al registrar 3919,3 hs de Total General (TG), sin consignarse horas DURG, quedando habilitado hasta el 28 de febrero de 2010. En el certificado de aeronavegabilidad presentado, consta registrado que la inspección inmediatamente anterior para su habilitación anual, a la apuntada precedentemente, fue realizada el 26 de marzo de 1999. Al momento del accidente tenía asentado en la Libreta Historial de Planeador 4766:0 hs de TG, 98:55 hs De Última Inspección (DUI). Motor Tenía instalado dos motores marca Lycoming, modelo IGSO.480‐A1E6, serie L‐ 1819‐44 y L‐1928‐44 izquierdo y derecho respectivamente, de 340 HP c/ uno. Según último Formulario DNA 337 del 12‐02‐09 se le efectuó una inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el Aerotaller 1B‐ 32, cuando registraba el motor izquierdo 3177,7 hs y el derecho 2060.9 de TG y de 00:00 hs de DRG respectivamente, quedando habilitado hasta 1400 hs o 12 años Al momento del accidente el Motor Nº 1819‐44 (izquierdo) tenía asentado en la Libreta Historial 3.262.5 hs de TG y 84.8 hs DUR y el motor nº 1928‐44 (derecho) tenia asentado 2145.7 hs de TG y 84.8 hs DUR.‐ El consumo en crucero es de 25 gal/hs (96.63 l.) y el combustible utilizado, 100 LL. Hélice El motor izquierdo tenía instalada una hélice marca Hartzell de paso variable Modelo HC‐B3Z20‐2 A; Cubo Serie Nº 1018 J, de tres palas Nº B60465; B 61681 y B61683 de recorrida de 200 hs o cinco años. El motor derecho tenia instalado una hélice marca Harzell, de paso variable Modelo HC‐B3Z20‐2 A; Cubo Serie Nº 1019 J, de tres palas Nº B60472; B 51174 y B61623 de recorrida de 200 hs o cinco años. Según último formulario 337 del 12‐02‐09 se le efectuó una inspección de 100 hs para su rehabilitación 218
anual en el taller 1B‐32, registrando 04:00 hs de TG y 0.0 de DURG, quedando habilitada hasta 2000 hs ó 5 años. Peso y balanceo al momento del accidente Los cálculos de los pesos al momento del accidente fueron los siguientes: Vacío: 2500 kg Piloto: 85 kg Acompañante: 90 kg Combustible: 00 kg Total al momento del accidente: 2675 kg Máximo de Despegue (PMA): 3500 kg Diferencia: 825 kg en menos respecto al PMA. Al momento del accidente, la aeronave tenía su CG dentro de los parámetros establecidos por el fabricante, en concordancia con la planilla de masa y balanceo remitida por la Dirección Nacional de Seguridad Operacional ‐ DA, de fecha 16 DIC 93. Información Meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN) con datos inferidos, obtenidos de los registros horarios de la Estación Meteorológica del Aeropuerto Tucumán, interpolados al lugar y a la hora del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 15:00 y 18:00 UTC era: Viento: 070/04 kt, visibilidad: 6 km, fenomenos significativos: humo, nubosidad: ninguna, temperatura: 32,1º C, temperatura de punto de rocío: 9,2º C, presión a nivel medio del mar: 1001,9 hpa y humedad relativa: 24%. Comunicaciones El piloto se comunicó con TWR TUC por VHF, informando la novedad en vuelo. Luego de producido el accidente se comunicó vía telefonía celular con la Oficina ARO AIS TUC informando lo sucedido. Información sobre el lugar del accidente El lugar del accidente está ubicado a 15 NM del AD TUC, en el radial 030 aproximadamente del VOR TUC, es una zona serrana, de abundante vegetación y campos ondulados de baja altura. La zona de aterrizaje es un descampado de una finca del lugar, de 200 m de largo por 130 m de ancho aproximadamente, muy confinado y con rumbo general Norte‐Sur. Las coordenadas del lugar son, 26º 36’ 07.3” S y 065º 02’ 19.6” W, con una elevación de 754 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre la aeronave y el impacto Con ambos motores detenidos, observó un descampado a su frente, paralelo a un camino, con orientación norte‐sur de 200x130 m aproximadamente. Tocó con el tren principal como en un aterrizaje normal, en el primer tercio pero se replegó el mismo porque no trabó abajo antes del toque. Se desplazó 50 m hasta el límite del campo donde había un desnivel de 20 cm de alto, un alambrado y algunos árboles de mediano tamaño. Al pasar el desnivel y ya con el tren totalmente retraído, rompió las tapas del tren, sacó un poste del alambrado con el plano izquierdo y con un árbol rompió el plano derecho que le produjo la rotura y corte del mismo a un tercio de la puntera y giro a la derecha, para quedar detenido con rumbo general 219
240º. Supervivencia El piloto y el acompañante abandonaron la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Los cinturones de seguridad y las fijaciones de los asientos, resistieron los esfuerzos a los que fueron sometidos. Ensayos e investigaciones Inspeccionada la aeronave y las observaciones en la superficie utilizada para el aterrizaje se comprobó que el piloto, previo tocar tierra, accionó el tren de aterrizaje, el cual no trabo y mientras la aeronave avanzaba en su recorrido de aterrizaje el mismo se retrajo, ello así se impone en virtud de los daños en las puertas de tren de aterrizaje y sus patas no ingresadas en su totalidad en el alojamiento. Al inspeccionarse los tanques de combustibles dispuestos en cada plano de la aeronave, tanto el principal como en los auxiliares, se constató la inexistencia del combustible en todo ellos. Se verificó evidencia de perdida de combustible por la parte media exterior inferior del fuselaje, altura del larguero principal de las alas, finalizando tales marcas en el cono de cola de la aeronave. No se encontró combustible o indicios de haberse derramado el mismo a lo largo de la carrera de aterrizaje ni en el lugar donde quedo detenida la aeronave. Así también se comprobó la continuidad de comandos por fijación de los cables a los guiñoles, la palanca de comandos y pedalera, también se constató la continuidad de los comandos de motor. Al energizarse la aeronave se verificó que ambas luces de alarma de falta de combustible se encendieron y los liquidómetros acusaron la siguiente marcación: “medio tanque” el izq. y “cuarto de tanque” el derecho; llave selectora alimentación normal.‐ Después del traslado de la aeronave al Establecimiento YAKA SRL, situado en el Departamento Cruz Alta de la Pcia. de Tucumán, se verificó por tapas de inspección ubicadas en la parte inferior del fuselaje, constatándose únicamente la falta de frenado de todos los tornillos que sujetan ambas bombas sumergidas de combustible. La aeronave fue apoyada sobre unos tambores de 200 l. que ubicaron en la zona de la barquilla de motor, los que no permitieron acceder a las válvulas de alimentación cruzada para el control de su instalación y estado de cañerías. Así mismo, tampoco se pudo verificar, por condición y funcionamiento, los cables, cadenas y poleas que conforman el sistema de la llave selectora. Información orgánica y de dirección La aeronave, era de propiedad privada. Su propietario se dedica a la compra y venta de aeronaves y ésta particularmente era llevada a Jujuy para ser entregada. El Piloto fue contratado por el propietario para efectuar el vuelo. Información adicional Se solicito mediante correo electrónico al propietario de la aeronave una prueba de estanqueidad del sistema de combustible a efectos de verificar perdidas en el mismo. Debido al fallecimiento del propietario de la aeronave no se efectuó la prueba de estanqueidad del sistema de combustible solicitada. Conforme a las constancias del Certificado de Aeronavegabilidad presentado por el propietario del cual surgió que no se había realizado trabajos de inspección de la aeronave por más de nueve años, se solicitó información documentada al ANAC de los últimas inspecciones de habilitación realizada en la misma. ANAC envió respuesta documentada de DA de la que surgió que, “F337 por permiso especial de vuelo 20 SEP 00; F337 por recorrida general de hélice 09 AGO 04; F 337 por recorrida general de hélice 09 AGO 04; F337 por permiso especial de vuelo 13 SEP 05. Como parte integral de la documentación remitida por ANAC acompañada con las planilla de trabajos 220
realizado en la inspección de habilitación anual en febrero de 2009, del cual surgió que, “se chequeo el sistema eléctrico, instrumental y luces de navegación” El día 29 de agosto de 2009, se reabasteció la aeronave con 503 (quinientos tres) litros de combustible al inicio del vuelo en Aeropuerto Internacional San Fernando y el día 30 de agosto de 2009 se le cargó 407 (cuatrocientos siete) litros en el aeródromo de Paraná, para continuar su vuelo a Jujuy. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANALISIS Aspecto Operativo El Piloto planificó volar entre San Fernando y Jujuy en vuelo directo sin escalas pero al surgir novedades de tipo eléctricas, se fue demorando la partida. Con esos inconvenientes técnicos lo llevó a realizar un vuelo de prueba para familiarizarse con el avión y no computó todo ese tiempo de consumos, que le restaban autonomía para su vuelo inicial. En el vuelo de traslado, por precaución al notar oscilaciones en el liquidómetro decidió el aterrizaje y pernocte en Paraná, donde solo cargó combustible y justificó la carga de 407 lts a las demoras técnicas en San Fernando y al vuelo de pruebas de 20 min que realizó antes de emprender el vuelo de traslado. No advirtió la pérdida de combustible y no notó ninguna otra anomalía que le indicara tanto consumo. Tampoco hizo un cálculo del consumo de combustible antes del despegue de San Fernando y lo consumido hasta Paraná y no advirtió la gran diferencia de lo planificado a lo real. Confió que al tener una nueva carga a full desde Paraná, le daba 6 hs de autonomía suficientes para llegar a Jujuy, sin sospechar de eventuales pérdidas, que físicamente no fueron notadas en la inspección prevuelo. Aspecto técnico De acuerdo con los registros y constancias de la documentación de la aeronave, surge que el mantenimiento de la misma se efectuó según las especificaciones técnicas establecidas por el fabricante y la DA. De la inspección realizada, inmediatamente después del aterrizaje, con claridad meridiana se observó que la aeronave perdió el combustible mientras volaba, por la parte inferior del fuselaje desplazándose hacia atrás, concluyendo en el cono de cola, formando una especie de espiral. Lo expresado en el punto anterior se confirma por la disposición de las marcas de flujo encontradas, por su sentido y distribución. Además se afirma, que las marca se formaron por el desplazamiento del combustible adherido al fuselaje y la suciedad propia y habitual de ese sector en las aeronaves, específicamente en este caso, potenciada por la abundante tierra que se adhirió al aterrizar sin tren. Conforme el análisis del estado de las palas de hélices instaladas en ambos motores, estas se encontraban dobladas hacia atrás en un ángulo de casi ochenta grados, por efectos de haber tocado contra el terreno sin potencia, como consecuencia del aterrizaje sin tren desplegado. Ello confirmó que ambos motores se encontraban detenidos, sólo giraban en molinete. Verificados los tanques de combustible, se constató que los mismos estaban vacíos. Conjugando lo analizado hasta aquí, se afirma categóricamente que el combustible cargado en la ciudad de Paraná se perdió durante el transcurso del vuelo. En virtud de que no se realizó la prueba de estanquidad del sistema de combustible solicitada al propietario de la aeronave, no pudo determinarse la ubicación y causa de la pérdida del combustible. Por todo lo manifestado se colige que la pérdida de la totalidad de combustible reabastecido a la aeronave fue la causa de la detención de ambos motores, siendo ello uno de los eslabones principales que integró la cadena de eventos por la que se produjo el accidente. Hechos definidos El piloto poseía la licencia y habilitaciones necesarias para efectuar el vuelo. El piloto tenía escaso 221
entrenamiento, adiestramiento y experiencia en la aeronave.La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad y Matricula en vigencia. El peso y centrado de la aeronave al momento del accidente, estaban dentro de los límites establecidos en la última Planilla de Masa y Balanceo del Manual de Vuelo. La aeronave presentó fallas de origen técnico que influyeron en la ocurrencia del accidenteLas condiciones meteorológicas no tuvieron influencia en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de crucero, detención de ambos motores y posterior aterrizaje de emergencia en un campo no preparado produciendo daños de consideración en el fuselaje y hélices debido al agotamiento del combustible de sus tanques por pérdida en el sistema del mismo. Factores Contribuyentes 1) Poca experiencia del piloto en la aeronave. 2) Pérdida en el sistema de combustible incrementado en vuelo. 3) Tardía reacción de dirigirse al AD TUC. Recomendaciones de seguridad A la ANAC – Dir. Nac. de Seg. Operacional – Dir. de Aeronavegabilidad: Se solicita efectuar inspecciones de oportunidad a los TAR habilitados. En aeronaves sin actividad prolongada, al expedirse el Formulario 337 considerar la presencia de un inspector y suscribir el mismo. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Posiblemente en vuelo, entre el Aeródromo Quilmes y el Aeropuerto Internacional San Fernando, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 31 AGO 09 HORA: 18:50 UTC aprox. AERONAVE: Helicóptero MARCA: Robinson MODELO: R‐44 “Raven” MATRÍCULA: LV‐ZYO PILOTO: Licencia Piloto Privado de Helicóptero PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 31 AGO 09, el piloto con la aeronave matrícula LV‐ZYO, inició un vuelo de Aviación General, desde el Aeródromo Quilmes (AD ILM / SADQ), con destino al Aeropuerto Internacional San Fernando (AP FDO / SADF), ambos en la Provincia de Buenos Aires, volando por el corredor visual costero a una altura de 500 pies. Después del aterrizaje, en la plataforma del hangar del Taller Aeronáutico de Reparación (TAR 1B‐06 DNA) y durante la inspección posterior al vuelo, el piloto observó algunas abolladuras en ambas palas del rotor principal; ante esta situación llamó al responsable técnico del Taller, quien puso fuera de servicio a la aeronave y dio aviso a la JIAAC. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ 222
Graves ‐‐ ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Rotor principal: Abolladuras en la zona de intradós, cercanas a las punteras de ambas palas. Daños en general: Leves. Información sobre el personal El piloto de 49 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Helicóptero, con habilitación para R‐22 y R‐44, y de la Licencia Piloto Comercial de Avión, con las siguientes Habilitaciones: Vuelo por Instrumentos, Vuelo Nocturno, Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 1 se encontraba en vigencia hasta el 31 OCT 09. Su experiencia en horas de vuelo, según manifestaciones del piloto, a la fecha del accidente era: Total acumulado en avión: 321.1 En los últimos 90 días en avión: 0.0 En los últimos 30 días en avión: 0.0 Total acumulado en helicóptero: 45.6 En los últimos 90 días en helicóptero: 35.1 En los últimos 30 días en helicóptero: 25.1 En el día del accidente (en helicóptero) 0.3 Total en la aeronave accidentada: 35.1 Según informó la Dirección de Licencias al Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, el Piloto no registraba en su legajo ningún accidente anterior, ni infracciones aeronáuticas. Información sobre la aeronave Información general Aeronave fabricada por Robinson Helicopter Company de EE.UU. en 2001, era un helicóptero de construcción mixta, equipada con un rotor principal del tipo semi‐rígido bipala y un rotor de cola también bipala. Poseía un motor alternativo de seis cilindros y 260 HP, capacidad para cuatro personas, con un peso máximo de despegue de 1.089 kg y un peso vacío de 688 kg; sistema de aterrizaje tipo esquí. Célula Era de inspección periódica y tenía 1.065 hs de total general (TG). Tenía Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal. Formulario DA 337, con fecha 16 JUL 2009, extendido por TAR 1B‐06. Motor Era marca Lycoming, modelo O‐540‐F1B5, número de serie L‐25991‐4OA de 260 HP, de inspección periódica, teniendo un total general (TG) de 950 hs de acuerdo al último Formulario DA 337. El consumo horario era de aproximadamente 50 lts/h y el combustible utilizado aeronafta 100 LL. Rotores 223
Rotor principal: Marca Robinson, modelo C016‐2, bipala, Nº de serie: (pala Nº 1) 6354 con un total general (TG) 144,0 hs; (pala Nº 2) 7106 con un total general (TG) 00,0 hs, de acuerdo con el último Formulario DA 337, realizado el 16 JUL 2009; de construcción metálica e inspección periódica. Rotor de cola: Marca Robinson, modelo C029‐2, bipala, Nº de serie (pala Nº 1) 2620C con un total general (TG) 950,0 hs; (pala Nº 2) 2616C con un total general (TG) 950,0 hs, de acuerdo con el último Formulario DA 337, realizado el 16 JUL 2009, de construcción metálica, paso variable e inspección periódica. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos del helicóptero al momento del accidente era el siguiente: Vacío: 668 kg Combustible: (110 lt x 0.72) 79 kg Piloto: 75 kg Total al momento del accidente: 822 kg Máximo de despegue (PMD): 1.089 kg Diferencia: 267 kg, en menos respecto al PMD. El centro de gravedad se encontraba dentro de las limitaciones especificadas en la Planilla de Masa y Balanceo de fecha 07 DIC 07, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC. Información meteorológica El Servicio Meteorológico Nacional, en su informe del 08/OCT/09, con datos obtenidos de los registros horarios de la Estación Meteorológica del Aeroparque Jorge Newbery, interpolados a la hora del accidente, y vistos los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, indicó lo siguiente: Viento: 140°/15 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 6/8 St 1300 m, 8/8 Ac 3000 m; Temperatura: 15,7° C; Temperatura Punto de Rocío: 12,8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1011,7 hPa y Humedad relativa: 83%. Información sobre el lugar del accidente No se pudo determinar el lugar exacto donde ocurrió el accidente. De acuerdo con la declaración del piloto, el mismo podría haber ocurrido en vuelo, entre el AD SADQ y el AD SADF, en momentos en que el piloto descendió de 500 a 300 pies de altura, cuando, según sus manifestaciones, le pareció ver pasar un objeto oscuro que aparentaba ser un ave. En esos momentos, posiblemente estaba volando en zona cercana a la reserva ecológica. El piloto no describió ruido ni sensación de impacto o choque con aves. Los daños fueron detectados por el piloto en la plataforma del hangar del Taller Aeronáutico de Reparación (TAR 1B‐06 DNA), basado en el AD de destino, durante la inspección posterior al vuelo. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Después de realizar la inspección posterior al vuelo, se observó que ambas palas del rotor principal presentaban pequeñas abolladuras en el intradós, próximo a las punteras de pala. No hubo dispersión de restos. Ensayos e investigaciones Se inspeccionaron ambas palas del rotor principal, encontrándose pequeñas deformaciones en el intradós a una distancia aproximada de un metro de las punteras. Según declaración del piloto, en la trayectoria del vuelo hacia el AP FDO, en la fase de crucero, podría haber impactado con aves, no pudiéndose determinar si el impacto contra las mismas fue la causa de las deformaciones de ambas 224
palas, dado que no se halló ningún indicio que pudiese sustentar dicho suceso, tales como restos, sangre, plumas o grasitud. Sin embargo, debe aclararse que la energía cinética desarrollada por las palas, en especial en la zona de punteras (mayor velocidad tangencial sumada a la velocidad de traslación), podría ser suficiente para provocar un daño por impacto de un cuerpo blando. En la revisión de la documentación de la aeronave se observó que las últimas horas asentadas en los historiales de aeronave y motor eran del 20 FEB 2008, con un total general de 854,1 hs en ambos historiales. En el último Formulario DA 337, con fecha 16 de julio de 2009, figuraba un total general de 950,0 hs de aeronave y motor, faltando asentar en historiales, las horas que figuraban hasta el último Formulario DA 337, como así también a la fecha del accidente. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad privada y se la utilizaba para vuelos de Aviación General. Información adicional Según manifestaciones del piloto, el día 31 AGO 09, inició un vuelo desde el AD ILM, con destino al AP FDO, volando por el corredor visual costero a una altura de 500 pies. Llegando al lateral del Riachuelo, se comunicó con el operador de TWR AD Aeroparque, quien le instruyó que descendiera a 300 pies y que activara el transponder en código 0044; mientras estaba ejecutando la acción de selectar el transponder, vio aproximarse un objeto oscuro que pasó por el lado derecho, que según sus palabras, aparentaba ser un ave; instintivamente trató de evitarlo actuando el cíclico hacia atrás. En ese momento se encontraba frente a la reserva ecológica; después prosiguió con el vuelo de manera normal. Informó el cruce por el lateral de Aeroparque y cruzando lateral San Isidro fue transferido con la TWR FDO. El operador de la TWR AD FDO instruyó su ingreso al paño verde y posteriormente el cruce a la plataforma del hangar de destino. Luego de detener la aeronave, hizo el chequeo post‐vuelo, notando abolladuras en los extremos de ambas palas del rotor principal. Llamó al Representante Técnico del Taller, quien luego de observar las abolladuras, decidió poner fuera de servicio a la aeronave, y a continuación informó telefónicamente la novedad a la JIAAC. El piloto no confeccionó el Informe de Incidente de Choque con Aves (IBIS), establecido en el AIP República Argentina, para ser entregado ante la Autoridad Aeronáutica del AD. El Asesor Operativo de la JIAAC, especializado en helicópteros, expresó: “El rotor principal de este helicóptero gira a 408 RPM en operación normal, esto supone una velocidad tangencial en las punteras de las palas de 774 km/h. En vuelo de crucero, la aeronave desarrolla una velocidad de 105 kt, equivalente a 195 km/h. Tomando lo expresado por el piloto “...una sombra en el lado derecho de la aeronave...”, de golpearse un objeto en este sector se suman la velocidad tangencial del rotor con la velocidad de desplazamiento del helicóptero. Esto supone una velocidad de impacto de 774 + 195 = 969 km/h independientemente de la velocidad propia del objeto golpeado. Las fotografías muestran que las deformaciones en ambas palas ocurrieron en el intradós, entre el 25% y el 50% de la cuerda. En esta zona no existen refuerzos ni largueros que aportan resistencia adicional, solamente una estructura de relleno tipo “panel de abeja”. Considerando la alta velocidad relativa en la zona de las deformaciones y la baja resistencia estructural de la misma sumado a la ausencia de rayaduras en la pintura, confirmarían que los golpes corresponderían a un objeto/masa suficientemente blando”. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS 225
Aspectos operativos De las manifestaciones del piloto se desprende que éste apreció haber tenido un posible choque con aves, sin declarar haber sentido ruido o sensación de impacto, ni informar del mismo al control de tránsito aéreo; y al no haber notado ninguna anormalidad en los parámetros indicadores de las condiciones de vuelo y el funcionamiento del motor, se dirigió al AD de destino, detectando los daños citados en la plataforma del hangar del Taller, durante la inspección posterior al vuelo. De acuerdo con lo expresado por el Asesor Operativo de la JIAAC en su conclusión, se confirmaría que los golpes corresponderían a un objeto / masa suficientemente blando. De haber tenido un incidente de choque con aves, el piloto debería haber confeccionado el Informe de Incidente de Choques con Aves (IBIS), previsto en el AIP República Argentina, para ser presentado ante la Autoridad Aeronáutica del AD. Aspectos técnicos De lo investigado surge que no se pudo comprobar el origen de las pequeñas deformaciones del intradós de ambas palas del rotor principal. La hipótesis del impacto con aves podría considerarse improbable, dado que ambas palas resultaron dañadas a la misma altura, en la zona de intradós y no se halló ningún rastro que sustentara este tipo de suceso. No se pudo establecer fehacientemente la actividad de vuelo acumulada por la aeronave, dado que sus historiales estaban incompletos desde el 20 FEB 2008. Durante la última inspección, no se subsanó dicha novedad y se extendió el Formulario DA 337, con fecha 16 JUL 2009. Hechos definidos El piloto se encontraba habilitado para realizar el vuelo. No se pudo establecer fehacientemente la actividad de vuelo acumulada por la aeronave, por lo tanto se desconoce si se encontraba en condiciones de aeronavegabilidad al momento del suceso. No se pudo establecer con certeza el origen de las abolladuras en las palas del rotor principal, que de acuerdo con la declaración del piloto, fueron detectadas en la inspección posterior al vuelo. El piloto apreció haber tenido un posible choque con aves, en la fase de crucero, sin informar del mismo al control de tránsito aéreo. Después del suceso no se encontraron indicios de restos de aves en las palas. El piloto no confeccionó el correspondiente Informe de Choque con Aves, para ser presentado ante la Autoridad Aeronáutica del AD, de acuerdo con lo establecido en el AIP de la República Argentina. La meteorología no influyó en el accidente. Causa Luego de un vuelo de Aviación General, durante la inspección posterior al mismo, detección de abolladuras en el intradós de ambas palas del rotor principal, cuyo origen no pudo ser fehacientemente determinado. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de llevar actualizadas y asentadas todas las horas de vuelo en todos los historiales de la aeronave, dado que es la documentación indispensable para realizar el seguimiento de las acciones de mantenimiento que pudiesen corresponder; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional. 226
Asimismo, considerar la necesidad de instruir adecuadamente a los pilotos que vuelen su aeronave, sobre el cumplimiento de lo establecido en el AIP de la República Argentina, con respecto a Incidentes de Choque con Aves. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar la necesidad de evaluar la actuación del TAR actuante, en cuanto a la extensión de un Formulario DA 337 de rehabilitación anual, con la documentación técnica de la aeronave desactualizada. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeropuerto Internacional Resistencia, Pcia. de Chaco FECHA: 04 SEP 09 HORA: 16:29 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 208B MATRÍCULA: LV‐WYR PILOTO: Licencia de Piloto Transporte de Línea Aérea de Avión COPILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión PROPIETARIO: Gobernación de Provincia Reseña del vuelo El 04 SEP 09, el piloto y copiloto con la aeronave matrícula LV‐WYR, después de realizar un vuelo de aviación general, procedente del AD San Fernando, aterrizaron en el Aeropuerto de Resistencia (SARE), (SIS); lugar de estacionamiento provisorio de la aeronave, debido a que el Aeródromo Corrientes, su lugar de basamento, se encontraba cerrado por tareas de mantenimiento de la pista. Posterior al aterrizaje, se dirigieron a su lugar habitual de estacionamiento designado. Durante la aproximación a este lugar y con el señalero a la vista, la aeronave colisionó con la puntera de plano izquierdo, contra una saliente del espigón de la aerostación, ocasionando el accidente. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 2 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Rotura de puntera de plano izquierdo. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Piloto El Piloto al mando de 49 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión y tenía habilitación para Aviones Monomotores y Multimotores terrestres hasta 5.700 kg; Vuelo por Instrumentos y Vuelo Nocturno; BE‐90; F‐28. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia, con fecha de vencimiento el 28 FEB 10. 227
Su experiencia de vuelo en horas, según sus manifestaciones, era la siguiente: Total de vuelo: 4630 En los últimos 90 días: 50 En los últimos 30 días: 20 En las últimas 24 horas: 5 En el tipo de avión accidentado: 600 Copiloto El copiloto de 47 años de edad, era titular de la Licencia Comercial de Primera Clase de Avión y tenia habilitaciones para Aviones Monomotores y Multimotores terrestres hasta 5.700 kg; F‐27; aeronave propulsada por turbohélice menor de 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia, con fecha de vencimiento el 30 JUL 10. Su experiencia de vuelo en horas, de acuerdo con sus manifestaciones era la siguiente: Total de vuelo: 5551 En los últimos 90 días: 40 En los últimos 30 días: 17 En las últimas 24 horas: 5 En el tipo de avión accidentado: 400 Operadores del Servicio de Rampa El Operador de Rampa, que oficiaba de Señalero de la aeronave, era titular del Certificado de Competencia Prestación de Servicio de Rampa, que lo habilitaba para la operación que realizaba, su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba vigente hasta el 31 MAR 10. El Operador de Rampa, que oficiaba de Señalero de puntera de ala de la aeronave, era titular del Certificado de Competencia Prestación de Servicio de Rampa, que lo habilitaba para la función que realizaba, su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba vigente hasta el 30 NOV 11. El Operador de Rampa, que oficiaba de Supervisor, era titular del Certificado de Competencia Prestación de Servicio de Rampa, que lo habilitaba para supervisar la operación que se realizaba, su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba vigente hasta el 30 AGO 11. Información sobre la aeronave Información general Marca Cessna, modelo 208B, fabricado en septiembre 1997 por Cessna Aircraft Corp. en los Estados Unidos de Norteamérica, número de serie: 208B0598. Era de construcción metálica, de ala alta con montantes y tren de aterrizaje fijo del tipo triciclo; tenía una capacidad máxima para catorce personas. Célula El 23 OCT 08 se le efectuó en un taller aeronáutico, la correspondiente habilitación anual, con un TG de 3.066,5 hs, quedando habilitada hasta OCT 09. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Pratt & Whitney, modelo PT6A‐114A, número de serie PCE‐PC0487, que entregaba 675 shp de potencia, el motor utilizaba combustible Jet A 1, el consumo horario era de 208 litros por hora y la capacidad de los tanques era de 1.100 litros. 228
En 23 OCT 08 se le efectuó en un taller aeronáutico, inspección anual con un TG de 3.066,8 hs. Sin antecedentes de recorrida general. Hélice El motor estaba equipado con una hélice marca McCauley, modelo 3GFR34C703‐B, número de serie 961155, de paso variable, con tres (3) palas metálicas. El 10 MAR 03 se realizó recorrida general en taller aeronáutico habilitado; con fecha 23 OCT 08 se le efectuó habilitación anual con un TG de 3.066,5 hs y DUR 1.238,1 hs, quedando habilitada hasta MAR 09. Peso y balanceo de la aeronave: No aplicable. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN), con datos obtenidos de los registros horarios de la Estación Meteorológica del Aeródromo Resistencia, interpolados a la hora del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie, era: Viento 180° / 6 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Humo; Nubosidad: 3/8 SC 750 m, 4/8 CS 6000 m; Temperatura: 24.0° C; Temperatura Punto de Rocío: 13.6° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1016.8 hPa y Humedad Relativa: 52%. Comunicaciones Las comunicaciones que se efectuaron con el Operador de la TWR SIS, fueron normales y acorde a la operación que se realizaba. La misma finalizó cuando el piloto informó en la plataforma, que tenía el señalero a la vista. Información sobre el aeródromo El accidente se produjo en la plataforma del Aeropuerto Internacional Resistencia, SARE, SIS, público, controlado, ubicado 5 km al SW de la localidad del mismo nombre, en la Provincia de Chaco; las coordenadas geográficas del lugar eran 27° 27’ 00’’ S y 059° 03’ 22’’ W, con una elevación de 53 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Cuando el piloto se encontraba estacionando la aeronave en la posición asignada en la plataforma, con la asistencia de personal del servicio de rampa, se produjo la colisión de la puntera de plano izquierdo contra una saliente de desagüe del espigón de la aerostación del Aeropuerto. La puntera quedó dañada y no hubo dispersión de restos. Supervivencia Los cinturones de seguridad y arneses actuaron sujetando a los tripulantes a sus asientos, de conformidad al uso para el que fueron diseñados; ambos descendieron de la aeronave por sus propios medios, sin haber sufrido lesiones. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se comprobaron los comandos de la aeronave, estando todos en su alojamiento y demostrando su continuidad en el accionamiento libre de movimientos. Se verificó la documentación de la aeronave, de los pilotos, operadores del Servicio de Rampa y operador de TWR SIS. De acuerdo con la información brindada por a Jefatura de AD SIS, la asignación de posiciones de estacionamiento era realizada por el Concesionario del AD, debiendo éste coordinar con el Prestador del 229
Servicio de Rampa, la atención de las aeronaves. De acuerdo con la declaración del Operador de Plan de Vuelo del AD SIS, él personalmente asumió la coordinación del estacionamiento de la aeronave con el personal del Servicio de Rampa, dado que al hallarse los mismos atendiendo otra aeronave, se dirigió a la plataforma para cerciorarse de la concurrencia de este personal. Que al llegar observó de costado, el desplazamiento de la aeronave con el plano izquierdo muy próximo al alero del espigón de las instalaciones, e inmediatamente observó el impacto del plano contra una de las salientes de desagüe. El citado Operador agregó que ésa parte de la plataforma no se encontraba habilitada para el estacionamiento de aeronaves, que se realizó una reunión extraordinaria entre la Jefatura de AD y la Administración del Concesionario, para efectuar el estacionamiento en ésa zona, debido a la congestión que sufrió el AD, por lo que la operación debía hacerse con señaleros del Prestador del Servicio de Rampa, estando notificado en Notam y que las operaciones de estacionamiento podían efectuarse con los motores en marcha. La parte de la plataforma utilizada para el estacionamiento de esta aeronave, fue habilitada por la Jefatura del Aeropuerto; debido a que al estar el Aeropuerto de la Ciudad de Corrientes cerrado, en condiciones de plataforma congestionada, se planificó esta operación bajo la asistencia de señaleros; de acuerdo con Notam A 3678/2009 (SIS), desde el 26 AGO 09 al 09 SET 09. De acuerdo con las investigaciones y el relevamiento fotográfico, realizado en el lugar del accidente, se observó que: 1)
No existía un puesto de estacionamiento de aeronave en ése lugar de la plataforma, señalado específicamente como área designada para la operación citada, de acuerdo con lo recomendado en Anexo 14 Aeródromos. 2)
Existía una línea de seguridad de plataforma de color rojo, que coincidió con el eje central de desplazamiento de la aeronave, al momento del accidente. 3)
Durante la operación de estacionamiento en la plataforma, el plano izquierdo de la aeronave, incursionó y se desplazó dentro de la zona destinada al uso por parte de los vehículos terrestres y otros equipos de servicio de las aeronaves, inclusive sobre una señalización de cruce peatonal de color blanco; colisionando contra un desagüe de las instalaciones del espigón del AD. Información orgánica y de dirección La aeronave pertenecía a la Gobernación de una Provincia. Información adicional Durante la entrevista, el piloto manifestó que recibió la instrucción de la Torre de Control del AD SIS, de seguir la línea de rodaje hasta la posición número seis, y que una vez que tuviera el señalero a la vista, siguiera las instrucciones de éste. La declaración del copiloto es coincidente con la del piloto. El Operador del Servicio de Rampa, que ofició como señalero, manifestó que hizo las indicaciones necesarias a la aeronave, para que ésta se alejara de la proximidad del espigón; debido a que tenía que rodar con el plano derecho en referencia al otro operador de rampa, quien iba a verificar la proximidad del plano de ese lado con las aeronaves estacionadas.El Supervisor del Servicio de Rampa, manifestó que observó la operación detrás del Operador señalero, y que éste hizo las correspondientes señales para que la aeronave se separara del espigón de la aerostación.El Operador del Servicio de Rampa, que ofició como señalero de puntera de ala, manifestó que se encontraba a la derecha de la aeronave para señalar el paso de ésta. No se utilizó señalero de puntera de ala izquierda. Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), Parte 91, Párrafo 91.128 Reglas generales de vuelo aplicables al tránsito de aeródromo, expresan: 230
(c) (i) El rodaje se debe efectuar a velocidad reducida prestando atención al tránsito y obstáculos existentes en el área de movimiento, Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El piloto luego de llegar al lugar asignado de estacionamiento, en la plataforma del AD, instruido por el controlador de tránsito aéreo de la TWR SIS, rodó la aeronave bajo asistencia de señaleros del Servicio de Rampa, a una velocidad baja, por lo que los daños ocasionados por la colisión de la puntera del plano izquierdo contra el desagüe del espigón del aeropuerto, fueron leves. El piloto declaró que siguió las indicaciones del señalero, pero el Operador del Servicio de Rampa que oficiaba de señalero y el Supervisor del Servicio de Rampa, manifestaron que el piloto no siguió dicha asistencia, en las que se le indicaba desplazarse hacia la derecha y de detener la aeronave, cuando se encontraba cerca del espigón; de las expresiones vertidas surgió una contradicción entre los intervinientes en el suceso. De acuerdo con lo investigado, el lugar de la plataforma del AD, asignado para el estacionamiento de la aeronave, no se utilizaba normalmente para estacionamiento, pero por congestionamiento de trafico, por el cierre del AD Corrientes, fue habilitado con asistencia de señalero. Este área, habilitada provisoriamente como puesto de estacionamiento, no se encontraba señalizada, como se recomendaba en el Anexo 14, pero sí se encontraba señalizada la línea de seguridad en la plataforma, de color rojo, definiendo la zona destinada al uso por parte de los vehículos terrestres y otros equipos de servicio de las aeronaves; que finalmente fue la zona incursionada por el plano izquierdo de la aeronave. Se apreció que el piloto de la aeronave podría haber seguido probablemente, esta línea que no era la señal de puesto de estacionamiento de aeronaves y además, no habría seguido adecuadamente, las señales que desde tierra le indicaba el Operador que oficiaba de señalero a su frente. Asimismo, si bien se contaba con la asistencia de un Operador del Servicio de Rampa, que ofició de señalero de puntera de ala derecha, para controlar la separación con las aeronaves estacionadas, no se contó con la asistencia de un Operador señalero que hubiera ejercido el control sobre la puntera del ala izquierda, que fue la que colisionó contra las instalaciones, y que hubiese estado a la vista a la izquierda del piloto. De acuerdo con lo investigado y lo establecido en el REGUFA, no se ejerció un adecuada supervisión y control sobre la operación de ésta aeronave, en la plataforma, apreciándose una inadecuada aplicación del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional (SMS), por parte del Concesionario y de la Autoridad Aeronáutica del AD, en el área de movimiento. Aspectos técnicos De lo investigado no se encontraron factores de orden técnico que hayan tenido influencia en el accidente. Hechos definidos Ambos tripulantes se hallaban habilitados para realizar el vuelo que finalizó en accidente. Los Operadores del Servicio de Rampa estaban habilitados para asistir a la aeronave. El piloto no habría seguido adecuadamente las indicaciones del Operador del Servicio de Rampa, que oficiaba de señalero de frente, por una posible confusión en interpretar equivocadamente, como una señal de puesto de estacionamiento de aeronave, la línea de seguridad en la plataforma. No existió probablemente, una adecuada coordinación en la asistencia de parte de los Operadores del Servicio de Rampa, al no usarse un señalero de puntera de plano izquierdo, para señalar del lado del piloto, la separación de ésta con las instalaciones del AD, en un sector de plataforma confinado, no 231
habitual para estacionamiento de aeronaves y no estando señalizado un puesto de estacionamiento como se recomienda en el Anexo 14 de OACI. No se aplicó una adecuado Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional (SMS), por parte de Supervisores de Rampa del Concesionario Explotador del Aeropuerto y Operadores de Control Terrestre de la Autoridad Aeronáutica, en el área de movimiento del AD. No se encontraron factores de orden técnico en la aeronave, que hayan tenido influencia en el accidente. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de estacionamiento, con la asistencia de señaleros, colisión de la puntera de plano izquierdo de la aeronave contra las instalaciones de la aeroestación; debido a una probable interpretación errónea de las indicaciones de los mismos y de la señalización de la plataforma. Factores contribuyentes 1)
Incumplimiento de las Normas vigentes. 2)
Falta de señalamiento del puesto de estacionamiento. 3)
Falta de Operador señalero de puntera de ala izquierda. 4)
Inadecuada aplicación del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional(SMS),en el área de movimiento, por parte del Concesionario Explotador del Aeropuerto y de la Autoridad Aeronáutica del AD. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de instruir de la forma más adecuada, a los pilotos que operan su aeronave, sobre el cumplimiento de la reglamentación vigente, sobre la forma de realizar los rodajes en las plataformas de estacionamiento de los Aeródromos; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. A la Dirección Regional Noreste de la ANAC Considerar la necesidad de instruir de la forma más adecuada, a los Jefes de AD de su ámbito de competencia, sobre el cumplimiento de lo establecido al respecto en el Anexo 14, y la aplicación del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional en el área de movimiento; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. Al Organismo Regulador del Sistema Nacional de Aeropuertos Considerar la necesidad de instruir de la forma más adecuada, a los Concesionarios Explotadores de los Aeropuertos del SNA, sobre el cumplimiento de lo establecido al respecto en el REGUFA y sobre la aplicación del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional en el área de movimiento; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. 232
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD Juárez Celman, Pcia. de Córdoba FECHA: 12 SET 09 HORA: 18:35 UTC AERONAVE: Planeador MARCA: Schleicher MODELO: ASK 18 AR MATRÍCULA: LV‐DOG PILOTO: Licencia de Piloto de Planeador PROPIETARIO: Institución Aerodeportiva Reseña del vuelo El 12 SET 09 a las 18:20 hs, el Piloto del planeador matrícula LV‐DOG despegó desde el Aeródromo (AD) Juarez Celman (JCM), remolcado por el avión matrícula LV‐ASI, para realizar un vuelo de entrenamiento. Cuatro minutos después, al alcanzar 500 m de altura, cortó el remolque y dio comienzo al vuelo a vela previsto, luego de realizar algunas maniobras se dirigió al aterrizaje, entró en el circuito normal por el Oeste del campo de aterrizaje, al llegar a final y cuando estaba aproximadamente a 3 m de altura, el planeador cayó e impactó contra el terreno dentro del área prevista para el aterrizaje de planeadores y a 18 m del límite Sur del campo. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna ‐‐ ‐‐
‐‐
Daños en la aeronave Célula: Fractura en la parte media de fuselaje y posibles daños en el soporte de rueda ventral. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto al mando, de 52 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Planeador con las habilitaciones de planeadores monoplaza y multiplaza. Fue habilitado el 19 OCT 74 y rehabilitado el 02 MAY 09. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica correspondiente a su Licencia (Clase II), estaba vigente hasta el 28 FEB 10, con la limitación “Debe usar lentes con corrección óptica indicada”. La experiencia total de vuelo expresada en horas y minutos era la siguiente: En entrenamiento: 04:24 Readaptación: 04:45 En vuelo a vela: 02:03 Total: 11:12 Últimos 90 días: 02:58 Últimos 30 días: 00:47 El día del accidente: 00:17 En aeronave como la accidentada: 05:32 De acuerdo con el informe cursado por la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, no había copia de foliado archivado en su legajo aeronáutico y no registraba accidentes e infracciones anteriores. Información sobre la aeronave 233
Información general Planeador monoplaza, de ala alta marca Schleicher, modelo ASK 18 AR, número de serie 18 A 007, matrícula LV‐DOG, fabricado el 18 DIC 95 bajo licencia por PLANAR IND. AER. S.A. El ala es de madera, de tipo monolarguero, con recubrimiento del tubo "D" en terciado, equipada con frenos aerodinámicos tipo Schenpp Hirth. Por detrás del larguero, el ala está recubierta con tela, excepto la zona de alerones hasta la puntera. Las punteras propiamente dichas son de PRFV. Los alerones, de madera, se recubren con terciado. El empenaje también es de madera, con sus superficies estabilizadoras (fijas) recubiertas en terciado y las superficies de control (móviles) enteladas. La estructura del fuselaje es un reticulado de tubos de acero soldados, recubierta de tela, posee tren de aterrizaje único ventral fijo y patín de cola. Tenía un Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, categoría Normal emitido el 18 DIC 96, y un Certificado de de Matrícula expedido el 27 FEB 07. Célula De acuerdo al último formulario 337, la aeronave poseía la Rehabilitación Anual vigente con fecha 07 MAR 09. En el Historial de la Aeronave, registraba una intervención técnica (inspección de 100 hs) para Rehabilitación Anual de fecha 07 MAR 09, a las 346:46 hs de Total General (TG). Al momento del accidente, en la Libreta Historial de aeronave registraba 364:45 hs de TG. Peso y balanceo de la aeronave Según los datos extraídos de la última planilla de Peso y Balanceo de noviembre de 2004 y los cálculos efectuados durante la investigación, se obtuvieron los siguientes valores de peso, al momento del accidente: Vacío: 217,90 kg Piloto c/paracaídas 97,00 kg Total al momento del accidente: 314,90 kg Máximo de despegue: 335,00 kg Diferencia: 20,10 kg en menos respecto al PMD. El Centro de Gravedad (CG) se encontraba dentro de los parámetros establecidos en la planilla de Peso y Balanceo de fecha NOV 04, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad, ANAC. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados al lugar y hora del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 15:00 y 18:00 UTC, indicaban: Viento 020°/14 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 CI 6000 m; Temperatura: 19.5° C; Temperatura Punto de Rocío: ‐3.3° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1025.4 hPa y Humedad Relativa: 21 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió dentro del predio del Aeródromo Juárez Celman, público, no controlado, ubicado a 20 km al N de la localidad homónima en la Provincia de Córdoba; posee una pista de tierra con orientación 18/36 de 1350 m x 50 m, de largo y ancho respectivamente. Las coordenadas del lugar eran: 31° 12’ 49” S y 064°09’37” W, con una elevación de 495 m. 234
Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El primer impacto contra el terreno fue en planta, a 18 m al N del alambrado perimetral que se encontraba al S de la cabecera 36. La rueda ventral dejó un surco en arco de aproximadamente un metro de largo por 2 cm de profundidad y 20 cm de ancho. En este momento se quebró la parte media del fuselaje. El planeador se desplazó, continuando el arco que inició después del primer toque, desplazándose casi 52 m más y posteriormente se detuvo con rumbo general 030°. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica El Piloto fue derivado a una clínica privada en la ciudad de Córdoba, donde se le realizaron estudios de mayor complejidad (Resonancia magnética), encontrándose que tenía una fractura en la vértebra dorsal D 11, teniendo que usar un corsé por el término de 45 días. Supervivencia Al momento del accidente, el Piloto iba asegurado al asiento con el cinturón y arneses de hombros que lo preservaron de lesiones más graves. Abandonó la aeronave auxiliado por personal de un servicio médico privado que concurrió al lugar del suceso. Ensayos e investigaciones Se pudo establecer que no hubo desprendimiento de componentes del planeador antes del primer impacto. Al arribo de los investigadores al terreno, el planeador se encontraba con el freno aerodinámico retraído. En el lugar se comprobó el correcto funcionamiento del freno aerodinámico. Se procedió a abrirlo al cien y al cincuenta por ciento, no encontrando novedad en el mismo. El Piloto aterrizó fuera de la pista 36, en un sector de franja al Oeste de la misma, el cual por usos y costumbres se utilizaba para el aterrizaje de los planeadores. Información orgánica y de dirección La Institución Aerodeportiva contaba con una Escuela de Vuelo, la misma tenía afectados a cinco instructores bajo la supervisión del Director. Poseía una dotación de trece planeadores, de los cuales dos eran biplaza, uno de ellos asignado a la instrucción y el resto para entrenamiento de los socios‐
pilotos. Información adicional A los efectos de establecer la situación del Piloto, referido a su formación como tal, cabe aclarar las siguientes definiciones: ENTRENAMIENTO: es el acto de practicar, ejercitarse, ensayar o habituarse para realizar algún deporte o actividad. ADIESTRAMIENTO: es el acto de hacerse diestro, hábil o experto en un conjunto de conocimientos para formalizar un proceso, de acuerdo a reglas o métodos. EXPERIENCIA: es el conocimiento que se adquiere por la práctica. El Piloto accidentado fue rehabilitado como Piloto de Planeador luego de de 35 años sin volar. De acuerdo a lo informado por el SMN, a lo declarado por un testigo y a lo expresado por el Piloto, se calculó la componente del viento de frente, al momento del accidente, siendo la misma en ambos casos, de aproximadamente 13 kt. 235
El Piloto expresó que mantuvo el freno aerodinámico abierto al cincuenta por ciento hasta el impacto contra el terreno y luego lo cerró completamente cuando lo fueron a rescatar. De acuerdo con su declaración, el Piloto usaba lentes con la corrección óptica indicada al momento del accidente. De acuerdo con investigaciones realizadas por el Investigador a Cargo con personal del Aeroclub, relacionadas con el lugar donde se efectuó el aterrizaje del planeador, por usos y costumbres en el AD, se estaba utilizando para el aterrizaje de planeadores el sector Oeste de la pista, pero no se encontraba habilitado por la Autoridad Aeronáutica la utilización de dicho sector. Este sector tenía la misma superficie y se le realizaba el mismo mantenimiento que a la pista 18/36 del AD. Relacionado con el circuito de tránsito de aeródromo para planeadores, la Dirección de Tránsito Aéreo de la ANAC informó que: “…la normativa contempla la imposibilidad de los planeadores de mantener un nivel de vuelo constante, puesto que las RAAC Parte 91 – Apéndice I “Normas para la actividad de vuelo con planeadores”, Sección 1 “Normas generales”, inciso (d) se establece que: “La independencia de los servicios de transito aéreo de jurisdicción deberán tener en cuenta que la modalidad de vuelo de los planeadores se desarrolla con una frecuente variación de altura y respondiendo a las condiciones meteorológicas reinantes”. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El Piloto fue rehabilitado después de treinta y cinco años sin volar y no habiéndose encontrado documentación, en la Dirección de Licencias al Personal, que avale alguna experiencia de vuelo anterior. Por consiguiente su experiencia actual de once horas y doce minutos, acumuladas en un período de seis meses, se apreció escasa. Es absolutamente necesario, para cualquier Piloto, aprender acabadamente las capacidades y limitaciones, tanto de la aeronave como las suyas propias y esta interacción hombre‐máquina se logra mediante el adiestramiento. Un adecuado y frecuente entrenamiento permitirá al Piloto poseer el adiestramiento para desarrollar las capacidades necesarias, para evaluar correctamente la situación en la que se encuentra con su aeronave, decidir qué va a hacer y hacerlo. En este caso, el Piloto tenía escaso entrenamiento ya que en los últimos treinta días había volado solamente cuarenta y siete minutos, de los cuales diecisiete fueron el día del accidente y desde que obtuvo su rehabilitación como piloto de planeador, acumuló solamente once horas con doce minutos de vuelo. A pesar de lo expresado por el Piloto, que la aeronave entró en pérdida de sustentación, las evidencias encontradas en el terreno no son consistentes con una pérdida. Dado que, si esta hubiera sido la situación, el planeador no se hubiese desplazado cincuenta y dos metros más, luego del primer impacto, sino que no habría habido desplazamiento o este sería escaso. Asimismo, según lo expresado por el Piloto, este llevó al planeador en forma normal hasta final y dentro de ésta usó los frenos aerodinámicos tal cual lo dice el manual de vuelo, primero al 100% y luego al 50% para reducir la velocidad de descenso y mantenerse en la pendiente para realizar un aterrizaje normal. De hecho, si el Piloto simplemente mantiene la nariz del planeador bajo el horizonte en una actitud razonable, el planeador no puede entrar en pérdida. Según el informe médico, el Piloto sufrió una fisura en la vértebra D 11 (Dorsal), evidencia consistente con la acción de una fuerza excesiva de dirección paralela a la columna vertebral, o sea, en este caso, vertical. 236
Si todo el circuito de aterrizaje hubiese sido realizado en forma normal, no debió haber existido una fuerza descendente tan brusca como para producir una huella tan profunda en el terreno y una lesión en la columna del piloto. Con las anteriores evidencias podemos inferir que el Piloto, por alguna razón, probablemente decidió ejecutar un aterrizaje más corto que el previsto y su escaso adiestramiento no le permitió alcanzar las capacidades necesarias para evaluar correctamente la situación en la que se encontraba y, al intentar descender para aterrizar más corto, probablemente mantuvo el freno aerodinámico al 50% y bajó la nariz de la aeronave provocando un aumento excesivo en el régimen de descenso, y al ejecutar la estabilización para el aterrizaje (“flare”), muy bajo, provocó un impacto muy brusco contra el suelo. Análisis técnico De lo investigado, el planeador se encontraba habilitado para realizar el vuelo y con el programa de inspecciones efectuadas de acuerdo a lo normado por el fabricante y la DA, no hallándose indicios de origen técnico que pudiesen tener relación con el accidente. Hechos definidos El Piloto poseía la Licencia y Habilitación correspondiente para el tipo de aeronave y vuelo que estaba realizando y estaba autorizado para el mismo. Su Certificado de Aptitud Psicofísica estaba vigente. El Piloto tenía escasa experiencia y adiestramiento de vuelo. La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad, Matrícula y Propiedad en vigencia. El peso de la aeronave al momento del accidente era inferior al PMD/ PMA y el CG se encontraba posicionado dentro de los límites establecidos en el Manual de Vuelo. El freno aerodinámico funcionaba correctamente. El planeador no entró en pérdida. Previo al aterrizaje, el planeador impactó bruscamente contra el terreno; debido a un inadecuado uso de los comandos de vuelo. No se encontraron fallas técnicas que hayan incidido o sean causales del accidente. La meteorología no influyó en el accidente. El aterrizaje se realizó fuera de la pista 36 que se encontraba en uso. Por usos y costumbres, en el AD se usaba el sector Oeste de la pista para aterrizaje de los planeadores, sin estar habilitado el procedimiento por la Autoridad Aeronáutica. Causa Durante un vuelo de entrenamiento en planeador, en la fase de aproximación final, impacto brusco de la aeronave contra el terreno; debido a un inadecuado uso de los comandos de vuelo. Factor contribuyente Escasa experiencia y adiestramiento en vuelo del Piloto. Recomendaciones de seguridad A la Institución Aerodeportiva propietaria de la aeronave Considerar la necesidad de instruir adecuadamente a los pilotos que operan sus aeronaves, especialmente en los procedimientos de aterrizaje, de acuerdo con los Manuales de Vuelo de las mismas; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser involucrados. A la Regional Aérea Noroeste de la ANAC 237
Considerar la conveniencia de realizar los estudios pertinentes con el Jefe de Aeródromo Juárez Celman, a los efectos de estandarizar y habilitar si fuera necesario y adecuado, como sector de aterrizaje la parte Oeste de la pista 18/36, dado que la misma se está utilizando como lugar de aterrizaje de planeadores; con el objetivo de contribuir con la Seguridad Operacional. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Bragado, Pcia. de Buenos Aires. FECHA: 15 SET 09 HORA: 21:00 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: A‐152 MATRÍCULA: LV‐APM PILOTO: Licencia Instructor de Vuelo Avión PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El 15 SET 09, el instructor de vuelo y un alumno piloto, con la aeronave matrícula LV‐APM, realizaron un vuelo de Aviación General, de instrucción local, en el Aeródromo Bragado (AD BRA); con la finalidad de continuar la instrucción y adaptación del alumno en esta aeronave. Luego de completados algunos circuitos de tránsito aéreo, practicando maniobras básicas, y tres aterrizajes, durante el último de ellos, se encontraba una aeronave Beechcraft B‐90, aguardando en la calle de rodaje, para rodar al umbral de pista 12, por lo que una vez aterrizados, efectuaron giro de 180° sobre la misma y rodaron detrás de dicha aeronave. Al aproximarse al citado umbral, la aeronave precedente se desvió a la derecha y continuó rodando por la franja adyacente a la pista unos 68 m aproximadamente, por detrás de las marcas de inicio de pista, donde efectuó un giro de 180°, y luego despegó. La aeronave matrícula LV‐ APM permaneció sobre la franja adyacente a la pista, lateral a la aeronave que despegaba, y una vez que ésta despegó, el instructor de vuelo dio motor para ocupar posición para un nuevo despegue, y al comenzar a moverse a velocidad reducida, habiendo girado aproximadamente 45°, la rueda de nariz se hundió dentro de un hormiguero, impactando la hélice contra el terreno y provocando la detención del motor. Una vez detenida la aeronave, el instructor de vuelo, cortó mezcla, magnetos y contacto; ambos tripulantes descendieron del avión por sus propios medios, sin sufrir lesiones. El accidente ocurrió de día, con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 2 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Motor: Aparentes daños, por impacto de las palas de la hélice contra el terreno, estando el motor en marcha a aproximadamente 1500 rpm. Hélice: Ambas palas dobladas hacia adelante. Daños en general: Leves. Información sobre el personal 238
Instructor de Vuelo El mismo, de 65 años de edad, era titular de la Licencia Instructor de Vuelo Avión, y Piloto Comercial de Avión, con Habilitaciones de Vuelo por Instrumentos, Vuelo Nocturno, monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg. Su certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase 2, estaba vigente hasta el 30 NOV 2009. Su experiencia de vuelo en horas a la fecha del accidente era: Total acumulado: 2.435,8 Últimos 90 días: 60,0 Últimos 30 días: 15,7 Últimas 24 horas: 0,7 Total en la aeronave accidentada: 1.00,0 (aprox.) La Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, informó que no registraba antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores en su legajo aeronáutico. El Instructor de Vuelo manifestó que tuvo un accidente anterior y en los archivos da la JIAAC, figuraba con fecha 11 ENE 98, bajo Disposición Nº105/00. Alumno Piloto Se encontraba realizando el Curso de Piloto Privado de Avión y tenía vigente un Certificado de Aptitud emitido por INMAE, con vigencia hasta el 30 MAY 2010. Información sobre la aeronave General Aeronave tipo Avión, fabricada por Cessna Aircraft Co., modelo A‐152, número de serie 01000. Era un avión monomotor biplaza lado a lado, monoplano de ala alta reforzada, de construcción íntegramente metálica, equipado con un motor alternativo, hélice metálica de dos palas de paso fijo y tren de aterrizaje triciclo fijo con ruedas, con plan de mantenimiento por inspección periódica. Célula Contaba con un Certificado de Aeronavegabilidad Standard, Categoría Utilitario, emitido el 06 AGO 1999, vigente, avalado por Formulario 337 con vencimiento abril de 2010. El Certificado de Matriculación y el Certificado de Propiedad indicaban que era de propiedad privada, con fecha de anotación 31 MAR 1982. Según el último Formulario DA 337 emitido el 28 de abril 2009, se efectuó inspección de 100 hs de planeador y motor, en Taller Aeronáutico de Reparación Certificado DNA 1‐B‐94; registraba 4.127,3 hs de Total General (TG) y 2.151,7 hs desde la última inspección de 1.000 hs, quedando habilitada hasta abril de 2010. Al momento del accidente, registraba en la Libreta Historial de la aeronave, 4.216,1 hs de TG y 2.240,5 hs DURG. Motor Marca Lycoming, modelo O‐235‐L2C, número de serie L‐22936‐15, de 110 hp, con plan de mantenimiento de inspección periódico, totalizando según historial, 4.231,3 hs de TG y 133,2 hs DURG, habilitado hasta las 6.498,1 hs de TG ó diciembre de 2020. El combustible utilizado era aeronafta 100 LL. 239
Hélice Marca McCauley, bipala, metálica, de paso fijo, modelo 1A103/TCM68/58, número de serie BF‐P‐92R. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran: Vacío: 483,0 kg Instructor y Alumno (97 + 95): 192,0 kg Combustible (80 lts x 0.72): 57,6 kg Total al momento del accidente: 732,6 kg Máximo de despegue (PMD): 758,0 kg Diferencia: 25,4 kg en menos respecto al PMD. El centro de gravedad de la aeronave, estaba dentro de los límites determinados en la planilla de pesaje en vacío, de fecha 28 ABR 92 enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe producido por el Servicio Meteorológico Nacional, el 21 OCT 09, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los aeródromos Junín y Nueve de Julio, interpolados al lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, era: Viento: 090°/05kt; Visibilidad: 10km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 23,0° C; Temperatura Punto de Rocío: 12,6° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1013,9 hPa y Humedad Relativa: 52 %. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en el Aeródromo Bragado (AD BRA), Público, no controlado, ubicado a 2 km al SSE de la ciudad del mismo nombre, Provincia de Buenos Aires. El mismo contaba con dos pistas de tierra, una con orientación 02/20 de 834 x 30 m y la otra 12/30 de 1000 x 30 m; siendo la pista 12 la que estaba en uso el día del suceso. Las coordenadas del lugar eran: 35° 08’ 43” S y 060° 28’ 55” W, con una elevación de 60 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Durante la fase de rodaje al umbral de la pista 12, fuera de la misma, la aeronave se apartó lateralmente, por la derecha, 9 m aproximadamente, del límite de la pista, y luego pasó con la rueda del tren de aterrizaje de nariz sobre un hormiguero, ubicado a una distancia de 68 m aproximadamente, mas allá del umbral de la citada pista, que al ceder, provocó el hundimiento de la rueda, impactando la hélice contra el terreno, doblándose ambas palas, deteniéndose el motor con potencia. No se produjo dispersión de restos. Supervivencia Los cinturones de seguridad y arneses de espalda resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos. Ambos ocupantes de la aeronave abandonaron la misma por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones 240
Luego del accidente, el Investigador Técnico de la JIAAC autorizó la remoción de la aeronave, siendo trasladada al hangar del Aeroclub, donde se procedió a evaluar los daños producidos y a inspeccionar los comandos de vuelo y motor, cuyos desplazamientos fueron normales. Se controlaron visualmente el sistema de encendido, arnés y bujías, comprobando su continuidad, estado y fijación, como así también la documentación de la aeronave. En la entrevista con el Instructor de Vuelo, éste declaró que previo al aterrizaje en pista 12, había una aeronave tipo B90 aguardando en calle de rodaje, luego del aterrizaje, se realizó un 180° en pista, rodando al umbral 12 detrás de la misma. Al llegar el B90 al umbral, se desvía hacia la franja derecha y continúa por detrás de las marcas del inicio de pista, continuando el C‐152 rodando detrás de él a aproximadamente 20/30 m, el B90 giró para ocupar luego de 20/30 m, haciendo lo mismo con el C‐152 con intención de aguardar su despegue a 90°. Cuando se había girado aproximadamente 45° y se rodaba con potencia reducida la rueda de nariz cayó en un pozo debido a la existencia de un hormiguero en donde el piso cedió. El motor se detuvo por contacto de la hélice con el piso. Se cortaron todos los sistemas y ambos tripulantes descendieron por sus propios medios. Información orgánica y de dirección El avión era de propiedad de un Aeroclub y se la utilizaba para vuelos de instrucción y entrenamiento de sus pilotos asociados. Información adicional Durante la observación del terreno en la zona del accidente, además del hormiguero del suceso, ubicado a una distancia de 68 m aproximadamente, del umbral de pista 12, se verificaron otros dos hormigueros con dimensiones similares, uno a 2,12 m en dirección 090° desde el primero y el otro a 3,20 m en dirección 100° desde el primero. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con lo investigado, la pista 12/30 del AD BRA, al momento del accidente, no disponía de plataformas de viraje en la pista, ni calles de rodaje asociadas directamente al umbral de la pista 12, para permitir la espera a 90°, cuando una aeronave que precede ocupa la misma para un despegue. En este caso la aeronave C‐152 matrícula LV‐APM, debería haber liberado la pista 12/30 por su rodaje asociado ubicado en mitad de pista y esperar a que la aeronave precedente tipo B90, rodara, ocupara y despegara de la pista 12. Al seguir por pista a esta aeronave precedente, y ésta extender su rodaje fuera de la pista, con la aparente finalidad de obtener unos metros más para su carrera de despegue, motivó que el instructor del LV‐APM, prolongara también su rodaje fuera de la pista, para no obstaculizar el despegue de la otra aeronave. Posterior al despegue del tránsito precedente, el instructor dio motor con la intención de ocupar posición y despegar, y cuando empezaba a moverse, la rueda de nariz de la aeronave se hundió en un hormiguero, ocasionando la detención del motor por impacto de las palas de la hélice contra el terreno. De acuerdo con lo especificado en las RAAC, Parte 91, el Instructor de Vuelo de la aeronave C‐152, debería haber esperado en la calle de rodaje, hasta que la aeronave que le precedía haya despegado y luego ingresar a la pista para realizar el despegue. De acuerdo con lo investigado, lo establecido en el Anexo 14 de OACI, Volumen I, Aeródromos, Capítulo 3 y lo informado por la Dirección de Aeródromos de la ANAC, se apreció que la aeronave LV‐ APM operó fuera de la franja de pista 12/30 del AD BRA; habiendo estado el objeto hormiguero, factor que posibilitó el hundimiento de la rueda del tren de aterrizaje de nariz, y el posterior impacto de la hélice 241
contra el terreno; ubicado a una distancia de 68 m aproximadamente, del umbral de la pista 12, fuera de la franja de la misma; sin ser exigible para una pista número de clave 2‐B, tener un Área de Seguridad de Extremo de Pista; y no corresponder la operación realizada, con el objeto principal de su definición. Aspectos técnicos Conforme a las investigaciones realizadas no se determinaron, ni surgieron evidencias de falla técnica, de mantenimiento o diseño como causales de este accidente. Hechos definidos El Instructor de Vuelo era titular de la Licencia Instructor de Vuelo Avión y tenía vigente su Certificado de Aptitud Psicofisiológica para dicha Licencia. El Alumno Piloto tenía vigente su Certificado de Aptitud Psicofisiológica. Los registros de mantenimiento indicaron que el avión estaba equipado y mantenido de acuerdo con las regulaciones existentes y procedimientos aprobados. El peso y el centro de gravedad del avión estaban dentro de los límites determinados en la planilla de peso y balanceo. No hubo evidencias de falla de la estructura o mal funcionamiento de un sistema de la aeronave durante el vuelo y previo al accidente. El rodaje se realizó inadecuadamente, por la franja adyacente a la pista a unos 9 m aproximadamente, por la derecha, fuera del límite lateral de la pista y se continuó unos 68 m, más allá del umbral de la pista 12, fuera de la franja de la pista, para no obstaculizar a otra aeronave que despegaría previamente; hundiendo la rueda del tren de aterrizaje de nariz, en un hormiguero, con impacto de la hélice contra el terreno. Al momento del accidente, la aeronave se encontraba fuera de la franja de pista 12. El piloto no cumplió con lo especificado en la RAAC, Parte 91. La meteorología no influyó en el accidente. Causa Durante un vuelo de Aviación General, local, de instrucción, en la fase de rodaje a la posición de despegue, hundimiento de la rueda del tren de aterrizaje de nariz en un hormiguero, que se encontraba fuera de la franja de pista, con impacto de la hélice contra el terreno; debido a inadecuada operación de rodaje. Factor contribuyente: Incumplimiento de las RAAC Parte 91. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de instruir adecuadamente, a los pilotos que operan sus aeronaves, sobre el cumplimiento de las normas aeronáuticas vigentes; especialmente sobre las Reglas generales de vuelo aplicables al tránsito de aeródromo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AP Internacional San Fernando (SADF), Pcia. de Buenos Aires FECHA: 19 SET 09 HORA: 13:30 UTC AERONAVE: Avión MARCA: PIPER MODELO: PA‐34‐200 MATRÍCULA: LV‐LCW PILOTO INSPECTOR DE VUELO: Piloto Transporte de Línea Aérea Avión 242
PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 19 SET 09, la Piloto y el Inspector de Vuelo, con la aeronave matrícula LV‐LCW, despegaron del Aeropuerto Internacional San Fernando (SADF), en la Provincia de Buenos Aires, a los efectos de realizar un vuelo de inspección local, para examen de multimotor. La tripulación completó el tema previsto de vuelo y la Piloto aproximó para realizar el aterrizaje final; en el momento del toque se encendió la luz de tren en movimiento y sonó la alarma de tren, por lo que inmediatamente se hizo cargo del avión el Inspector de Vuelo, quien dio motor y despegó nuevamente, procediendo a informar del problema a la TWR SADF; luego autorizado por el operador de ésta, se dirigió a la vertical del AD con 1500 ft e intentó extender el tren de aterrizaje, mediante el procedimiento de emergencia sin éxito. Recibió una comunicación informándole que la rueda derecha se encontraba colgando, por lo que realizó un pasaje próximo a la TWR, cuyo operador le confirmó la novedad. Ante esta situación declaró la emergencia, y procedió a consumir combustible para realizar luego un aterrizaje de emergencia en la pista 23 del mismo AD. Próximo al toque, colocó en posición bandera ambas hélices, manteniendo el ala derecha arriba con comando. A medida que la velocidad disminuía el ala empezó a caer haciendo contacto con el pavimento, lo que hizo que la aeronave girara 45° aproximadamente, con respecto al rumbo de pista, deteniéndose sobre el margen y la franja de pista 23. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes
Otros
Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 2 ‐‐
‐‐
Daños en la aeronave Célula: Desprendimiento del tren principal derecho, deformaciones en el intradós de ala derecha y estabilizador horizontal derecho. Daños en general: Leves. Otros daños Un elemento de balizamiento de borde de pista fue arrollado y destruido por la aeronave, al salirse de la pista por el margen derecho de la misma. Información sobre el personal Inspector de Vuelo El mismo de 50 años de edad, era titular de la Licencia Piloto TLA Avión, con Habilitación para Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700kg; Aeronave Propulsada a Reacción menor de 5.700 kg; Aeronave Propulsada por Turbohélice Menor de 5.700 kg. Poseía además la Licencia Instructor de Vuelo Avión. De acuerdo con el informe de la Dirección de Licencias al Personal de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. 243
Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 ABR 2010. Su experiencia en horas de vuelo, a la fecha del accidente era: Total de horas de vuelo: 4000 En los últimos 90 días: 90 En los últimos 30 días: 30 El día del accidente: 1.3 En el tipo de avión accidentado: 10.8 Piloto La Piloto de 38 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión con Habilitación para: Vuelo Nocturno; Vuelo por Instrumentos; Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700kg. De acuerdo con el informe de la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, no registra antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 OCT 2010. Su experiencia en horas de vuelo, a la fecha del accidente era: Total de horas de vuelo: 222.2 En los últimos 90 días: 24.2 En los últimos 30 días: 8.8 El día del accidente: 1.3 En el tipo de avión accidentado: 7.5 Información sobre la aeronave General La aeronave fabricada en 1972 por PIPER CHINCUL SACAIFI, en la Provincia de San Juan, República Argentina, era un avión bimotor, monoplano de ala baja, con seis plazas, de construcción totalmente metálica, el tren de aterrizaje era del tipo triciclo retráctil con rodados y amortiguación por cilindros óleo‐neumáticos, equipado con frenos hidráulicos. Modelo PA‐A 34‐200, construido bajo el número de serie 34‐7250322; el Certificado de Matriculación de Aeronave y Propiedad la identificaba con las marcas de nacionalidad Argentina LV‐LCW, desde el 20 JUL 09. La Inscripción de Propiedad de Aeronave se encontraba a nombre de un Privado. Poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de clasificación ESTANDAR en la categoría NORMAL, vigente desde el 15 FEB 84 y con vencimiento el 31 MAY 10, de acuerdo con su Formulario DNA 337, otorgado por el TAR DNA 1‐B‐32, de fecha 23 MAY 09. Célula Según los datos obtenidos de los Registros Historiales, a la fecha del accidente, la aeronave totalizaba una actividad de 3.119,1 hs de Total General (TG), 69,7 hs Desde la Última Recorrida General (DURG) y 30,3 hs Desde la Última Inspección (DUI); se desconoce el número de Ciclos Totales. La Libreta Historial Avión Nº Duplicado (2428), fue iniciada el 11 AGO 05. Motores La Libreta Historial Motor Nº 2838, fue iniciada el 11 de Agosto de 2005, constando que el motor Nº 1, marca Lycoming, modelo IO‐360 C1E6, fabricado bajo el número de serie L9563‐51A, de 200 HP de potencia al freno, totalizaba una actividad de 4.581,1 hs de TG, 73,9 hs DUR y 30,3 hs DUI. 244
La libreta Historial Motor Nº 2837, fue iniciada el 11 de Agosto de 2005, constando que el motor Nº 2, marca Lycoming, modelo LIO‐360‐C1E6, fabricado bajo el número de serie L419‐67A, de 200 HP de potencia al freno, totalizaba una actividad de 4.550,6 hs de TG, 43,6 hs DUR y 30,3 hs DUI. Hélices La hélice Nº1, marca Hartzell, modelo HC‐C2YK‐2CLUG, metálica de paso variable y bipala, identificada con el número de serie AU‐2800, no poseía un historial oficial y se desconoce su actividad en esta aeronave por carecer de registros. Solo se pudo establecer que su última inspección fue realizada en el TAR DNA 1B‐32, durante el cumplimiento de una inspección de 100 hs de la aeronave y se encontraba habilitada hasta MAY 2010, según constaba en el Formulario DNA 337 (10/2000, de fecha 23 MAY 2009. La hélice Nº 2, marca Hartzell, modelo HC‐C2YK‐2CGUF, metálica de paso variable y bipala, identificada con el número de serie AU‐1846, no poseía un historial oficial y se desconoce su actividad en esta aeronave por carecer de registros. Solo se pudo establecer que su última inspección fue realizada en el TAR DNA 1B‐32, durante el cumplimiento de una inspección de 100 hs de la aeronave y se encontraba habilitada hasta MAY 2010, según constaba en el Formulario DNA 337 (10/2000), de fecha 23 MAY 2009. Peso y balanceo de la aeronave El Manual de Vuelo de la aeronave especificaba, que el peso vacío era de 1.290 kg, el peso máximo de despegue autorizado 1.905 kg, y el peso máximo de aterrizaje (PMA) 1.814,4 kg. El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente, fue el siguiente: Vacío: 1.290 kg Piloto Inspector: 98 kg Piloto: 49 kg Combustible: 44 kg Total al momento del accidente: 1.481 kg Máximo de aterrizaje (PMA): 1.814.4 kg Diferencia: 333.4 kg en menos respecto al PMA. El centro de gravedad de la aeronave se encontraba dentro de los limites establecidos en la planilla de peso y balanceo, de fecha 04 MAY 07. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Fernando, interpolados a la hora y lugar del accidente y analizado también el mapa sinóptico de superficie de 13:30 UTC era: Viento: 240°/15 kt RAF 21 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 CU 600 m ‐ 1/8 CI 6000 m; Temperatura: 15° C; Temperatura Punto de Rocío: 9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1.016 hPa; Humedad Relativa: 68 %. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en la pista 23 del AD San Fernando (SADF), ubicado a 2 km al SW de la localidad del mismo nombre, Provincia de Buenos Aires. Contaba con una pista de asfalto, orientación 05/23 de 1.801 m por 30 m, de largo y ancho respectivamente; umbral 23 desplazado 275 m permanente por obstáculos. Las coordenadas geográficas del AD eran: 34° 25’ 56’’ S y 058° 35’ 07’’ W, con una elevación de 3 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo 245
Según Reglamento de Aeronavegabilidad vigente, a esta aeronave no le correspondía equipar registradores de vuelo. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave se encontraba realizando un vuelo local de inspección para examen en multimotor de una Piloto, en el circuito de tránsito aéreo del AD SADF, donde la tripulación manifestó haber efectuado tres aterrizajes previos en condiciones normales, hasta que, en el momento del siguiente toque, se encendió repentinamente la luz de TREN EN TRANSITO y comenzó a sonar la alarma de TREN ARRIBA, por lo que se hizo cargo del avión el Inspector de Vuelo examinador, dando motor y despegando nuevamente. Con 1.500 ft en la vertical del aeródromo realizaron un reciclado del tren sin obtener respuesta; también realizaron el procedimiento de extensión de emergencia sin éxito. Posteriormente recibieron una comunicación desde tierra informando tener aparentemente la pata del tren derecho suelta y colgando, por ello realizaron un pasaje para que la TWR lo pudiese confirmar visualmente. En efecto, le confirmaron que la aeronave se encontraba volando con su tren principal derecho desprendido y colgando. El Inspector de Vuelo decidió declarar la emergencia, consumir la mayor cantidad de combustible, y dirigirse finalmente al AD SADF, para realizar un aterrizaje de emergencia, en la pista 23 del mismo. Inmediatamente antes del toque, colocaron las hélices en bandera, cortaron sistemas eléctricos y combustible; luego del mismo, la aeronave perdió velocidad, fue inclinando el plano hacia la derecha, hasta impactar la superficie, desviándose hacia fuera de la pista, por el margen derecho de la misma, en sentido a la franja de césped, colisionando y destruyendo en su trayectoria, una baliza de borde de pista. La aeronave se detuvo finalmente sobre el margen y franja derecha de la pista 23, quedando inclinada, apoyando su plano derecho en el terreno, y con el tren de aterrizaje principal derecho, atrapado debajo del flaps del mismo lado, deformándolo. Se produjeron daños menores por rozamiento en el intradós del plano derecho, en especial en la puntera de plano, y en el intradós del estabilizador horizontal derecho. Supervivencia Los cinturones de seguridad operaron normalmente, no se cortaron y los asientos permanecieron fijos en sus anclajes, protegiendo adecuadamente a los tripulantes. Ambos ocupantes de la aeronave abandonaron la misma por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones A la llegada de los investigadores al lugar del accidente, se pudo observar que la aeronave se encontraba detenida sobre el margen y franja derecha de la pista, inclinada sobre su derecha, con el tren principal derecho totalmente desprendido y sólo sostenido por la tubería hidráulica de frenos. Al remover la aeronave levantando su ala derecha, se pudo observar que las tomas del tren, delantera y trasera, se encontraban deterioradas. La misma fue llevada al hangar, en donde se la dispuso sobre gatos hidráulicos, a fin de realizar una inspección y comprobaciones del sistema del tren de aterrizaje. Se realizó una comprobación del funcionamiento y mecanismo del sistema, verificándose que todas sus luces indicadoras en cabina funcionaban correctamente, así como la alarma de “tren arriba” accionada por los mandos de aceleradores. Durante esta comprobación, la luz correspondiente al tren derecho no encendió, puesto que faltaba todo el conjunto de tren principal derecho, pero se accionó manualmente la microllave, verificando el encendido de la correspondiente luz verde. El actuador de accionamiento que conduce a la pata del tren derecho, actuó perfectamente en su movimiento de tren arriba y tren abajo. Se revisaron todos los componentes de la traba de tren y mecanismos de accionamiento en el conjunto del tren derecho, y no se encontraron discrepancias. 246
De la observación de la rueda derecha, se prestó atención a unas marcas sobre el caucho en la banda de rodamiento de la cubierta, que presentó un marcado punto de inicio y su deslizamiento, tendiendo a desaparecer esta marca en su desplazamiento lateral hacia el talón de la cubierta. Estas marcas llamaron particular atención pues, no reflejaba haberse producido por el arrastre de la pata colgando en el momento del toque, durante el aterrizaje final de emergencia. Al respecto, de acuerdo con la declaración de la Piloto, constaba que previo al aterrizaje donde se detectó la activación de la alarma del tren, la cual sonaba intermitente y una de las luces verdes del lado derecho se atenuó casi hasta apagarse; se habían realizado tres aterrizajes en condiciones normales, sin novedades. Se observó que sobre la pared superior del alojamiento del tren derecho, existió una perforación, que fue efectuada por la tuerca de retención del cilindro amortiguador, debido a su proximidad en el funcionamiento del mecanismo del tren, en momentos en que la pata se desprendía. Se procedió a desmontar ambos soportes del tren, delantero y trasero, y se los identificó según la nomenclatura del catálogo ilustrado de partes, pese a que tenían estampado otro número distinto al proporcionado por el IPC (Illustrated Parts Catalog). El P/Nº estampado en la pieza delantera totalmente fracturada era 67041‐1 y el asignado por el IPC 67040‐13 (“Fitting assy – Forward Trunnion Right”). La pieza de toma trasera instalada era P/Nº 67043‐1 y la identificación del IPC era 67042‐05. Se observó a simple vista que las fracturas no presentaban signos aparentes de fatiga de material, pero, se realizó oportunamente el análisis de falla pertinente en el laboratorio de la JIAAC, dando como resultado de las observaciones, que la fractura se debió a una sobrecarga estructural. Del estudio de la documentación, se verificaron imprecisiones en la confección del formulario DNA 337 (10/2000), observando que en el dato del TG de la aeronave, en el formulario correspondiente al 2007, figuraban 3.949 hs y en el formulario del 2009 figuraban 3.088 hs, lo cual es técnicamente imposible, debido a que el valor de TG, siempre suma y nunca resta. Los números de parte de las piezas que fallaron, no pudieron ser identificadas dentro del IPC, como tampoco en ninguna otra documentación del fabricante, por lo que se le preguntó al respecto. El fabricante Piper, respondió que no pudieron encontrar registros de estampa “‐1”, aunque sí registran estampas “‐2”, que no son el caso de las piezas instaladas. Asimismo agregó que la aeronave aparentemente, no cumplió con el Piper Service Bulletin Nº 956. Existía un Boletín de Servicio Mandatorio, con el número SB‐956, emitido el 03 de marzo de 1992, por el cual el fabricante Piper consideraba de cumplimiento mandatorio el reemplazo de estas piezas por otras de diferente número de parte; sin embargo, no fue posible encontrar el documento en donde se encuentre registrado el cumplimiento del SB‐956, al que también hace referencia la AD 94‐13‐11, efectiva a partir del 12 AGO 1994. Se encontró, durante la búsqueda en identificar el origen y legitimidad de las piezas, que el modelo PA‐
28‐200 está equipado con el mismo mecanismo y conjunto de tren de aterrizaje, y se trató de identificar una aeronave de este tipo para comprobar y comparar la numeración de ambas partes. Finalmente se encontró que sobre la aeronave PA‐A‐28‐200R, S/Nº 28‐7535146, registrada como LV‐
LWT, estaba equipada con exactamente los mismos números de piezas de soporte de tren principal, que fallaron en el LV‐LCW, pero al referirnos a su IPC correspondiente al modelo PA‐28‐200R, estos números de parte no figuraban en su nomenclatura. Se consultó a la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC al respecto, solicitando proporcione datos de la trazabilidad de las partes cuestionadas, debido a la imposibilidad de identificar su legitimidad y procedencia, y no encontrarse catalogada por Piper. La respuesta proporcionada por el citado Organismo competente, fue: “La parte 67040‐13 está fabricada usando la forja Nº 67041‐1 y la parte 67042‐05 está fabricada usando la forja Nº 67043‐3.” Como se había observado, el fabricante no reconoce forjados “‐1” y no había instalada ninguna pieza estampada con “‐3”. Por lo tanto se apreció técnicamente, que la respuesta no fue puntualmente satisfactoria y determinante del origen de las partes. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad Privada, y al momento del accidente, se encontraba afectada a una Escuela de Vuelo habilitada. 247
Información adicional Se recibió respuesta del citado Organismo, informando que regían las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), Parte 61, Punto 47 que dice: “ 61.47 Inspector de Vuelo. Exámenes Todo Inspector de Vuelo de la Autoridad Aeronáutica competente representa al Estado Nacional con el propósito de tomar exámenes teóricos de conocimientos aeronáuticos y los exámenes de vuelo necesarios para observar y evaluar la idoneidad del solicitante para realizar las maniobras y procedimientos de vuelo exigidos en la prueba, para el otorgamiento de licencias, certificados de competencias o habilitaciones adicionales” No obstante, en las RAAC Parte 61, no se establecía alguna Norma, vigente a la fecha del suceso, específica sobre la adaptación, readaptación, habilitación y requisitos para mantener la misma, de los Inspectores de Vuelo. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con la declaración de la Piloto, previo al aterrizaje donde se detectó la novedad, se habrían realizado tres aterrizajes en condiciones normales, sin novedad. Sin embargo, se apreció que las marcas de desgaste halladas en la cubierta de la rueda derecha, resultaron probablemente, originadas por posible aterrizaje previo, al colapso final del tren derecho, mediante un contacto anormal con la pista, con un marcado desplazamiento lateral y con impacto positivo de la rueda sobre la superficie de la pista; siendo además que las condiciones de viento y sus ráfagas, presentes al momento de la operación, pudieron probablemente, ser un factor contribuyente del mismo. Detectada la novedad por la tripulación, luego de verificarse la emergencia sobre extensión del tren de aterrizaje, el Inspector de Vuelo realizó los procedimientos de emergencia especificados en el Manual de Vuelo de la aeronave, sin conseguir solucionar la misma. Posteriormente mediante un control visual desde tierra, se le confirmó que aparentemente el tren de aterrizaje principal derecho estaba suelto. Declarando la emergencia, el Inspector de Vuelo realizó un aterrizaje de emergencia con el tren principal desplegado, en conocimiento que el tren principal derecho estaba anormal, cumplimentando la técnica de uso de los comandos de vuelo para mantener el control direccional, hasta que la aeronave disminuyó la velocidad, y el plano derecho impactó contra la superficie de la pista, con posterior desvío hacia el margen y franja derecha de la misma, donde se produjo la colisión contra una baliza de borde de pista y su detención final. De acuerdo con lo investigado, se apreció que la tripulación tuvo una reacción rápida y precisa, al dar motor y despegar luego de detectarse la novedad instantáneamente en el momento del toque, posibilitando una adecuada planificación y realización del aterrizaje de emergencia posterior; evitando posibles lesiones personales y que la aeronave sufriera mayores daños. Aspectos técnicos En el momento que la tripulación manifestó ver la luz de tren principal derecho en TREN EN TRANSITO y escucharon repentinamente sonar la alarma de TREN ARRIBA, durante el toque sobre la pista, ese fue probablemente, el momento en que colapsó definitivamente el tren derecho, desprendiéndose y quedando sujetado a la aeronave por el conducto hidráulico del freno. Resulta probable, que la rotura inicial de las piezas se haya originado en alguno de los toques anteriores, en donde la pata del tren quedó semi descalzada de sus soportes, en especial del soporte delantero, ya que fue el más dañado y fragmentado. 248
Del análisis de las fracturas de las piezas P/Nº 67041‐1 y P/Nº 67043‐1, se observó que las mismas presentaron la topografía típica de fracturas por colapso dúctil, y no se observaron indicios de avances progresivos de fisuras preexistentes, ni procesos de corrosión que pudieran haber disminuido las propiedades mecánicas. Todas las fracturas y fisuras presentaron el mismo sentido de la fractura principal, pudiéndose afirmar que la falla se produjo probablemente, en un solo ciclo de cargas que excedió ampliamente el límite de resistencia de la pieza. Al respecto surgieron los siguientes interrogantes: ¿Cuál era ese límite en estas piezas sin trazabilidad? ¿Realmente fueron construidas con las propiedades suficientes para absorber las cargas a las que se encuentra afectado un conjunto de tren de aterrizaje en cada ciclo? Al no poder establecerse la legitimidad de las piezas, estas preguntas carecen de respuesta. Se apreció que probablemente, la rotura de la pieza P/N 67041‐1, se debió a posible impacto positivo y con desplazamiento lateral del tren derecho contra la superficie de la pista, que dio origen a las marcas encontradas en el caucho de la banda de rodamiento de la cubierta del tren derecho. Toda esa carga de impacto se transmitió por toda la estructura del conjunto del tren y fue absorbida en sus puntos de sujeción, causando la falla de la pieza 67041‐1 y el posterior desprendimiento completo del conjunto. No fue posible establecer el cumplimiento del SB‐956, desde su publicación, en la historia de la aeronave, pero se observó que los últimos mantenimientos describen el cumplimiento del AD 94‐13‐11, tal como se encuentra registrado en la planilla de Registro de Cumplimiento de AD´s, adjunta al Formulario DNA 337, de fecha 03 de junio de 2008, así como en otros Formularios 337 anteriores. Se apreció que el cumplimiento de este AD, es realmente dudoso, puesto que ordena realizar un procedimiento de inspección de las piezas soportes, con tintas penetrantes, para lo cual el correcto procedimiento establece el desmontaje de la pieza, despintado de la misma, ensayo con tintas, y el repintado y reinstalación. Si el proceso del ensayo no destructivo se llevó a cabo correctamente de esta manera, debería haberse notado probablemente, que la inspección con tintas se estaba realizando sobre un número de parte incorrecto, o no solicitado por el AD, y tal vez, como consecuencia de ello, se hubiese alertado del incumplimiento del SB‐956. Existió la posibilidad, que las piezas instaladas hayan sido fabricadas para la serie de aeronaves fabricadas por Chincul en Argentina, hipótesis que no se pudo comprobar fehacientemente. Hechos definidos Los tripulantes tenían en vigencia sus Certificados de Aptitud Psicofisiológica para la Licencia correspondiente. La aeronave tenía el Certificado de Aeronavegabilidad en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave se encontraba dentro de los límites establecidos por la planilla de peso y balanceo. De los ensayos e investigaciones y del análisis, se concluye que este accidente se produjo probablemente, por un previo contacto anormal con la pista, mediante un fuerte impacto del tren de aterrizaje principal derecho, con desplazamiento lateral, ocasionando la rotura de la pieza P/N° 67041‐1, la cual carecía de trazabilidad comprobable y posible omisión o inadecuado cumplimiento del SB‐956 (mandatorio), como factores contribuyentes; debido a una probable inadecuada operación de aterrizaje previa, siendo en este caso el factor contribuyente la meteorología, por viento con ráfagas, que probablemente afectó a la aeronave durante la operación de aterrizaje previa. Causa En un vuelo de inspección de piloto, durante la fase de aterrizaje, falla del tren de aterrizaje principal derecho de la aeronave, posterior aterrizaje de emergencia con el tren principal derecho colapsado, e impacto de la puntera del plano derecho contra la superficie de la pista, con desvío hacia el margen y franja derecha de la misma; debido a probable inadecuada operación de aterrizaje previa, mediante un contacto anormal con la pista. Factores contribuyentes 249
1)
Meteorología: Viento con ráfagas que probablemente afectó a la aeronave durante la operación de aterrizaje previa. 2)
Partes del conjunto del tren de aterrizaje cuyo origen carecía de trazabilidad comprobable. 3)
Posible omisión o inadecuado cumplimiento de un boletín de servicio mandatorio del fabricante. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la Aeronave Considerar la conveniencia de asegurarse adecuadamente, que los registros de las tareas de mantenimiento, en la documentación respectiva de la aeronave, sean más exactos y precisos. Es responsabilidad del propietario mantener la documentación y aplicabilidad de la misma, correctamente y al día, incluyendo el cumplimiento de boletines de servicio y directivas de aeronavegabilidad. De existir dudas en cuanto a si un SB o AD fue aplicado, y no encontrarse registradas en la documentación actual de la aeronave, se recomienda ponerse en contacto con la Autoridad Aeronáutica competente a la brevedad; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. A los TAR responsables del mantenimiento desde la aplicabilidad del SB 956 Considerar la necesidad de confeccionar adecuadamente, los Formularios DNA 337, a fin de incorporar datos precisos que no establezcan dudas, en especial los que se refieren a horas de actividad, que luego se ven directamente reflejados en las tareas de mantenimiento, por vencimiento en los tiempos de operación de partes con vida límite. Asimismo, verificar adecuadamente, el cumplimiento de boletines y AD´s, en especial los de aquellas aeronaves que ingresan al taller por primera vez, desconociendo su historia y la aplicabilidad de los mismos, con el fin de no librar al servicio una aeronave en la que se omitió el cumplimiento expreso o mandatorio de alguna de las normativas vigentes mencionadas. De existir dudas en cuanto a si un SB o AD fue aplicado, y no encontrarse registradas en la documentación actualizada de la aeronave, se debería contactar con la Autoridad Aeronáutica competente a la brevedad; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC ‐ Dirección de Aeronavegabilidad Considerar la conveniencia de advertir adecuadamente a los propietarios y TAR con alcance, a fin de verificar, en las aeronaves que pueden aún estar utilizando piezas con los P/Nº 67041‐1 y 67043‐1, tal como el caso del avión matrícula LV‐LWT, recomendando su reemplazo por piezas de conocida trazabilidad y nomencladas en el correspondiente Catálogo de Partes, además de constatar el cumplimiento del Piper SB 956 y AD asociadas; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC – Dirección de Operación de Aeronaves Considerar la conveniencia de instruir adecuadamente a los Inspectores de Vuelo, especialmente sobre la atención y corrección efectiva, cuando sea necesario, de la operación de aterrizaje que efectúan los Pilotos en examen; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudiesen ser afectados. Considerar la necesidad de evaluar, la posible incorporación en las RAAC Parte 61, de las Normas Aeronáuticas que fuesen adecuadas, para la Adaptación, Readaptación, Habilitación y requisitos para mantener la misma, de los Inspectores de Vuelo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. 250
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD El Pampero, Santa Rosa, Pcia. de La Pampa FECHA: 19 SET 09 HORA: 18:30 UTC (Aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: Aero Boero MODELO: 180‐RVR MATRICULA: LV‐AOZ PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Institución Aerodeportiva Reseña del vuelo El Piloto con la aeronave matrícula LV‐AOZ, aproximadamente a las 18:30 hs, durante la carrera de aterrizaje por pista 18 y luego de un remolque de planeador, en el Aeródromo (AD) El Pampero (ELP), buscó abandonar la pista lo antes posible, por lo que aplicó frenos mientras orientaba el avión hacia la salida más próxima. En tal circunstancia y sin haber bajado la cola del avión, éste se desestabilizó y capotó, quedando en forma invertida sobre la pista de dicho AD. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Daños en puntera de ala izquierda; deformación con pliegue parcial de montante de ala derecha, fisuras en el parabrisas; daño en la zona ventral de fuselaje próximo al empenaje. Daños, por impacto con el terreno, en la parte superior del estabilizador vertical y el timón de dirección. Motor: Posibles daños internos, por impacto de la hélice contra el terreno y detención brusca. Hélice: Ambas palas se doblaron hacia atrás, una con un ángulo de 45° y la otra en un ángulo menor. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto, de 56 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, otorgada el 21 SET 1972, con habilitaciones para: Remolcador de Planeador, monomotores terrestres hasta 5.700 kg. Poseía además la Licencia Piloto de Planeador. La Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, informó que no tenía registrados antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores y no había copia de la última foliación archivada en su legajo aeronáutico. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, Sin Limitaciones / Sin Antecedentes, estaba vigente hasta el 30 NOV 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas, según lo anotado en su Libro de Vuelo era la siguiente: Total: 84,8 En los últimos 90 días: 4,0
En los últimos 30 días: 1,3 El día del accidente: 0,1 En el tipo de avión del accidente: 17,3 Información sobre la aeronave 251
Era del tipo avión, marca Aero Boero, modelo 180 RVR, de estructura metálica, ala alta, con recubrimiento de tela, con capacidad para tres (3) plazas y fabricado el 07 de setiembre de 1983, con número de serie 064. El tren de aterrizaje era convencional, fijo con ruedas. Estaba equipado con un motor alternativo de 4 cilindros opuestos de 180 HP; una hélice de 2 palas de paso fijo; un peso vacío de 559 kg, y máximos de despegue y aterrizaje de 844 kg. El Certificado de Matrícula estaba a nombre de una Institución Aerodeportiva, inscripto con fecha 19 OCT 1983. Tenía Certificado de Aeronavegabilidad Especial, emitido por la Dirección de Aeronavegabilidad (DA), el 04 JUN 2008, con vencimiento el 04 JUN de 2013, de clasificación Restringido, propósito “Remolque de Planeadores”. También contaba con un Certificado de Aeronavegabilidad Standard, categoría Normal, emitido por la DNA el 19 FEB 2002. El Formulario DA 337 fue emitido por el TAR 1B‐94 el 05 JUN 2009 con vencimiento JUN 2010. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Célula El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 2.075 hs; desde la última recorrida (DUR) 1.028 hs y 24,6 hs desde la última inspección (DUI). Motor El motor era marca Lycoming, modelo O‐360‐A1A, número de serie L‐30409‐36A, de 180 HP; el mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante y tenía al momento del accidente un TG de 2.139,6 hs y 24,6 hs DUI. La última recorrida general fue realizada el 16 MAY 2008. La última inspección tipo 100 hs fue realizada a las 2.115 hs de TG el 05 de junio de 2009, por el taller 1‐B‐94 y fue habilitado hasta las 3.499,9 hs de TG o hasta MAY 2020. El consumo horario del motor era de 36 l/h, aproximadamente, y en el accidente estaba utilizando combustible 100 LL, especificado por el fabricante. Según Manual de Vuelo y Nº de Serie correspondientes, la aeronave disponía de un tanque de combustible de 200 lts. Hélice Era marca Sensenich, modelo 76‐EM8‐0‐57, número de serie 23032‐K, de dos palas, metálica y de paso fijo. El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante, teniendo al momento del accidente 111,4 hs DUR y una recorrida general realizada por el TAR 1B‐94, en fecha 05 JUN 2009. Peso y balanceo de la aeronave Vacío: 559 kg Piloto: 83 kg
Acompañante: ‐ ‐ kg
Combustible (170 l x 0,72): 122,4 kg Varios: ‐ ‐ kg Total al momento del accidente: 764,4 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 844 kg
Diferencia: 79,6 kg en menos respecto al PMA El centro de gravedad (CG) estaba dentro de la envolvente determinada por el fabricante en el Manual de Vuelo de la aeronave y dentro de los límites especificados en la Planilla de Masa y Balanceo, de fecha 02 MAR 2007, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. 252
Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Santa Rosa La Pampa, interpolados al lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 18:00 UTC, era: Viento: 180° / 06 kt; Visibilidad: 10 km. Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 18.6° C; Temperatura Punto de Rocío: 0.8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1017.9 hPa y Humedad Relativa: 31 %. El Piloto manifestó que en el momento del accidente, la situación meteorológica era: Claro e ilimitado y el viento de los 200°, entre 8/10 kt. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en el AD Santa Rosa / El Pampero (ELP), ubicado a 10 km al NE de la ciudad de Santa Rosa, en la Provincia de La Pampa; poseía una pista de tierra, de 799 x 23 m, de largo y ancho respectivamente, con una orientación 18 / 36. Las coordenadas del lugar eran: 36° 35’48’’ S y 064° 11’ 14’’ W, con una elevación de 178 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Luego de aterrizar la aeronave, el Piloto continuó desplazándose 70 m sobre la pista 18 y después de aplicar frenos el avión capotó, quedando detenido en forma invertida, con rumbo opuesto al del aterrizaje, a 80 m del umbral de dicha pista. No hubo dispersión de restos. Relacionado con los Factores Humanos, el Piloto habría actuado con prisa por abandonar la pista, para dejarla libre a los efectos de permitir otras operaciones aéreas. Supervivencia Los cinturones de seguridad y los arneses de hombros, estaban en sus correspondientes soportes, en buen estado de conservación y actuaron adecuadamente, sosteniendo al Piloto cuando quedó en posición invertida. El ocupante salió del habitáculo por la puerta de apertura normal, por sus propios medios, sin haber sufrido lesiones. Ensayos e investigaciones A la llegada de los investigadores al lugar del accidente, la aeronave había sido removida de la pista, autorizado por el Investigador a Cargo, para facilitar el aterrizaje de las aeronaves que se encontraban en vuelo. En la plataforma del hangar del Aeroclub, lugar donde fue trasladado el avión después del accidente, se verificaron los comandos de vuelo, de motor y las superficies móviles, comprobándose su libre movimiento y continuidad. También se procedió a recorrer la pista y se observó el lugar de toque próximo al umbral de la pista 18 y el lugar donde capotó, no detectándose irregularidades. El Piloto durante la entrevista realizada, manifestó que durante la carrera de aterrizaje por pista 18 y antes de bajar la cola del avión, decidió despejar la pista con prontitud para dejar la pista libre, por lo que aplicó frenos en forma excesiva, haciendo que se produjera el capotaje de la aeronave. La operación de aterrizaje se habría realizado sobre las ruedas del tren principal y con flaps colocados. El Manual de Vuelo de la aeronave, en el punto 9 “Aterrizaje Normal” expresa: (1)
Frenos: Según se requiera 253
Nota: “Efectuar el aterrizaje preferiblemente en 3 puntos” (sic). Durante la investigación técnica, la aeronave no presentó novedades de mantenimiento ni en el cumplimiento de las directivas de aeronavegabilidad emitidas por el fabricante o la autoridad aeronáutica; tampoco presentó novedades en la documentación técnica, disponiendo de los Certificados requeridos, Manual de Vuelo, Libretas de Historial de Motor y de Planeador, excepto el Historial de Hélice. Información orgánica y de dirección La aeronave estaba inscripta a nombre de un Aeroclub y el Piloto, como socio de la institución tenía permiso para su uso, en la realización de remolque de planeadores y vuelos de aviación general. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Después de producirse el aterrizaje de la aeronave, el Piloto habría aplicado frenos en forma excesiva, para detener al avión, y al encontrarse éste en una posición de equilibrio inestable, giró sobre su eje transversal, y apoyándose sobre el cono de nariz, capotó. La operación de la aeronave, sin que ésta estuviese completamente apoyada en el terreno, combinada con un viraje para salir con prontitud de la pista, generaron una situación de inestabilidad a la cual, al agregarse el impulso propio de la inercia, hicieron que la componente de fuerza resultante invirtiera el avión, haciéndolo capotar. De haberse efectuado la operación tal como lo prevé el Manual de Vuelo de la aeronave, en el punto Aterrizaje Normal y las RAAC en la Parte 91, se habría evitado la condición de inestabilidad presentada. Por lo expresado, es posible definir que el accidente fue producto de la aplicación de una técnica inadecuada de pilotaje para frenar el avión, con pérdida de control de la aeronave y factor contribuyente de inadecuada decisión operacional y presencia del factor prisa. Aspectos técnicos De las investigaciones realizadas, se desprende que el accidente no se produjo por causas de origen técnico. Hechos definidos El Piloto y la aeronave contaban con las Licencias y Habilitaciones necesarias para la actividad que estaban realizando. El Piloto aplicó durante el recorrido de aterrizaje, una técnica inadecuada para detener el avión, perdiendo el control de la misma, con posterior capotaje. Inadecuada decisión operacional, al combinar una situación de inestabilidad de la aeronave con un viraje, sin tener en cuenta la inercia propia del aterrizaje. Presencia del factor prisa. La meteorología no influyó en el accidente. El accidente no estuvo relacionado con aspectos técnicos de la aeronave. Causa En un vuelo de aviación general, de remolque de planeador, durante la fase del recorrido de aterrizaje, pérdida de control de la aeronave, con posterior capotaje; debido a inadecuada aplicación de las 254
técnicas de aterrizaje, frenando en forma excesiva la misma, para abandonar la pista con prontitud, antes de tener las condiciones para hacerlo. Factores contribuyentes 1)
Incumplimiento de lo expresado en el Manual de Vuelo de la aeronave y en las RAAC. 2)
Inadecuada decisión operacional. 3)
Factor prisa. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la necesidad de instruir adecuadamente, a los Pilotos que operan sus aeronaves, sobre el cumplimiento de la normativa vigente y lo establecido en el Manual de Vuelo de las aeronaves; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, daños materiales de medios propios y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Campo a 2000 m al Oeste, del AD Gral. Rodríguez, Pcia. de Bs. As. FECHA: 24 SEP 09 HORA: 19:20 UTC AERONAVE: ULM Experimental MARCA: Condigiani MODELO: Biplaza MATRÍCULA: LV‐UX021 PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El Piloto de la aeronave ultraliviano (ULM) experimental, matrícula LV‐UX021, despegó del AD Gral. Rodríguez (GEZ), para un vuelo local, cuando según testigos, luego del despegue vieron al ULM en una actitud de nariz arriba e inmediatamente cayendo de cola en barrena, haciendo luego una especie de “looping” invertido con tendencia a recuperar, pero cuya trayectoria circular no alcanzó a completar, para luego impactar de nariz contra el terreno, resultando la aeronave destruida y el Piloto con lesiones graves, que posteriormente determinaron su fallecimiento. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 ‐‐
‐‐
Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Como consecuencia del violento impacto contra el terreno, la aeronave resultó destruida. Información sobre el personal El Piloto, argentino, de 63 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con habilitación para Aviones Monomotores hasta 5.700 kg, VFR Controlado y Piloto ULM en trámite. 255
Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica se encontraba en vigencia, con fecha de vencimiento el 30 OCT 09. Se desconoce la actividad de vuelo del Piloto, por no encontrarse la correspondiente documentación. La Dirección de Licencias al Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional, de la ANAC, informó que el Piloto no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores y que no había copias de foliación en su Legajo Aeronáutico. Información sobre la aeronave Información General La aeronave ultraliviana experimental fue fabricada por un constructor aficionado, el 23 de diciembre de 1993, en San Antonio de Areco, Provincia de Buenos Aires, Argentina; se trata de un ULM monoplano de ala alta, biplaza de construcción mixta, que asemeja al modelo tipo “Falcon”, con configuración Canard. Con marcas de nacionalidad LV‐UX021 y número de serie 001. Poseía tren de aterrizaje tipo triciclo fijo con rodados y amortiguación por elásticos (ballesta), equipado con frenos hidráulicos de disco simple. El Certificado de Inscripción de Propiedad de Aeronave se encontraba a nombre de un particular, Fecha de inscripción: 21 SET 2000. Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Especial, Clasificación: ULM, construcción aficionado, Propósito: Recreativo solamente; Fecha de emisión: 25 ENE1995. Célula De acuerdo al Formulario DNA‐337, otorgado por el MMA 3412, CPI MA 337, de fecha 02 MAR 2007, registraba 263,2 hs de TG. Sin embargo, la Libreta Historial del Avión, a la fecha del accidente, registraba como última anotación, una actividad de 139,45 hs de TG (01 ABR 00), DUI desconocido. Motor No se pudo obtener el Registro Historial de Motor, a la fecha del accidente, por la falta de la correspondiente Libreta; solo se pudo establecer que el Motor marca Rotax, modelo 582 DCDI, fabricado bajo el número de serie 4171030, totalizaba una actividad de 263,2 hs de TG, DUR desconocido y DUI desconocido. Hélice La hélice marca Ivoprop, tripala, de material compuesto, con paso variable en tierra, sin número de serie, no poseía un historial oficial y se desconoce su actividad en esta aeronave, por carecer de registros. Solo se pudo establecer que su TG era de 80,9 hs. Otros datos La documentación de esta aeronave se encontraba incompleta y sin actualizar. Los datos obtenidos fueron proporcionados por las placas de identificación de los componentes y del legajo de la aeronave. No poseía Manual de Vuelo aprobado por la Autoridad Aeronáutica, ni Planilla de Peso y Balanceo vigente. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos, obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Fernando, interpolados a la hora del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, era: Viento: 070° / 09 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 SC 600 m; Temperatura: 15.5° C; Temperatura Punto de Rocío: 6.2° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1022.2 hPa y Humedad Relativa: 54%. 256
Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo ubicado a 2000 m, al W, del AD Gral. Rodríguez (GEZ), ubicado a 10 km aproximadamente, al WNW de la localidad del mismo nombre, en la Provincia de Buenos Aires, con una elevación de 28 m, cuyas coordenadas eran: 34° 40’ 49” S ‐ 059° 02’ 09” W. Registradores de vuelo Según normativa vigente, a esta aeronave no le correspondía equipar registradores de vuelo. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave, se encontraba realizando un vuelo local cuando, según testigos, luego del despegue, ven al ULM en una actitud de nariz arriba e inmediatamente cayendo de cola, en barrena, haciendo luego una especie de “looping” invertido con tendencia a recuperar, pero cuya trayectoria circular no alcanzó a completar, para luego impactar de nariz contra el terreno, partiéndose el fuselaje y cabina. Por las deformaciones presentadas en la estructura alar izquierda, se estimó que la puntera de este plano, fue la que primero impactó contra el terreno, simultáneamente con la nariz, lo que ocasionó el desprendimiento total del canard. Este impacto en el plano izquierdo, provocó el desprendimiento de los alerones y el tubo de torsión de los mismos. Sobre el ala derecha se observó la toma de unión del montante de ala, con el lateral del fuselaje totalmente desprendido por fractura. Las tomas de fijación delantera de ambas alas, se encontraron desprendidas por desgarro del material compuesto en fibra. La hélice presentaba dos de sus tres palas fracturadas y una de ellas perforó el intradós del alerón del ala izquierda. Se encontraron varios instrumentos del tablero sueltos en el piso, producto del impacto. De acuerdo con Certificados Médicos, el mismo ingresó a Emergencia del Hospital Interzonal de Gral. Rodríguez, a las 17 hs local, del día 24 SET 09, por politraumatismos severos, por caída de avión y falleció el mismo día, a las 20:50 hs local, en Terapia Intensiva del citado Hospital, luego del post‐operatorio inmediato; asimismo, de acuerdo con Informe de Autopsia, “El fallecimiento de la víctima se produce en forma posterior al momento de sufrir las lesiones; “Las causales son un paro cardio respiratorio traumático como consecuencia de politraumatismos…”. Supervivencia Los cinturones de seguridad estaban en sus correspondientes anclajes, en buen estado de conservación; el Piloto se habría encontrado sujetado al asiento, pero debido a la violencia del impacto, éste resultó con lesiones graves, que luego determinaron su fallecimiento en el Hospital. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, durante la inspección de rutina realizada sobre los restos de la aeronave, se pudo verificar que: 1)
La aeronave se encontraba dentro de un campo distante aproximadamente, 2000 m, al Oeste, del aeródromo General Rodríguez (AD GEZ). 2)
La aeronave ULM impactó de nariz contra el terreno; el sector trasero del fuselaje y motor, capotó por sobre la cabina, quebrando en dos mitades al fuselaje. El comando de profundidad y canard se desprendieron del fuselaje producto del impacto. 3)
Las deformaciones que presentaba el plano izquierdo próximo a su raíz y el timón de dirección en la puntera, indicarían que probablemente, el impacto de nariz se haya producido simultáneamente con este plano. 4)
Los comandos y uniones de accionamiento no presentan defectos previos al impacto, pero sobre el ala izquierda se observó que el alerón y su tubo de torsión se encontraban desprendidos de la 257
estructura alar, y se pudieron encontrar sueltos sobre el terreno y en proximidad del ala, las guías y soportes de teflón. 5)
Estos soportes guías de teflón, estaban fijados por medio de remaches del tipo “Pop”, entre dos planchuelas de aluminio, que a su vez se encontraban fijadas en el intradós y extradós del ala. 6)
Se verificaron las restantes superficies de control, sin encontrar novedades significativas, más que las producidas por el impacto. Se pudo observar que ambas tomas de fijación delanteras de las alas, se encontraban desprendidas por desgarro del material compuesto de fibra, pero con sus bulones, arandelas y tuercas autofrenantes, unidas al herraje de la estructura alar. 7)
El bulón de fijación, correspondiente al ala derecha, se encontraba bastante flojo con respecto a su par opuesto, que estaba bien ajustado, pero ambos carecían del testigo antideslizante o bloqueador, del compuesto color rojo para tal fin. 8)
Sobre el ala derecha, se observó la toma de unión del montante de ala con el lateral del fuselaje, totalmente desprendido por fractura de la unión, por sobrecarga. La hélice tripala presentaba dos palas de fibra dañadas, una de ellas dejando una visible e inconfundible marca de impacto sobre el intradós del alerón izquierdo, lo cual permite apreciar que se produjo durante el impacto del plano izquierdo contra el terreno, cuando por dicha causa, el mismo sufrió un desplazamiento de la estructura alar hacia atrás, ubicando al alerón en la trayectoria de giro de la hélice, en donde este impacto frenó y detuvo el motor casi instantáneamente. Esta hélice era de paso fijo, ajustable en tierra, lo que significa que se puede variar su paso, luego se ajusta y allí queda fijado el nuevo calado, y para cambiar su paso, se deberá aflojar, variar y nuevamente ajustar. La batería se encontró desprendida, y varios cables del sistema eléctrico cortados por estiramiento, producto de la deformación de la estructura durante el impacto. El sistema de encendido no presentaba discrepancias y al retirar las bujías, se pudo observar que todas presentaban signos de óptimo funcionamiento. El tanque de combustible del tipo bidón horizontal, se encontraba dañado por los cables de comando de los alerones, pero aún contenía combustible en aproximadamente, un cuarto de su capacidad. El filtro de combustible se encontraba lleno y limpio, asegurando suministro al motor. Los cables de accionamiento del acelerador, se encontraban enteros aunque deformados por el impacto, y el sistema de aceleración del tipo cortina en ambos carburadores, trabajaba efectivamente, deslizándose por las paredes del Venturi de los mismos. Sus respectivos filtros de aire se encontraban libres de impurezas. El tanque de aceite del motor aún contenía la totalidad del lubricante. Sobre el suelo, en proximidad de la cabina, se encontraron varios de los instrumentos del tablero, desprendidos del mismo, entre ellos se encontraba el altímetro ajustado en 30.1 pulgadas de Hg, el indicador de vueltas del motor indicando 3.150 RPM, el indicador ascensional o variómetro, indicando 1.950 pies por minuto arriba, el velocímetro indicaba una lectura de 57 MPH, el indicador de giros y ladeos y el totalizador de horas de operación indicando 265 hs. La Dirección Nacional de Aeronavegabilidad emitió limitaciones de operación para aeronaves ULM construidas por aficionados, considerando que los Certificados de Aeronavegabilidad emitidos, tienen vencimiento de carácter “Indefinido”; mientras su propietario cumpla con una inspección cada 36 meses calendario, por lo cual esta aeronave, se encontraba dentro de esos rangos establecidos por la Autoridad Aeronáutica. Existía un Boleto de Compra‐venta, labrado el 22 SET 2009, por el cual, se le consultó al Registro Nacional de Aeronaves, respecto a la titularidad vigente, respondiendo que ésta aeronave, a la fecha del accidente, se encontraba inscripta a nombre de quien figura en el Certificado de Propiedad, emitido el 21 SET 2000, informando además, que a la fecha 26 FEB 10, no había contrato inscripto que transfiera la calidad del explotador. En la historia de construcción de esta aeronave se pudieron reunir los datos de los elementos adquiridos para tal fin, según constaba en facturas emitidas, reflejando la adquisición de una hélice tripala de paso variable el 8 JUN 1993. El 16 JUN 1993 se adquieren 20 metros de tela de fibra tipo 200, 10 metros de fibra Kevlar® y 10 metros de fibra de carbono. El 20 JUN 1993 se adquirieron instrumentos tales como un velocímetro, altímetro, un EGT, Giros y ladeos y brújula. El 30 JUN 1993, fueron adquiridos tres juegos de llantas y cubiertas y un juego de discos de freno. El 13 JUL 1993, por medio del despacho 258
directo a plaza Nº 79359‐7, por canal verde de la Administración de Aduana Ezeiza, se adquirió el motor marca Rotax, modelo 582, procedente de Keuthan Aircraft Corporation, de Merritt Island, FL, EE.UU. En Septiembre de 1993, se realizó una inspección intermedia de la construcción, a través de un memorandum, verificándose los materiales utilizados en la construcción (Fuselaje en compuestos, alas y canard en aleación de aluminio forrados en Mylar®) y la calidad de la mano de obra. Como ambas evaluaciones fueron satisfactorias, se le autorizó a continuar con la construcción del mismo hasta finalizar. El 23 DIC 1993, la aeronave fue matriculada a nombre del constructor aficionado, para uso particular y deportivo. El 17 JUL 2003, se desmontaron ambas alas y se realizó un trabajo de refuerzo empleando resina y fibras de vidrio, en el sector de las tomas de fijación en el fuselaje, y se efectuó tintas penetrantes a horquillas y montantes. A los efectos de verificar la posición del Centro de Gravedad (CG), luego del accidente, se efectuó en un hangar del AD Gral. Rodríguez, un pesaje del ULM. Este procedimiento presentó serias dificultades, dado el grado de destrucción de la estructura, teniéndose que pesar varios elementos por separado, como por ejemplo las alas. Así, se calculó en forma aproximada, la posición del CG, trasladándose los brazos de palanca, de los elementos sueltos, a un gráfico para ser sumados, a las lecturas efectuadas en las balanzas, ubicadas en las ruedas traseras (principales) y el fuselaje trasero (inmediatamente por delante de la hélice), por ausencia de la rueda de nariz. Cálculo del C.G. aeronave LV‐UX021 Identificación Componente Peso (kg)
Dist. al Momento Datum (pulg) (kg x pulg) 1 Ala derecha (con montante) 49,0 137,5 6737,5 2 Ala izquierda (con montante) 49,0 137,5 6737,5 3 Restos de conjunto de nariz 22,0 8,0 176,0 4 Carga agua radiador / aceite
3,8
176,5
670,7 5 Combustible 33,7 (*) 120 4044 (45 lts) 6 Piloto (delantero) 85,0 (*) 59 5015 6 bis Piloto (delantero)
65,0 (*)
59
3835 7 Pesada rueda derecha 56,2 109,5 6153,9 8 Pesada rueda izquierda 56,2 109,5 6153,9 9 Pesada trasera (delante hélice)
38,0
182,5
6935 10 Peso vacío (sin ítems 5 y 6) 274,2 (A) ‐‐‐ 33564,5 (B) (604,5 lbs) 11 Peso al momento del accidente 392,9 (C) ‐‐‐ 42623,5 (D) (para ítem 6) (866,2 lbs) 12 Peso al momento del accidente 372,9 (E) ‐‐‐
41443,5 (F)
(para ítem 6 bis) (822,1 lbs) Posición CG vacío = A 33564,5

 122,4" B
274,2
Posición CG accidente = D 42623,5

 108,5" C
392,9
Posición CG accidente (caso 6 bis) = F 41443,5

 111,1" E
372,9
259
Nota 1: Ambos soportes de las ruedas principales se hallaban deformados hacia delante, entre 5 y 10 pulgadas aproximadamente por el impacto. Nota 2: De acuerdo con el informe de autopsia, se describe al tripulante como de 1,60 m de altura y un peso aproximado de 85 a 90 kg. Sin embargo, personas que lo frecuentaban coincidieron en que su peso no superaba los 65 kg. Por estas circunstancias, se realizaron dos estimaciones (ver ítems 6 y 6 bis). Bajo estas circunstancias y consideraciones, pudo estimarse sin certeza absoluta, que el CG, al momento del accidente, se habría hallado entre 108.5 y 111.1 pulgadas, respecto al datum. En instalaciones de CITEDEF, se llevó a cabo el pesaje de dos muestras de telas, obtenidas de: el ala de la aeronave accidentada (Dacrón® pintado) y la otra de un taller especializado, que era similar a la originalmente instalada en el LV‐UX021 (Tedlar®). El pesaje de las muestras de 10 x 10 cm, se realizó con una balanza marca Mettler H10TW (precisión 0,1 mg). Resultado: Dacron, 1,9669 gr y Tedlar 0,7159 gr. Trasladado a la superficie alar del ULM (15,8 m2), la diferencia de peso entre el ala original y la re‐
entelada, considerando intradós y extradós, fue de 4 kg aproximadamente. Consideraciones sobre posición del C.G. en el Manual de Vuelo: Se tuvo acceso a dos manuales de este modelo de aeronave: uno fechado 2/8/85 y el otro fechado 1/22/86. En el primero de ellos, página 4‐2, se establece un peso máximo vacío de 500 lbs y un peso máximo de despegue de 1000 lbs. Para un solo tripulante, volando desde el asiento delantero y con un peso de 130 lbs y 90 lbs de combustible, el límite trasero del CG es de 95 pulgadas respecto al datum. Agrega una NOTA: Una pérdida de sustentación del ala principal puede ocurrir a cualquier velocidad indicada cuando la posición del centro de gravedad supere las 98 pulgadas detrás del datum. Adicionalmente, en página 4‐3, describe: Fallas para despegar, performance pobre, pérdida inmediata del control, u otros peligrosos y/o fatales resultados pueden ocurrir si el Falcon XP se opera fuera de estas limitaciones. Es mandatorio que el cálculo de peso y balanceo sea llevado a cabo para cada nueva condición de vuelo (nuevo piloto, nuevo accesorio, etc.) En el manual fechado 1/22/86, el límite trasero del CG, se establece en 115 pulgadas respecto al datum, para las mismas limitaciones de pesos ya mencionadas, y se agrega la NOTA: Una pérdida de sustentación del ala principal puede ocurrir a cualquier velocidad indicada cuando la posición del centro de gravedad supere las 118 pulgadas detrás del datum. En el legajo existente en el RNA, bajo el título de Peso y Balanceo, figura como posición trasera del CG, 115 pulgadas detrás del datum, para un peso vacío de 250 kg (año 1993). Como se indicó en ítem 10 del párrafo 1.16.11, el peso vacío era de 274,2 kg aproximadamente. El Piloto, se encontraba habilitado psicofísicamente, por el INMAE, desconociéndose su actividad de vuelo en general, y en el tipo de aeronave accidentada, por no haberse podido encontrar su Libro de Vuelo y no haber copia de registros, en la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC. Información orgánica y de dirección: La aeronave era de propiedad privada. ANÁLISIS Aspectos operativos Se desconoce si el Piloto estaba habilitado para realizar el vuelo, dado que no se pudo constatar su actividad de vuelo en general y en el tipo de aeronave accidentada. Su habilitación psicofisiológica se encontraba vigente. Durante la fase de ascenso inicial, el Piloto habría perdido el control de la aeronave, precipitándose a tierra de cola, en actitud de barrena, luego con una actitud de “looping” invertido, con posterior impacto de nariz contra el terreno. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. Aspectos técnicos 260
Se pudo establecer que el motor tenía potencia al momento del impacto, debido a la perforación encontrada en el intradós del alerón izquierdo, producida por el impacto de una de las tres palas de la hélice. El motor se detuvo instantáneamente y con la hélice detenida, la otra pala se fracturó por efecto del impacto contra el terreno. Los soportes guía del tubo de torsión de los alerones, se encontraban fijados a dos planchuelas que a su vez estaban remachadas en el extradós e intradós del ala. Tales remaches eran del tipo “Pop”, pero para lograr su efectividad de unir dos piezas, éstos deben pasar de lado a lado, lo cual no se producía en los soportes guía. Estos soportes eran construidos de teflón, en los cuales se practicó un orificio para dar cavidad al remache, pero estos orificios eran ciegos, por lo que no permitía, al remache, su anclado correcto, ocasionando en este caso el fácil desprendimiento del soporte guía, de entre ambas planchuelas de fijación. No se pudo establecer ante esta novedad, si alguno de estos elementos pudieron haberse aflojado durante el vuelo, aunque se apreció más evidente, un desprendimiento post‐
impacto. Los soportes de fijación delanteros de ambas alas, fueron encontrados desgarrados de la estructura de material compuesto, y en el que se encontró el bulón de fijación de la toma derecha flojo y sin el testigo de bloqueo de roscas. La falta de firmeza en el bulón mencionado pudo provocar en vuelo, una vibración de carácter aerodinámico, que de acuerdo con su intensidad, pudo inducir a un cambio en el comportamiento aerodinámico no cuantificable. Se estima con mayor probabilidad que los desgarros en los soportes de compuesto, fueron producidos efectivamente, durante el impacto contra el terreno. Respecto a la existencia de vibraciones, no se pudo corroborar con vuelos previos, debido a que el último registrado fue el 01 ABR 2000, y no se pudo conocer concretamente la fecha de su última actividad. De acuerdo con la información recogida, y en comparación con la documentación existente en el RNA, la aeronave fue sufriendo modificaciones a lo largo de su vida útil, que pudieron ir afectando paulatinamente la posición del centro de gravedad, desplazándolo hacia atrás y cuya posición se apreció, de acuerdo con lo establecido en el Manual de Vuelo de la Aeronave y con las investigaciones realizadas, probablemente, influyente en el presente accidente. Se hallaron discrepancias en la información sobre la posición límite trasera entre las dos versiones consultadas del Manual de Vuelo, sin haber podido determinarse la razón de dicha diferencia. Hechos definidos La aeronave impactó contra el terreno en forma descontrolada. Dado que no se encontró documentación sobre la actividad de vuelo del Piloto, se desconoce si el mismo se encontraba habilitado para realizar el vuelo. De los ensayos e investigaciones se concluye que no se pudieron establecer causas técnicas atribuibles a este accidente. El Centro de Gravedad probablemente, podría haberse encontrado cerca del límite trasero o fuera del mismo. Causa En un vuelo local, de una aeronave ultraliviano experimental, durante la fase de ascenso inicial, pérdida de control, con posterior caída e impacto contra el terreno; debido probablemente, a inestabilidad longitudinal de la aeronave, cuyo Centro de Gravedad, podría haberse encontrado desplazado próximo al límite trasero o fuera del mismo. Recomendaciones de seguridad A la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar la necesidad de evaluar las discrepancias, en la información sobre la posición límite trasera, 261
entre las distintas versiones del Manual de Vuelo correspondiente a los ULM de similar modelo, a los efectos de poder advertir a los Inspectores y constructores aficionados que son inspeccionados, sobre la criticidad y potencial peligro de la posición del CG, especialmente en configuraciones “canard”. A la Asociación de Aeronaves Experimentales (EAA) – Argentina Considerar la necesidad de difundir la presente investigación entre sus asociados, con el objetivo de destacar, la importancia de tener en cuenta la determinación de la posición del Centro de Gravedad (CG), como requisito indispensable para evaluar el comportamiento de la aeronave, en cuanto a sus condiciones de estabilidad estática y dinámica, que pueden resultar probablemente, en una pérdida de control en vuelo. A estos efectos, se recomienda enfáticamente, la necesidad de actualizar oportunamente y de la forma más adecuada, las condiciones de Peso y Balanceo de las aeronaves, al cambiar tripulantes, agregar equipos, realizar modificaciones, etc. Adicionalmente, se sugiere rever el método de unión con remaches tipo “Pop”, en donde no resulte posible efectuar la expansión del cuerpo del remache para hacer efectiva dicha unión, tal como se observó en este caso, en que se remachaba contra una pieza de teflón. Si bien se trata de aeronaves Ultralivianas Motorizadas (ULM) / Experimentales, construidas por aficionados; se recomienda considerar los procedimientos establecidos en la AC 43.13‐1B de la FAA “Acceptable Methods, Techniques, and Practices – Aircraft Inspection an Repairs”. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Villa Rumipal, Provincia de Córdoba FECHA: 24 SET 09 HORA: 20:35 UTC aprox. AERONAVE: Avión MARCA: Luscombe MODELO: 8‐E MATRÍCULA: LV‐NWD PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión Reseña del vuelo El 24 SET 09, el Piloto de la aeronave Luscombe 8‐E, matrícula LV‐NWD, después de abastecerla con combustible 100 LL, dejando sus tanques con un total de 63 lts; a las 19:47 hs, despegó acompañado por su hermano, desde el AD Coronel Olmedo, con destino al AD Villa Rumipal, ambos en la Provincia de Córdoba, para realizar un vuelo de entrenamiento. Después de unos 45 minutos de vuelo, sobrevolaron el lugar de destino, observaron que la manga de viento del aeródromo les indicaba que el mismo provenía del sector NE y era de considerable intensidad. Luego de efectuar el circuito de tránsito, el Piloto aterrizó por la cabecera 34. Durante el aterrizaje, se rompió la pata izquierda del tren de aterrizaje principal, realizando luego un giro por izquierda de 180º. El accidente se produjo con luz diurna y buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante Otros Mortales ‐ ‐ ‐ Graves ‐ ‐ ‐
Leves ‐ ‐ ‐
Ninguna 1 1 Daños en la aeronave Célula: Rotura de la pata izquierda del tren de aterrizaje principal y dobladura del extremo del semiplano izquierdo, aproximadamente 20º hacia arriba, a la altura del faro de aterrizaje. 262
Motor: Con posibles daños internos por detención brusca. Hélice: Dobladura de ambos extremos de las palas hacia adelante, el de una pala, a unos 15 cm y la otra, aproximadamente 12 cm desde el extremo. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto al mando, de 24 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con habilitaciones para monomotores terrestres hasta 5.700 kg; Observaciones: Carecía de la habilitación VFR, RAAC 61.7. No poseía otras Licencias. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, sin limitaciones y sin antecedentes, tenía fecha de vencimiento el 31 OCT 09. Su experiencia de vuelo en horas, de acuerdo con lo registrado en su Libro de Vuelo era la siguiente: Total: 26.4 Últimos 90 días: 3.3 Últimos 30 días: 2.3 En el día del accidente: 0.8 En el tipo de aeronave: 26.4 Obtuvo la Licencia Piloto Privado de Avión el 19 DIC 08, su primer vuelo como Piloto Privado, fue la adaptación a esta aeronave el 16 ENE 09. Desde el 21 MAR 09 al 20 AGO 09, no registró actividad. El 21 AGO 09 se readaptó a la aeronave, cuando contaba con un total de 24.1 hs de vuelo (16.0 hs en travesía), el 09 SET 09, realizó un vuelo de entrenamiento local de 00:30 hs y el 19 SET 09, fue habilitado para llevar acompañante. La Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC – Dirección Licencias al Personal – Departamento Registro, informó que el Piloto tenía habilitación para monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg y que no había copia de la última foliación archivada en el legajo aeronáutico y no registraba accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores. Información sobre la aeronave Avión marca Luscombe, modelo 8 E; número de serie 5000, fabricado por Luscombe Airplane Corp. USA, el 14 ABR 47. Es una aeronave monomotor terrestre de construcción metálica, con tren de aterrizaje fijo del tipo convencional, de dos plazas lado a lado. Célula Poseía un Certificado de Aeronavegabilidad de Clasificación Estándar, Categoría Normal, emitido el 13 AGO 99, hasta el 31 OCT 09. El Certificado de Matrícula fue expedido el 08 FEB 08. Según el último Formulario 337 del 01DIC 08 (fecha no coincidente con la del Certificado de Aeronavegabilidad), se le efectuó una inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el Aerotaller 1B‐197, registrando 4.666,05 hs de Total General (TG), 450,35 hs Desde Última Recorrida General (DURG), quedando habilitado hasta diciembre de 2009. Al momento del accidente tenía asentado en la Libreta Historial de Planeador 4.766,0 hs de TG, y 98,55 hs Desde Última Inspección (DUI). Motor Tenía instalado un motor marca Continental, modelo C‐85‐12 F, número de serie 27524‐7‐8 de 85 HP. Según último Formulario 337, del 01 DIC 08, se le efectuó una inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el Aerotaller 1B‐197, registrando 5.959,50 hs de TG, 1.307,30 hs DURG, quedando habilitado hasta 1.800 hs o 12 años. 263
Al momento del accidente tenía asentado en la Libreta Historial de Motor 6.059,35 hs de TG, 1.407,25 hs de DURG (Tenía asentado una hora de más, con respecto a la Libreta Historial de Planeador). El consumo horario en crucero era de 15 lts/h y el combustible utilizado era aeronafta 100 LL. Hélice El motor estaba equipado con una hélice marca Mc Cauley, modelo 1B‐90, número de serie 27943; bipala de construcción metálica y paso fijo. Según último Formulario 337 del 01 DIC 08, se le efectuó una inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el taller 1B‐197, registrando Sin Antecedentes (S/A) de TG, 450,35 hs DURG, quedando habilitada hasta 2.000 hs ó 72 meses. Al momento del accidente y por las horas asentadas en el Formulario 337, sumadas a las horas voladas registradas en la Libreta Historial de Planeador, la hélice tendría 549,25 hs DURG. Peso y Balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente era el siguiente: Vacío: 450.5 kg Piloto: 65 kg Acompañante: 75 kg Combustible (43 lts x 0.72): 31 kg Total al momento del accidente: 621.5 kg Máximo de despegue/ Aterrizaje (PMD/ PMA): 635 kg Diferencia: 13.5 kg en menos respecto al PMA. Al momento del accidente, la aeronave tenía su CG dentro de los parámetros establecidos por el fabricante, en concordancia a la Planilla de Masa y Balanceo, remitida por la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC – Dirección de Aeronavegabilidad, de fecha 16 DIC 93. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorógico Nacional (SMN), con datos inferidos, obtenidos, de los registros horarios de la Estaciones Meteorológicas de los Aeródromos Río Cuarto, Villa Dolores y Pilar Observatorio, interpolados a la hora y lugar del accidente, analizado también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, era: Viento: 360º/18 kt ‐ RAF 22 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 18.1º C; Temperatura Punto de Rocío: ‐2.0º C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1015.1 hPa y Humedad Relativa: 25 %. Consultados los registros obrantes en las Estaciones Meteorológicas del Aeropuerto Córdoba y Escuela de Aviación Militar, ambos coincidieron que el viento en dichos aeródromos a las 20:00 y 21:00 hs, era de los 050º con una intensidad entre los 18 y 19 kt, con ráfagas superiores. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en la pista 34 del AD Villa Rumipal (VRU), Público, No Controlado, ubicado al ENE de la localidad del mismo nombre; Tiene una pista de asfalto con orientación 16/34 de 1.253 m de largo por 23 m de ancho. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 32º 11’ 15’’ S y 064º 29’ 15’’ W, con elevación de 666 m. Aproximadamente a 170 m al Este de la pista y en forma paralela, se encontraba una línea de árboles de unos 20 m de altura y 5 m posterior existían viviendas. Información sobre la aeronave y el impacto Durante el aterrizaje por la pista 34, después de tocar a 97 m del umbral con la rueda izquierda, la 264
aeronave se deslizó hacia ese mismo lado, sector Oeste del eje de pista, derrapando con dicha rueda. Luego de recorrer unos 50 m desde el toque, por efecto veleta se fue enfrentando al viento y se desplazó hacia el centro de la pista, de costado y 54 m posterior cruzó el eje, donde rompió la pata izquierda del tren del aterrizaje principal, quedando la misma debajo del fuselaje y al lado de la rueda derecha. En ese lugar, el semiplano izquierdo y la hélice impactaron contra la superficie de la pista. Por la acción del rozamiento de la parte inferior izquierda del fuselaje y del extremo del semiplano, la aeronave efectuó un giro hacia la izquierda, quedando detenida 9 m más adelante, con rumbo 200º. Supervivencia Los ocupantes de la aeronave abandonaron la misma por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Los cinturones de seguridad y las fijaciones de los asientos, resistieron los esfuerzos a los que fueron sometidos. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, los investigadores observaron que en la superficie de la pista había dos marcas, una perteneciente a la rueda izquierda del tren de aterrizaje principal y la segunda a la de cola; dichas trazas se iniciaron en el centro de la pista, se fueron corriendo hacia la izquierda, para luego desplazarse hacia el eje, lugar donde se fracturó la pata izquierda del tren de aterrizaje principal. La marca de la rueda de cola, se fue deslizando hacia la izquierda, sobrepasando en el mismo sentido a la dejada por la rueda principal. El Manual de Vuelo del Luscombe 8‐E, no especifica los límites de operación con viento de costado, como en los de muchas aeronaves de bajo porte, monomotores de la Aviación General. Para tener parámetros de referencia en aeronaves de similares performances, se consultó el Manual del Piloto del C‐182, confeccionado por el Instituto Nacional de Aviación Civil (Unidad Rectora de la FAA para la operación en este tipo de aeronave), que determina las siguientes limitaciones para la operación con viento: “De frente: 40 kt, a 90º 17 kt, De cola 10 kt” y contiene un gráfico de coordenadas cartesianas para determinar la componente de viento cuando el mismo procede de otra dirección, que para un viento de los 70º, el límite de operación es de 18 kt. En la Libreta Historial de planeador, en el folio 63 de fecha 03 FEB 09, tenía registrado 0.8 hs la duración del vuelo de ese día, a diferencia de la Libreta Historial del motor, en el folio 86 de la misma fecha, se registró 1.8 hs, el error se trasladó hasta el último registro de fecha 24 SET 09. El 13 MAY 05 se instalaron patas de tren de aterrizaje principal nuevas, en el TAR 1B 197, según documento obrante en el expediente. El Piloto es hermano de uno de los propietarios de la aeronave, quien a su vez, es Instructor Vuelo y lo adaptó a la misma. Información orgánica y de dirección: La aeronave, era de propiedad privada, utilizada para vuelos de Aviación General. Información adicional En el manual del Curso de Instrucción Reconocida y Registro de Vuelo para Piloto Privado de Avión, en la página 103 especifica: Aterrizaje con viento cruzado Es el mismo procedimiento que para el aterrizaje normal pero, como por el efecto del viento el eje longitudinal del avión no coincide con el eje de la pista en la aproximación final, cuando llega el momento de romper el planeo se debe bajar el plano del lado del viento y aplicar pedal contrario para enfrentar los ejes del avión y de la pista. Por lo tanto tocará primero la rueda del lado del viento y luego la otra. La Unidad Rectora de la Fuerza Aérea Argentina, determinó como máxima componente de viento 265
cruzado (de los 90º) 17 kt y de los 70º 18 kt, para la operación del C‐182, aeronave de tren de aterrizaje tipo triciclo, equipada con un motor de 230 HP de potencia, y más pesada que el LV‐NWD, aeronave con tren de aterrizaje tipo convencional y un motor de 85 HP. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos El Piloto después de haber finalizado el curso de Piloto Privado de Avión y obtenido la Licencia correspondiente, voló 23.1 hs, de las cuales 16.0 hs fueron de travesía y sólo 7.1 hs de vuelo sobre Aeródromo con 24 aterrizajes. Se mantuvo inactivo durante 5 meses y luego de reiniciada la actividad, realizó 2.5 hs de vuelo local, lo que permite apreciar, que al momento del accidente, el mismo habría tenido escaso entrenamiento, muy poca experiencia y probablemente, no era diestro en las técnicas de aterrizaje con viento cruzado. De acuerdo con lo especificado en el párrafo 1.18.4, se apreció que la operación de despegue y aterrizaje con viento de costado, debería ser más restrictiva para el SL‐8‐E. Haber dejado sobre la superficie de la pista sólo las marcas del rozamiento de la rueda izquierda del tren de aterrizaje principal y de la de cola y pasando ésta a la izquierda de la traza de la primera, fue producto que la aeronave se desplazó de costado, derrapando dichas ruedas, lo que colige que la rueda derecha no rozó la pista, y el aterrizaje fue realizado probablemente, con el plano del lado del viento levantado. Los datos de viento inferidos por el SMN, que procedían del N, fueron tomados del AD Río Cuarto sito al sur de Villa Rumipal; Villa Dolores, que está ubicado al Oeste, del otro lado de las sierras grandes y Pilar que se encuentra al Noreste sobre el llano y realiza la observación cada 3 hs; mientras que tanto el viento de los AD ESC como CBA que están al norte del lugar del accidente, era de los 050º y por las características del terreno y ubicación geográfica de la zona, al Este y en cercanías de las sierras chicas, es muy probable que al momento del accidente, el viento también haya provenido del sector NE, coincidente con la observación de la manga, según lo declarado por el Piloto. Si el viento provenía del sector Noreste, se infiere que la línea de árboles y las viviendas ubicadas al este de la pista, probablemente, podrían haber provocado turbulencia mecánica en la misma y zonas aledañas. Aspectos técnicos De acuerdo con los registros y constancias de la documentación de la aeronave, surge que el mantenimiento de la misma, se efectuó según las especificaciones técnicas establecidas por el fabricante y la DA. La pata izquierda del tren de aterrizaje principal, se fracturó porque al derrapar la aeronave de costado sobre la superficie de la pista y sin estar apoyada la rueda derecha, fue sometida a esfuerzos laterales superiores a los de la resistencia del material. Hechos definidos El Piloto poseía la licencia y habilitaciones para efectuar el vuelo. El Piloto tenía escaso entrenamiento, adiestramiento y experiencia. La aeronave tenía los Certificados de Aeronavegabilidad y Matrícula en vigencia. El Peso y Balanceo de la aeronave al momento del accidente, estaban dentro de los límites establecidos en la última Planilla de Masa y Balanceo del Manual de Vuelo. La aeronave no presentó fallas de origen técnico que pudieran haber influido en la ocurrencia del accidente. El aterrizaje fue realizado con fuerte viento de costado. No hay traza de la rueda derecha en la pista. El toque habría sido realizado con el semiplano del lado del viento levantado. Se perdió el control direccional de la aeronave, la cual se desplazó de costado (derrapando). El aterrizaje se efectuó sin aplicar adecuadamente, la técnica de aterrizaje con viento cruzado. 266
Las condiciones meteorológicas (viento y probable turbulencia mecánica), tuvieron influencia en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de aterrizaje, pérdida de control de la aeronave, con rotura de la pata izquierda del tren de aterrizaje principal, deformación del plano del mismo lado y de la hélice; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo, para realizar el aterrizaje con viento de costado. Factores Contribuyentes 1) Escasa experiencia de vuelo y en la aeronave. 2) Viento cruzado a la pista utilizada y probable turbulencia mecánica. Recomendaciones sobre seguridad A los propietarios de la aeronave Considerar la necesidad de que los Pilotos que vuelen su aeronave, hayan tenido instrucción adecuada, especialmente de técnicas de aterrizaje con viento cruzado; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, materiales propios y de terceros que pudieran ser afectados. A la ANAC – Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Aeronavegabilidad Considerar la conveniencia de realizar los estudios más adecuados relacionados con la incorporación en los Manuales de Vuelo de las aeronaves livianas de Aviación General, que no lo tengan, los límites de operación de despegue y aterrizaje con viento de frente, costado y cola. A la ANAC – Dirección Nacional de Seguridad Operacional – Dirección de Licencias al Personal El Piloto de la aeronave, en su Licencia de Piloto Privado estaba habilitado para volar “monomotores terrestres hasta 5.700 kg” y en su Libro de Vuelo tenía registrada su actividad sólo en Luscombe 8‐B, por lo tanto no habría estado habilitado para multimotores, por lo que se recomienda: Considerar la necesidad que el Departamento Registro tome las medidas más adecuadas, al confeccionar los Informes solicitados; a los efectos de no incurrir en errores en la información destinada para la Investigación Técnica de un accidente. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Coronel OLMEDO, Pcia. de Córdoba. FECHA: 29 SET 09 HORA: 18:50 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐11‐C MATRÍCULA: LV‐ZCZ PILOTO: Licencia Instructor de Vuelo Avión PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El 29 SET 09, a las 17:30 hs, el Instructor de Vuelo en la aeronave PA‐11‐C, matrícula LV‐ZCZ, inició el primer vuelo de instrucción con un alumno, practicó distintas maniobras y tres aterrizajes sin novedad. A las 18:30 hs cambió de alumno y comenzó el segundo vuelo del día; en éste tenía que realizar prácticas de aproximaciones y aterrizajes completos. A las 18:50 hs, en el segundo aterrizaje, durante la sub‐fase de recorrido de aterrizaje, el Instructor de Vuelo escuchó un fuerte ruido en el tren principal 267
derecho y percibió que la aeronave se inclinaba hacia la derecha. La misma continuó su trayectoria aproximadamente 40 m y quedó detenida en el lugar apoyada sobre la parte inferior del fuselaje. El accidente ocurrió por la tarde, con iluminación diurna y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves 1 ‐‐ ‐‐
Ninguna 1 ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Trapecio del “sandow” amortiguador lado derecho, quebrado; generador y paletas impulsoras del mismo, destruidas. Motor: Posibles daños internos por detención brusca. Hélice: Una de sus palas quedó doblada hacia atrás a partir del 65% de su longitud. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal Instructor de Vuelo El Instructor de Vuelo, de 46 años de edad, era titular de la Licencia Instructor de Vuelo Avión (IVA), con habilitaciones para: Instrucción de Alumnos y Pilotos hasta el nivel de Licencia y Habilitaciones de Piloto de Avión que es Titular; poseía además las Licencias Piloto Privado de Avión (PPA) y Piloto Comercial de Avión (PCA). De acuerdo con el informe emitido por la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, el Piloto no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores a la fecha del presente accidente y tenía archivado el último foliado en su Legajo Aeronáutico, con fecha 07 NOV 08. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, correspondiente a la Licencia PPA (Clase II), se encontraba vigente hasta el 30 SET 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas de acuerdo con sus manifestaciones era la siguiente: Total: 3076.0 Últimos 90 días: 90.0 Últimos 30 días: 30.0 El día del accidente: 1.3 En la aeronave accidentada: 2000.0 Como Instructor de Vuelo: 2185.0 Alumno Piloto De acuerdo con lo informado por la Dirección de Licencias al Personal, de la ANAC, el Alumno Piloto, de 42 años de edad, a la fecha del accidente, no era poseedor de ningún documento de idoneidad aeronáutica; el mismo se encontraba realizando el Curso de PPA. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, apto para rendir examen práctico para la Licencia PPA, se encontraba vigente hasta el 31 AGO 2010. De acuerdo con los datos aportados por el Alumno Piloto, su experiencia de vuelo expresada en horas era la siguiente: Total: 18.0 (Curso PPA) 268
Últimos 90 días: 18.0 Últimos 30 días: 15.0 El día del accidente: 0.7 En la aeronave accidentada: 18.0 Información sobre la aeronave Aeronave monomotor marca Piper, modelo PA‐11‐C, fabricado en Estados Unidos, por la Piper Aircraft Corporation en el año 1941, N° de serie 7908, matrícula LV‐ZCZ, de ala alta con montantes, fuselaje de tubos de acero soldados y revestimiento en tela, biplaza en tándem, equipado con comandos de vuelo dobles, tren de aterrizaje convencional fijo, con amortiguador de cordones de goma (“sandows”), cubiertas principales de baja presión, frenos hidráulicos y conjunto rueda de cola móvil. Poseía Certificado de Aeronavegabilidad Standard, categoría Normal, emitido el 18 DIC 02; Certificado de Inscripción de Propiedad con fecha de inscripción 11 NOV 98 y de Matriculación de fecha 24 JUN 42. Célula De acuerdo con el Formulario DA 337, de fecha 19 JUN 09, se le efectúo una inspección de 1.000 hs, cuando registraba 16.588,6 hs de Total General (TG). Al momento del accidente, la aeronave registraba 16.965 hs de TG y 376,4 de DURG. En la documentación de mantenimiento no había registros de inspecciones intermedias (por ejemplo de 100 hs), luego de la inspección de 1.000 hs mencionada. En el Historial de Aeronave, no figuraban registros de los aterrizajes realizados. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Continental, modelo C 85‐12F, Número de Serie 4097‐6‐12, de 85 HP de potencia. De acuerdo con el Formulario DA 337, de fecha 19 SET 08, se le efectuó recorrida general en el Taller Aeronáutico de Reparación 1B‐256, cuando contaba con 6.576,3 hs de TG y 04 hs DURG (banco), quedando habilitado hasta 1.800 hs DURG o por tiempo hasta el 19 SET 20. De acuerdo a lo asentado en la Libreta Historial, al momento del accidente, registraba 7.972,6 hs de TG y 1.364,4 hs DUR. No había registro de inspecciones posteriores al 19 SET 09. El consumo horario, de combustible 100 LL, era de 20 l/h. Hélice El motor de la aeronave estaba equipado con una hélice bipala metálica de paso fijo, marca Mc Cauley, modelo 1A90/CF 7148 y N° de serie 1924. No poseía Libreta Historial. De acuerdo al Formulario DA 337, de fecha 19 JUN 09, no se registraron antecedentes de las horas de TG y 998,5 DURG, quedando habilitada hasta 2.000 hs o por tiempo de 6 años. Peso y balanceo de la aeronave El Peso Máximo de Despegue/ Aterrizaje (PMD/PMA) certificado era de 554 kg. El Peso Vacío (PV) era de 362 kg, según la última Planilla de Peso y Balanceo, confeccionada el 08 SET 08, por el TAR 1B‐256. Al momento del accidente, el cálculo de los pesos de la aeronave eran los siguientes: Vacío: 362 kg Instructor de vuelo: 70 kg Alumno: 92 kg Combustible (33 lts x 0,72): 24 kg Total al momento del accidente: 548 kg PMD/PMA: 554 kg 269
Diferencia: 6 kg en menos respecto al PMA. Para el Peso previamente calculado, el CG se encontraba dentro de la envolvente de vuelo prevista por el fabricante. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados al lugar del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, indicaba: Viento: 070°/06 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 2/8 CU 600 m; Temperatura: 16,8° C; Temperatura Punto de Rocío: 7,5° C; Presión a Nivel Medio del MAR: 1028,7 hPa; Humedad Relativa: 18 %. Información sobre el aeródromo El accidente ocurrió en la pista 04 del Aeródromo (AD) Coronel Olmedo (EDO), Público, No controlado, ubicado a 1,2 Km al S de la localidad homónima, en la Provincia de Córdoba. Poseía una pista con orientación 04/22, de 775 x 50 m de largo y ancho respectivamente, de tierra, superficie dura con pasto. Las coordenadas del lugar eran: S 31° 28’ 58’’ y W 064° 09’ 03’’, con una elevación de 432 m. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave después del aterrizaje en la pista 04, durante el recorrido del mismo, a 200 m aproximadamente, desde el umbral, comenzó a inclinarse hacia la derecha como consecuencia de la rotura de la estructura tubular de la pata derecha del tren principal de aterrizaje. Esta circunstancia provocó que el generador, ubicado en el parante transversal del mismo, impactara contra la superficie de la pista, haciendo que se desprendan las paletas impulsoras, que quedaron esparcidas sobre la superficie de la pista. Continuó su recorrido en el mismo sentido unos 40 m aproximadamente, lugar donde el cable tensor de acero se cortó y el tren de aterrizaje colapsó, impactando una de las palas de la hélice contra el terreno. La aeronave quedó detenida sobre la superficie de la pista con rumbo 060°, apoyada sobre la parte inferior del fuselaje. Supervivencia Durante el accidente, la fijación y anclaje de los asientos resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos y los cinturones no se cortaron. Al no estar equipada la aeronave, con arnés de hombros, el accidenteprovocó que el Alumno Piloto golpease su frente contra el parante superior delantero de la cabina, ante la detención brusca de la misma, sufriendo una herida leve. El Instructor de Vuelo y el Alumno Piloto abandonaron la aeronave por sus propios medios. El Plan de Emergencia del aeródromo fue activado ante la ocurrencia del accidente y el servicio de emergencias médicas se hizo presente en el aeródromo para brindar atención primaria a los tripulantes. Ensayos e investigaciones Se recorrió la pista, donde se observó que tenía el pasto bien cortado y la misma no presentaba pozos, baches ni hendiduras en la zona recorrida por la aeronave. Sólo se encontraron rastros en el terreno dejados por el impacto de las paletas impulsoras del generador, con dispersión de las mismas. En el lugar del accidente se realizó, la comprobación de los comandos de vuelo no encontrándose novedad, también se inspeccionó visualmente el motor, no observándose pérdidas de fluidos, fisuras o 270
componentes flojos. La aeronave fue trasladada al hangar del Aeroclub, donde se procedió al desarme de la estructura tubular del tren de aterrizaje principal, para su posterior ensayo. También se observó en forma visual un marcado desgaste superficial de algunos hilos del cable tensor de acero producida por roces con elementos extraños. Se envió al laboratorio de Ensayos de Materiales de la Fábrica Argentina de Aviones (FAdeA), componentes del tren de aterrizaje (estructura tubular y cable de acero), para determinar las causas de la rotura mediante estudios Fractográficos y Físico Químicos. El informe recibido de FAdeA determinó que: “La rotura de la estructura tubular del tren de aterrizaje, se produce estrictamente por la acción excluyente de cargas superiores al límite de resistencia del material, aún considerando el debilitamiento de las secciones diferentes derivado de las uniones soldadas”. El informe también concluyó que: “El cable de acero se fractura por la acción excluyente de una carga a tracción superior al límite de resistencia de material”. La marca dejada por la hélice de la aeronave sobre el terreno y la dobladura de una de sus palas, indicó que el motor estaba funcionando a bajas RPM, al momento del accidente. Información orgánica y de dirección La Institución Aerodeportiva es una Asociación Civil sin fines de lucro, creada en el año 1919; funcionaba como Escuela de Vuelo para pilotaje aéreo con motor; la misma se encuentra ubicada en el mismo AD. Poseía dos aeronaves, un Cessna 140 (LV‐NIP) y un Piper PA‐11‐C (LV‐ZCZ), ambas afectadas al Aeroclub de acuerdo a la disposición emitida por la DHA Nº 119/1998. El Instructor de Vuelo también estaba afectado al Aeroclub de acuerdo con la Disposición antes mencionada. Información adicional Como consecuencia del accidente el aeródromo (AD) Coronel Olmedo (EDO) fue clausurado según NOTAM SERIE Nº 5476, por 4 hs. Según lo manifestado tanto por el Instructor de Vuelo como por el Alumno Piloto, en la inspección exterior previa al vuelo, no advirtieron ninguna anormalidad en el tren de aterrizaje. La Dirección de Licencias al Personal informó que no había copia de la última foliación archivada en el Legajo Aeronáutico. El Instructor de Vuelo presentó copia del Libro de Vuelo foliado con fecha 07 NOV 08. El Alumno Piloto manifestó que el primer aterrizaje realizado durante su turno de instrucción en vuelo lo ejecutó el Instructor de Vuelo. La aeronave en un período de dos años tuvo tres accidentes (13 AGO 2008 – Disposición JIAAC 47/09) y (06 MAR 09, Investigación Técnica en proceso), siendo este accidente el tercero, todos con daños en el tren de aterrizaje. Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC) – Parte 91 Reglas de Vuelo y Operación General, reglamentan al respecto: ANÁLISIS Aspectos operativos De las investigaciones realizadas se desprende que no se encontraron huellas dejadas por el toque de la aeronave en la pista y tampoco golpes en la zona del fuselaje y cono de cola; por ello se determinó que el procedimiento de aproximación y aterrizaje habría sido correcto, aunque el toque contra el terreno de superficie dura, probablemente pudo haber sido significativo. Por las declaraciones y en razón de que ambos ocupantes de la aeronave no tuvieron lesiones que impliquen, interpretar demasiada violencia en el impacto de la aeronave contra el terreno, se pudo apreciar como factores contribuyentes, que probables esfuerzos de numerosos aterrizajes anteriores, podrían haber contribuido al colapso del tren de aterrizaje. Se consideró que la aeronave, al ser utilizada para la actividad “Avión Escuela”, probablemente, estuvo sometida a continuas exigencias de sobrecargas en vuelos de instrucción, en la formación inicial de pilotos. 271
Aspectos técnicos La aeronave no estaba en condiciones de aeronavegabilidad, dado que no había asentamiento en sus Historiales, de inspecciones posteriores a la recorrida general; por lo tanto pudo concluirse que habría volado 376,4 hs, sin intervención técnica. En esta situación, no se cumplió con los requisitos de la RAAC 91.409 (b) “Inspecciones”, para la operación de una aeronave y 91.417 (a) (1) “Registros de Mantenimiento”, que debe conservar el propietario o explotador de una aeronave. Considerando el informe de FAdeA, la rotura de la estructura tubular del trapecio del tren de aterrizaje y el corte del cable tensor de acero, se produjo por la acción excluyente de cargas superiores al límite de resistencia del material, como consecuencia del impacto final recibido, durante un probable toque brusco en el aterrizaje. Además de esto, debe tenerse en cuenta el año de fabricación de la misma (1941 – 69 años de antigüedad), la intensa actividad desarrollada por ésta, de 16.965 hs en ese período, especialmente en los últimos 10 meses, con 1.000 hs voladas y ser utilizada significativamente para el tipo de actividad de instrucción de vuelo y entrenamiento de pilotos. Hechos definidos El Instructor de Vuelo poseía la Licencias y Habilitaciones correspondientes, para el tipo de vuelo que estaba realizando. Su Certificado de Aptitud Psicofísica estaba vigente. El mismo poseía el entrenamiento y adiestramiento necesario para impartir instrucción práctica, en esta fase de la instrucción en vuelo. El Alumno Piloto poseía el certificado de Aptitud Psicofísica en vigencia. La aeronave tenía los Certificados de Matriculación y Propiedad en vigencia. La misma no estaba aeronavegable, dado que no había registros de inspecciones en los intervalos de 100 hs, establecidos en las RAAC. El Peso y el Centro de Gravedad de la aeronave, al momento del accidente, estaban dentro de los parámetros estipulados por el fabricante. La aeronave era utilizada como avión escuela para la obtención de las Licencias Piloto Privado de Avión y Piloto Aeroaplicador. La estructura tubular del tren de aterrizaje colapsó durante el aterrizaje. La estructura tubular y cable tensor de acero del tren de aterrizaje se rompió, por haber sido sometidos a cargas superiores a los límites de resistencia de los materiales. Causa En un vuelo de instrucción, en la fase de aterrizaje, durante el recorrido del mismo, rotura del tren principal de aterrizaje; debido a haber sido sometido a cargas superiores a los límites de resistencia de los materiales. Factores contribuyentes 1)
Probable aterrizaje brusco. 2)
Mayor exigencia del material, por significativa utilización de la aeronave, en instrucción de vuelo y entrenamiento de pilotos. Recomendaciones de seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de ajustar el plan de mantenimiento de la aeronave, a lo normado por las regulaciones vigentes y a las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional ‐ Dirección de Aeronavegabilidad 272
Se reiteran las recomendaciones realizadas en su oportunidad en referencia al accidente protagonizado por la misma aeronave el 13 AGO 08 (Disposición 47/2009, de fecha 19 de octubre de 2009). Considerar la factibilidad de establecer una normativa sobre la obligatoriedad de que se coloquen arneses de hombro, en las aeronaves que carezcan de estos elementos de seguridad y que sean utilizados especialmente como aviones escuela; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional. Dirección de Licencias al Personal – Dpto. Registro Considerar la posibilidad de instrumentar un sistema, para mantener actualizado el registro de los archivos de foliado, del personal de pilotos. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD San Martín, Pcia. de Mendoza FECHA: 04 OCT 09 HORA: 17:15 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Piper MODELO: PA‐A‐38‐112 MATRÍCULA: LV‐ONV INSPECTOR DE VUELO: Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión (TLA) ALUMNO PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión (PPA), en trámite. PROPIETARIO: Aeroclub Reseña del vuelo El 04 OCT 09 el Inspector de Vuelo, en cumplimiento de la Orden de Inspección Nº 3294/09, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional, de la Administración Nacional de Aviación Civil (ANAC), se presentó, en horas de la mañana en el Aeroclub, sito en el Aeródromo San Martín (AD STI), Provincia de Mendoza, para inspeccionar a tres pilotos. Luego de tomar los exámenes teóricos, se hizo una reunión previa al vuelo sobre los temas de inspección, se chequeó la meteorología y se inició el primer vuelo a las 13:30 hs. A las 16:00 hs despegó con el Alumno Piloto, en la aeronave matrícula LV‐ONV, para realizar la inspección para Piloto Privado de Avión (PPA), con habilitación VFR controlado. Luego de volar en el Aeródromo local, se dirigieron al Aeropuerto Mendoza / El Plumerillo (AP SAME), para completar la fase de VFR controlado. Finalizaron la misma y regresaron al AD STI; posterior a un toque y despegue, la aeronave cayó bruscamente sobre la pista, se desplazó hacia la derecha, salió de la franja de pista y se detuvo en un sector de campo, contra unos arbustos. El accidente ocurrió de día y en condiciones meteorológicas visuales. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros
Mortales ‐‐ ‐‐
‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 2 ‐‐
‐‐
Daños en la aeronave Célula: Desprendimiento completo de la pata del tren principal izquierdo. Rotura del tren de nariz. Daños en ambos semiplanos de ala, arrugas en cono de cola y en el fuselaje, por detrás de la puerta del lado izquierdo. Motor: Detención brusca sin daños aparentes. Rotura de bancadas del motor y capó inferior. Hélice: Dobladura de ambas palas. 273
Daños en general: De importancia. Información sobre el personal Inspector de Vuelo El Inspector de Vuelo, de 45 años de edad, poseía la Licencia Piloto Transporte de Línea Aérea Avión (TLA), con las habilitaciones para: Vuelo nocturno, vuelo por instrumentos, monomotores terrestres hasta 5.700 kg, multimotores terrestres hasta 5.700 kg; F28, IA 50, LJ31, LJ35, LJ25, aeronave propulsada a reacción menor de 5.700kg, aeronave propulsada por turbohélice menor a 5.700 kg. Poseía además las Licencias de: Piloto Comercial de Primera Clase Avión, Piloto Aeroaplicador Avión, Instructor de Vuelo Avión. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, correspondiente a las Licencias (Clase I), se encontraba en vigencia hasta el 28 FEB 10. La experiencia de vuelo expresada en horas, a la fecha del accidente, era la siguiente: Total de vuelo: 3.300.0 Últimos 90 días: 62.9 Últimos 30 días: 28.0 El día del accidente: 3.6 En el tipo de avión accidentado: 28.4 hs; en los últimos dos meses. De acuerdo con lo informado por la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, el Inspector de Vuelo se encontraba en el listado de Inspectores habilitados en la aeronave de referencia. De acuerdo con su declaración, el Inspector de Vuelo ocupaba el asiento de la derecha, oficiando a su vez, de Comandante de Aeronave. Alumno Piloto El Alumno Piloto, de nacionalidad argentina, de 20 años de edad, Licencia en trámite, fue presentado en Solicitud de Examen Práctico, para Piloto Privado de Avión con VFR Controlado, por el Instructor de Vuelo y el Presidente del Aeroclub, el 14 SET 09; ante la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, Organismo que designó al Inspector de Vuelo. De acuerdo con lo informado por el INMAE, a la fecha del suceso, se encontraba con Aptitud Otorgada: Apto, sin limitaciones, sin observaciones; habilitado hasta el 30 NOV 09. De acuerdo con la copia presentada por el Aeroclub, con sello y firma de Escribano, del Formulario Solicitud de Licencia / Certificado de Competencia de Piloto y/o Habilitación Adicional, de la ANAC, (Sexta Parte ‐ Experiencia de Vuelo), declarado y firmado por el Alumno Piloto, certificado por el Instructor de Vuelo del Aeroclub; y (Séptima Parte – Certificación del Examen), certificado por el Inspector de Vuelo; constaba que el Alumno Piloto habría recibido, en el tipo de aeronave accidentada, un total de 29.9 hs de Instrucción Doble Comando, habiendo volado un total de 10.1 hs como Alumno Piloto solo; totalizando 40.0 hs de vuelo. Asimismo, de acuerdo con copias de Planillas de Instrucción, presentadas por el Aeroclub, con sello y firma de Escribano, firmadas por el Alumno Piloto y certificadas por el Instructor de Vuelo del Aeroclub; constaba que el Alumno Piloto habría recibido, Lecciones de Vuelo de Instrucción Doble Comando, incluyendo prácticas de aproximaciones y pérdidas, emergencias simuladas en vuelo y en circuito. Información sobre la aeronave Aeronave marca Piper, modelo PA‐A‐38‐112, número de serie: AR‐38‐80A0191, matrícula: LV‐ONV, fabricada en la República Argentina por Chincul S.A. Monomotor terrestre, biplaza, lado a lado, de comandos dobles, monoplano de ala baja; el fuselaje de estructura semimonocoque, totalmente metálico con recubrimiento remachado; tiene dos puertas de 274
acceso a la cabina (una a cada lado del fuselaje), abisagradas por delante, que permiten la entrada y salida por las pedanas dispuestas en cada ala. El ala es de construcción cantilever de perfil de flujo laminar y totalmente metálica, con excepción de los bordes marginales que son desmontables y construidos en termoplástico. Posee un larguero principal de sección “I”, que se extiende a todo lo largo del ala llegando hasta el centro, en donde se une con el otro larguero en una unión a tope, conformando de esa manera un larguero continuo; este larguero está fijado a cada lado del fuselaje y al túnel central del mismo. El larguero trasero de cada ala, se extiende desde cada borde marginal a la raíz del ala y está abulonado a la toma ubicada en el costado del fuselaje; posee flaps y el empenaje es de configuración “T”, con el estabilizador horizontal fijo, colocado en la parte superior de la deriva. El tren de aterrizaje se encontraba equipado con llantas Cleveland 5,00 x 5 en las tres patas. El conjunto de frenos hidráulicos era tipo disco simple instalados en las ruedas principales. Las patas principales son de hoja de ballesta de acero simple. El amortiguador de la pata de nariz es del tipo óleo‐neumático. Célula Al momento del accidente, poseía un Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, categoría Normal, emitido el 12 ENE 99 con vencimiento en NOV 2009, según constaba en formulario DNA 337, expedido por el TAR 1B‐264. El 21 NOV 08, se le efectuó inspección de 1.000 hs para su rehabilitación anual, en cumplimiento del programa de mantenimiento, a las 3.007,2 hs de TG, según normas de fábrica, DNAR 43 y RAAC 91, en el mismo TAR; al 04 OCT 09 (fecha del acc.), registraba en Libreta Historial de aeronave Nº 3 (AV‐1233), 3.105,5 hs de Total General (TG) y 98,3 hs (DUR). Motor La aeronave estaba equipada con un motor alternativo de 4 cilindros horizontales opuestos, marca Lycoming, modelo O‐235 L2C, Serie L‐21891‐15, de 112 HP y 2600 RPM. La bancada de motor estaba construida con tubos de acero, rígidamente unidos al parallamas y provista de tomas de fijación para la pata de nariz del tren de aterrizaje. Según formulario DNA 337; el 21 NOV 08, con 2.991,4 hs de TG y 1.017,6 hs DURG, se le efectuó inspección de 100 hs para su rehabilitación anual en el mismo TAR; al 04 OCT 09 (fecha del acc.), registraba en Libreta Historial de aeronave N° 3 (MT‐2836), 3.089,7 hs de Total General (TG) y 1.115,9 hs Desde la Última Recorrida (DUR); quedando habilitado hasta las 2.400 hs DUR. El combustible utilizado era aeronafta 100LL y el consumo aproximado de 34 lts/h. Hélice El motor de la aeronave estaba equipado con una hélice marca Sensenich, modelo 72CK‐O‐56, serie N° K‐2491, metálica, bipala de paso fijo. Según el Formulario DNA 337, al 21 NOV O8, registraba 2.991,4 hs de TG y 880,2 hs de DURG; quedando habilitada hasta 2.000 hs DUR ó según estado. La hélice no poseía Libreta Historial y no surgieron en los Historiales de planeador y motor, registros que ratificaran los asientos que constaban en el formulario DNA 337. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran los siguientes: Básico: 493 kg Alumno Piloto: 69 kg Inspector de Vuelo: 100 kg Combustible: (47 lts x 0,72): 33,84 kg Total al momento del accidente: 695,84 kg 275
Peso Máximo de Aterrizaje (PMA): 757 kg Diferencia: 61,16 kg en menos respecto al PMA. La aeronave, al momento del accidente, habría tenido el Centro de Gravedad (CG), dentro de la envolvente de vuelo establecida por el fabricante, en el Manual de Vuelo de la misma. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional (SMN), con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo San Martín, interpolados a la hora y lugar del accidente, indicaba: Viento: 320°/05 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CU 1350 m, 3/8 AC 3600 m, 3/8 CI 6000 m; Temperatura: 27.9° C; Temperatura Punto de Rocío: 0.1° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 998.3 hPa y Humedad Relativa: 16%. Información sobre el aeródromo El lugar del accidente fue en el Aeródromo San Martín (AD STI), público no controlado, ubicado 3 km al NE de la localidad homónima, en la Provincia de Mendoza. Poseía dos pistas de tierra una con orientación 01/19 de 1200 x 50 m (F/S) y otra con orientación 03/21 de 770 x 45 m (E/S). Las coordenadas geográficas del lugar eran: 33° 03’ 58’’ S ‐ 068° 29’ 03’’ W, con una elevación de 2.282 ft (692 m), sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto El primer impacto de la aeronave fue contra la pista, en planta y sobre la rueda derecha del tren de aterrizaje principal, aproximadamente a 430 metros del umbral de la pista 03. Inmediatamente hizo contacto la rueda izquierda contra la pista, la rueda derecha impactó en el intradós del mismo lado y el semiplano tocó el suelo. Luego, la aeronave rebotó y se desplazó aproximadamente 30° hacia la derecha, sobrevolando unos cincuenta y tres metros aproximadamente y volvió a tocar el suelo con las dos ruedas del tren principal simultáneamente. Volvió a rebotar, sobrevoló 66 metros más, tocó en tres puntos y volvió a sobrevolar otros 50 m aproximadamente, donde la rueda derecha dejó una marca sobre la pista 01/19; la aeronave cruzó la pista citada y 40 m más adelante volvió hacer contacto con ambas ruedas del tren principal y comenzó a desplazarse sobre unos arbustos; a 23 m del último toque se rompió la pata izquierda del tren principal, quedando bajo el fuselaje y la pata del tren de nariz; impactando contra el terreno las dos palas de la hélice, las cuales se doblaron hacia delante. El capó de motor y los bordes de ataque de ambos semiplanos sufrieron abolladuras; arrugas en el fuselaje por encima del semiplano izquierdo y cono de cola. La aeronave quedó finalmente detenida con rumbo general 120°. No hubo dispersión de restos. Información médica y patológica El Inspector de Vuelo, que fue designado por no estar disponible alguno de los que habitualmente inspeccionan en esa zona, había realizado tres inspecciones de vuelo el día anterior y estaba próximo a finalizar la última inspección, de otras tres, cuando ocurrió el accidente; pudiéndose haber configurado una probable situación de cansancio, exceso de confianza o complacencia. Supervivencia Los cinturones, arneses y anclajes, soportaron los esfuerzos a los que fueron sometidos, sin evidenciar daños. Ambos ocupantes abandonaron la aeronave por sus propios medios, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Se comprobó que previo al primer contacto de la aeronave con la pista, ningún componente o parte de 276
la misma se desprendió en vuelo. Se verificó la libertad de movimiento de todas las superficies móviles de la aeronave, las cuales se encontraron sin novedad, excepto las pedaleras que se encontraban trabadas, debido a los daños que se produjeron en el tren de aterrizaje de nariz. Se descapotó el motor y se realizó una inspección visual. Se observó que las bancadas de éste se encontraban deformadas y la base de soporte inferior izquierda de apoyo contra el parallamas desprendida, no se percibieron pérdidas de fluidos. Dentro de la cabina, se observó que el comando de potencia del motor (acelerador) se encontraba en posición “atrás”, el comando de mezcla a la mitad de su recorrido y el comando del compensador del timón de profundidad, se hallaba en posición “todo atrás”. Ambas palas de la hélice presentaban dobladuras hacia adelante, una de sus palas mostraba una dobladura de 15°/20° al 75% desde su extremo y de 10°/15° al 80% del extremo de la otra pala, sin torsión sobre su eje longitudinal. Al girar la hélice manualmente, el motor presentaba libre movimiento y no se escucharon ruidos de rozamientos y / o de componentes sueltos en su interior. Se constató que los flaps se encontraban retraídos. Se comprobó que la alineación del timón de dirección (0°), coincidía con la posición de las pedaleras centradas. La llave selectora de tanque de combustible, se encontró en posición “tanque izquierdo”. En el lugar del accidente se extrajeron muestras de combustible de los tanques de la aeronave y se enviaron al laboratorio de ensayos, para analizar su estado y tipo. El resultado del laboratorio de ensayos mencionado informó que: “Las muestras analizadas presentan aspecto límpido y no se observan indicios de agua libre. Las partículas detectadas corresponden a óxidos férricos y silicatos provenientes de polvo atmosférico. No hay evidencias de partículas de naturaleza metálica”. “Ambos lotes analizados corresponden con las características técnicas establecidas en la norma ASTM D‐
910 para la categoría nafta 100LL o similar y las mismas no presentan evidencias de disminución y/o pérdidas de las propiedades físico‐químicas del material, por lo tanto se encuentran en estado normal de uso de acuerdo a la especificación técnica”. “El encuadramiento de los combustibles analizados corresponden a la categoría combustibles de uso aeronáutico (aeronaftas)”. Se retiraron y se enviaron las magnetos, bujías y cableado del motor para ensayos de condición y funcionamiento, a un TAR habilitado por la DA, en la Provincia de Buenos Aires. A los fines de comparar resultados, se enviaron los elementos mencionados en párrafo anterior, a otro TAR habilitado, en la Provincia de Córdoba. Los resultados de los Informes Técnicos son coincidentes: Magneto Nº 1: Estado Muy Bueno; Encablado: Cable 1, 2, 3 y 4 Muy Bueno; Magneto Nº 2: Estado Muy Bueno; Encablado: Cable 1, 2, y 4 Muy Bueno, N° 3 Bueno. Bujías: Estado y condición: Bueno, calidad de la chispa producida: Buena. Documentación técnica de la aeronave En Libretas Historiales de aeronave y de motor, el registro de horas de vuelo y funcionamiento respectivamente, fueron actualizadas posterior al accidente. En el control que se realizó a las libretas historiales (avión y motor), se constató a través del sistema SIDCRA (Sistema Integral de Datos del Comando de Regiones Aéreas), dos vuelos realizados en aeródromos no controlados, cuyos movimientos no se registraron en la mencionada documentación. Relacionado con el Inspector de Vuelo, no se pudo constatar vuelo de adaptación o readaptación, en el tipo de aeronave accidentada, certificado por Instructor de Vuelo, dejando constancia de la misma; en las copias del Libro de Vuelo presentadas por el Inspector de Vuelo. El mismo presentó copia de Planilla de Evaluación Práctica para la Obtención de la Categoría Inspector de Vuelo Etapa III, de la Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas, con su aprobación, de fecha 03 NOV 08; sin especificación de tipo de aeronave. De acuerdo con lo declarado por el Alumno Piloto, luego de un aterrizaje normal, dio motor y despegó con 75 kt, luego habría tomado los mandos el Inspector de Vuelo, quien ejerciendo presión de comando 277
hacia atrás, habría alcanzado 60 kt de velocidad, procediendo a presentar una emergencia simulada; cuando el alumno tomó los mandos y bajó la nariz, la aeronave habría entrado en una pérdida de sustentación a baja altura, reasumiendo los mandos el Inspector de Vuelo, sin poder evitar el impacto brusco de la aeronave contra la superficie de la pista. De acuerdo con lo declarado por el Inspector de Vuelo, el aterrizaje habría sido con toque muy adentro de la pista, con un despegue más cabreado de lo normal para lograr altura, que cuando se planteó la emergencia simulada la resolución habría sido buena, pero se picó el avión con demasiado ángulo, con recuperación brusca, y por las condiciones meteorológicas, baja presión, temperatura, el motor no habría respondido adecuadamente, impactando la aeronave contra el terreno; asimismo detalló que a partir de ése momento se hizo cargo de los mandos e intentó corregir la situación dando potencia, sin lograrlo totalmente, con posterior desvío, salida de pista, sucesivos toques e impactos con pérdida de velocidad, y finalmente la realización de una maniobra de protección, de desplazamiento lateral, hasta su detención final. Información orgánica y de dirección La aeronave era de propiedad de un Aeroclub, afectada y utilizada por la Escuela de Vuelo habilitada, para instrucción de pilotos. Información adicional Se obtuvo una copia de un video realizado por los familiares del Alumno Piloto, quienes se encontraban dentro del predio del aeródromo, presenciando la actividad aérea, que muestra el momento de la ocurrencia del suceso. En el mencionado video se observó que la aeronave se dirigió al aterrizaje sin los flaps extendidos. Se solicitó a la Dirección Nacional de Seguridad Operacional, de la ANAC, el listado de Inspectores de Vuelo habilitados en la aeronave de referencia, el Manual de Procedimientos para el desarrollo de la Inspección y el instructivo para el llenado del Formulario ANAC 01/09. Asimismo se solicitó y reiteró, las Normas Aeronáuticas establecidas sobre la adaptación, habilitación y requisitos para mantener la misma, de los Inspectores de Vuelo, vigentes a la fecha del suceso. Al respecto, el Director Nacional de Seguridad Operacional informó que al momento del suceso, el Inspector de Vuelo, se encontraba en el listado de Inspectores habilitados en la aeronave de referencia, que no existía un Manual de Procedimientos para el desarrollo de la Inspección por parte de los Inspectores de Vuelo y tampoco existía un instructivo para el llenado del Formulario ANAC 01/09. Además, en información ampliatoria, se informó : ”…Efectuado el análisis de la actividad llevada a cabo por el Inspector, la misma se encontraba dentro de los estándares fijados por la Autoridad Aeronáutica y lo ordenado por ésta Dirección.” No se recibió información solicitada, sobre Normas Aeronáuticas establecidas sobre la adaptación, habilitación y requisitos para mantener la misma, de los Inspectores de Vuelo, vigentes a la fecha del suceso. Al respecto, las RAAC Parte 61, no establecían información específica, a la fecha del accidente. El Inspector informó a los Investigadores, que habitualmente él no tomaba inspecciones en la zona de Mendoza, que normalmente desarrollaba su actividad en las Provincias de Buenos Aires y Santa Fe; pero debido a una orden repentina de suspender la actividad de los Inspectores adscriptos, fue designado para concurrir a dicha Inspección. En esta ocasión realizó tres inspecciones en zona de Mendoza, el día anterior y estaba próximo a finalizar otras tres, previo al accidente. Consideraciones para operar en aeródromos de alta cota La densidad del aire, es quizá el factor simple más importante que afecta al rendimiento del avión, pues influye en la sustentación, la resistencia, el rendimiento del motor y la eficiencia de la hélice. Recordemos que cuanto mayor es la temperatura menor es la densidad; que a menor presión menor densidad, y que a mayor altura le corresponde una menor densidad. La densidad es un factor que interviene en las fórmulas tanto de la sustentación como de la resistencia. De ambas, se infiere fácilmente que a mayor densidad mayor sustentación, mayor resistencia, y viceversa. Se infiere 278
entonces que cuanto mayor sea la altura de vuelo menor será la densidad y por tanto menor la sustentación y la resistencia al avance. Rendimiento del motor: El motor produce potencia en función del peso del aire que entra en los cilindros. Para un mismo régimen, el volumen de aire que entra es el mismo, pero el peso varía con la densidad: a mayor densidad mayor peso y viceversa. Esta variación de la densidad tiene dos efectos: por un lado el rendimiento del motor es menor cuanto menor sea la densidad, pero por otro, la cantidad de combustible a mezclar debe ser menor para mantener la proporción adecuada de la mezcla. Estos efectos no tienen incidencia en motores turboalimentados. En cuanto a la hélice, ésta produce tracción en función de la masa de aire acelerada por las palas de la misma. Está claro que la hélice es menos eficiente con una densidad baja del aire que con una densidad alta. Altitud de densidad Según el SMN, la temperatura en el aeródromo San Martín, al momento del accidente, era de 27.9° C (Equivalente a 82° F) y este poseía 2.282 ft de altitud de presión. Ingresando estos datos en el ábaco de conversión de altitud se obtiene aproximadamente 4.000 ft de altitud de densidad. 82° F
Personal del Aeroclub adjuntó un DVD con fotos y la filmación de los momentos previos al accidente, como así también un Acta ante escribano público, realizada momentos después del mismo. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con lo expresado por el Alumno Piloto, el Inspector de Vuelo y lo observado en el video aportado, se pudo apreciar que en el aterrizaje, la aeronave tocó la pista casi en su parte media y realizó luego un despegue; posteriormente el Inspector de Vuelo habría planteado una emergencia simulada de falla de motor luego del despegue. El Alumno Piloto habría tratado de establecer el planeo, apreciándose que posiblemente, al observar 279
que la aeronave caía más rápido que lo normal, probablemente en condiciones de pérdida de sustentación a baja altura, el Inspector de Vuelo incrementó la potencia, no resultando suficiente el margen de reacción, para evitar el impacto brusco de la aeronave contra la superficie de la pista; debido a un probable inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor previo. Luego del impacto con desvío, se apreció una pérdida del control direccional de la aeronave y persistencia de intento de despegue, sobrevolando con rebotes a muy baja altura, un área no apta para el mismo; sin lograr velocidad y sustentación adecuadas para el despegue. De acuerdo con lo declarado por el Inspector de Vuelo, se apreció que no se tomó la decisión de abortar el despegue, luego del primer impacto y al perder el control direccional de la aeronave; realizando el mismo en forma tardía, fuera del área de franja de pista y próximo al impacto final; obligándolo además a realizar una maniobra de protección con desplazamiento lateral, para evitar obstáculos y mayores daños. Las evidencias encontradas, al observar el video y el interior / exterior de la aeronave, permitieron apreciar, que el toque y despegue se realizó sin la adecuada configuración de la misma, esto es sin uso del flaps, procedimiento establecido para despegue en campo corto (como el remanente que se disponía luego del aterrizaje), y pista blanda; y sin estar compensada adecuadamente para el mismo. De lo informado por el SMN y lo analizado, se apreció que la altitud de densidad a la cual estaba volando la aeronave, era superior aproximadamente, en casi 2.000 ft a la altitud de presión que indicaba el altímetro de la misma. La menor densidad del aire, probablemente actuó en desmedro del rendimiento de la potencia del motor, de la hélice y fundamentalmente, pudo haber afectado la sustentación de la aeronave. El Inspector de Vuelo, que fue designado, por no estar disponible alguno de los que habitualmente inspeccionan en esa zona, habría realizado tres inspecciones de vuelo el día anterior y estaba próximo a finalizar la última inspección, de otras tres, cuando ocurrió el accidente. Lo anterior pudo haber configurado una probable situación de cansancio, exceso de confianza o complacencia, que posiblemente lo llevaron a una inadecuada toma de decisión y reacción; pudiendo haber sido ambas, un probable factor contribuyente del accidente. Aspectos técnicos El análisis de lo investigado, permitió apreciar que la pata izquierda del tren de aterrizaje se desprendió del conjunto de fijación, debido al esfuerzo recibido al momento de golpear contra el terreno, en el sentido de avance que llevaba la aeronave, por cargas superiores al límite de resistencia de los elementos de sujeción; dañándose también la pata del tren de aterrizaje de nariz, durante el desplazamiento lateral realizado por la aeronave fuera de la pista, como lo evidenciaron las huellas marcadas sobre el terreno. El estado en que se encontraron las palas de la hélice, dobladas en sus extremos hacia delante, permitieron apreciar que las mismas impactaron contra el terreno, con el motor funcionando normalmente. El ensayo de los accesorios del motor arrojó como resultado que el estado general de funcionamiento de los componentes mencionados era “BUENO”, no encontrándose evidencias que permitan inferir, como causa o contribuyente al accidente, que fuera producido por el sistema de encendido. Los resultados remitidos por el laboratorio de ensayos, referentes al combustible que estaba utilizando la aeronave, confirmaron que éste se encontraba en buen estado y era el recomendado por el fabricante; por lo que permitió inferir, que no tuvo incidencia en este suceso. De lo investigado, no surgieron evidencias de fallas técnicas en la aeronave, que hayan influido o sean causales de la ocurrencia del accidente. Hechos definidos La tripulación poseía la habilitación de aptitud psicofisiológica para realizar el vuelo. La aeronave poseía Certificados de Matriculación, de Inscripción de Propiedad y de Aeronavegabilidad 280
en vigencia, y estaba afectada a una Escuela de Vuelo. No se encontraron fallas técnicas que pudieran haber influido en el accidente. El peso de la aeronave al momento del accidente era inferior al PMD/ PMA y el CG se habría encontrado posicionado dentro de los límites establecidos en el Manual de Vuelo. El flaps no estaba en posición para despegue en campo corto y pista blanda (como el remanente disponible después del aterrizaje); el indicador de la aleta compensadora de elevador, permitió apreciar que la aeronave no estaba compensada para el despegue. Las condiciones meteorológicas (alta temperatura, baja presión), y la altitud de densidad, probablemente tuvieron incidencia, en el rendimiento del motor y fundamentalmente en la sustentación. El accidente estuvo relacionado con aspectos operativos: inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor de la aeronave, durante la realización de un procedimiento de emergencia simulado de falla de motor, luego de una operación de toque y despegue. Inadecuada toma de decisión y reacción por parte del Inspector de Vuelo. Causa En un vuelo de inspección para PPA, con habilitación VFR controlado, durante la fase de toque y despegue, con procedimiento de emergencia simulado de falla de motor luego del despegue, probable entrada en pérdida de sustentación a baja altura, con posterior impacto brusco sobre la superficie de la pista, pérdida de control direccional de la aeronave, desvío e impacto final fuera de la franja de pista; debido a inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor de la aeronave. Factores contribuyentes: 1)
Inspector de Vuelo: Inadecuada toma de decisión y reacción. 2)
Probable inadecuada configuración de la aeronave, para despegue en campo corto (pista remanente luego del aterrizaje) y pista blanda. 3)
Meteorología: Probable influencia de baja presión y alta temperatura. 4)
Probable influencia del factor altitud de densidad. Recomendaciones de Seguridad A la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC Considerar la necesidad de instruir y adiestrar adecuadamente a los Inspectores de Vuelo, especialmente sobre la atención y corrección efectiva, cuando sea necesario, de la operación de emergencias simuladas luego del despegue, que efectúan los Alumnos Pilotos en examen; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudiesen ser afectados. Considerar la necesidad de evaluar, la posible incorporación en las RAAC Parte 61, de las Normas Aeronáuticas que fuesen adecuadas, para la Adaptación, Readaptación, Habilitación y requisitos para mantener la misma, de los Inspectores de Vuelo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional. Considerar la necesidad de estandarizar procedimientos, mediante la confección / actualización, de un Manual de Procedimientos para la Inspección de Vuelo, a los efectos de un uso adecuado por parte de los Inspectores de Vuelo; con el objetivo de contribuir con la seguridad operacional. 281
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Campo lindero al AD Coronel Brandsen, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 12 OCT 09 HORA: 20:15 UTC AERONAVE: ULM MARCA: Desconocida ( Similar al “Flightstar”) MODELO: Sin datos MATRÍCULA: Sin matrícula PILOTO: Licencia Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 12 OCT 09, el Piloto con un acompañante, en una aeronave tipo Ultraliviano Motorizado (ULM), sin matrícula, inició una serie de vuelos locales desde la pista de Aeródromo (AD) Coronel Brandsen (SEN); en el quinto vuelo, posterior al despegue de la pista 04, realizando un viraje por izquierda, el ULM se precipitó a tierra en un campo lindero al AD. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales 1 ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ 1 ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Ninguna ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Daños en ambas alas, en estructura y recubrimiento; destrucción del sistema de tren de aterrizaje. En cabina de pilotaje, rotura de plexiglás, deformaciones, rotura de comandos y de cinturones de seguridad. Motor: Daños de importancia por impacto y detención brusca. Hélice: Destruida por impacto contra el terreno. Daños en general: Destruida. Información sobre el personal El Piloto de 37 años de edad, era titular de la Licencia Piloto Privado de Avión, con Habilitación para Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. De acuerdo con el informe enviado por la Dirección de Licencias al Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, el Piloto no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas ni accidentes anteriores y no había copia de foliado en el legajo aeronáutico archivado. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente hasta el 30 DIC 09. Relacionado con su experiencia en horas de vuelo, a la fecha del accidente, no se pudo encontrar documentación que avale las horas de vuelo voladas. Información sobre la aeronave Información General Era del tipo ultraliviano (ULM), similar a la marca Flightstar, sin datos respecto al modelo y número de serie, de 2 plazas, de estructura metálica y recubrimiento de tela, ala alta, tren triciclo fijo con ruedas, un motor alternativo de dos tiempos, hélice de dos palas y paso fijo. Célula 282
Se desconoce si el mantenimiento de esta aeronave cumplía con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante, al no disponer de documentación técnica que lo avale. Por las mismas razones no se pudieron determinar las horas de Total general (TG), De Última Recorrida (DUR), ni De Última Inspección (DUI). Certificados de matrícula y aeronavegabilidad: No existen antecedentes o trámites de construcción, fabricación o certificación en la DA. Formulario DA 337: No poseía, al igual que registros de mantenimiento. Motor Era marca Rotax, sin datos de modelo o número de serie; se desconoce si el mantenimiento de este motor cumplía con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante, al no disponer de documentación técnica que lo avale. Por las mismas razones no se pudo determinar datos de TG, DUR ni DUI. Combustible: motonafta súper. Hélice Bipala, construcción de madera y paso fijo, se desconoce si el mantenimiento de esta hélice cumplía con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante, al no disponer de documentación técnica que lo avale. Por las mismas razones no se pudo determinar datos de TG, DUR ni DUI. Peso y Balanceo: No fue posible determinarlos por falta de documentación técnica y datos. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los Aeródromos Ezeiza y la Plata, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, era: Viento: 290°/08 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 19.5° C; Temperatura Punto de Rocío: 6.9° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1009.9 hPa; y Humedad Relativa: 44 %. Información sobre el lugar del accidente El accidente ocurrió en un campo plano sembrado con cebada, lindero al Oeste del Aeródromo (AD) Coronel Brandsen (SEN), cuyas coordenadas eran: 35° 10’ 40” S y 058° 17’ 33” W y una elevación aproximada de 17 m sobre el nivel medio del mar. El AD SEN, Privado, No Controlado, está ubicado a 5 km al O de la localidad del mismo nombre, tiene una pista con orientación 04/22 de 780 m x 18 m de largo y ancho respectivamente. Las coordenadas geográficas del aeródromo son 35° 10’ 58” S y 058° 17’ 02” W, con una elevación de 16 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto De acuerdo con lo manifestado por un testigo calificado, después del despegue, el ULM inició un viraje hacia la izquierda en ascenso y con una altura de aproximadamente entre 50 y 70 m, intensificó el mismo, como enroscándose a la izquierda, cayendo e impactando casi de punta, continuó con el giro hacia la izquierda rebotando y desplazándose hacia atrás. El ULM quedó detenido con rumbo 010° y totalmente destruido, no hubo dispersión de restos. 283
Supervivencia Por su destrucción, no fue posible determinar si los cinturones de seguridad resistieron el esfuerzo al que fueron sometidos, ni si eran de uso aeronáutico. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente, se verificaron superficies móviles y mandos de cabina por continuidad y libertad de movimientos, encontrándose estos destruidos por impacto, excepto las superficies del empenaje. Del mismo modo, se inspeccionaron circuitos de encendido y combustible por estado general, comprobándose también con daños que imposibilitaron su verificación. Hélice destruida por impacto con altas RPM, motor con severos daños, sistema de tren de aterrizaje destruido por impacto con el terreno. En cabina de mandos, daños y deformaciones de tablero de instrumentos, comandos y cinturones de seguridad. Relacionado con la documentación técnica, la aeronave no disponía de documentación, Manual de Vuelo, Libretas Historiales de motor, de planeador ni de hélice. La DA notificó que “no existen antecedentes o trámites de construcción, fabricación o certificación del ULM” Un testigo calificado durante la entrevista, manifestó que el piloto primero realizó un vuelo solo, después hizo 4 vuelos más con personas que había invitado a volar. Asimismo, en el cuarto vuelo, despegó del umbral de la pista 04, giró a la izquierda siguiendo un circuito normal, como enfrentando el viento; cuando tenía aproximadamente entre 50 o 70 m de altura el viraje se intensificó como “enroscándose” a la izquierda e impactó contra el terreno. También que el motor no se detuvo, más bien le pareció que cuando comenzó a caer le incrementó la potencia, en los vuelos anteriores hizo el mismo circuito y daba la impresión que reducía mucho el motor. Información orgánica y de dirección: No hay documentación que avale la propiedad del ULM. Información adicional El Decreto 934/1970 Normas para la Investigación de Accidentes, en el Art.3, establece: A los efectos de la aplicación del presente Decreto se entenderá por aeronave civil argentina aquella que esté inscripta en el Registro Nacional de Aeronaves; incluso aquellas que sean propiedad de organismos internacionales y que hayan sido inscriptas provisionalmente en el Registro Nacional de Aeronaves. ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con la investigación realizada, se desprende que el Piloto, cuando realizó el cuarto vuelo con un acompañante, según lo manifestado por un testigo calificado, despegó de la pista 04 del AD SEN y durante el ascenso en viraje a la izquierda, probablemente entró en pérdida de sustentación a baja altura, perdiendo el control del ULM, precipitándose a tierra en actitud de tirabuzón, impactando casi de punta contra el terreno, con posterior rebote. Asimismo, el testigo presencial dijo que el motor no se detuvo y que el Piloto cuando comenzó a caer dio potencia, por lo que se apreció que después del despegue, el Piloto posiblemente, habría reducido demasiado el motor, disminuyendo la velocidad y probablemente el ULM entró en una pérdida de sustentación, en ascenso con viraje a baja altura. No se pudieron encontrar evidencias, datos y documentación suficiente, relacionadas con el piloto, que avale su experiencia de vuelo en dicho ULM. De acuerdo con lo investigado, probablemente, el Piloto no habría realizado un adecuado uso de los comandos de vuelo y motor, perdiendo el control del ULM, sin poder recuperarlo. 284
Aspectos técnicos De acuerdo con lo informado por la Dirección de Aeronavegabilidad, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, no había antecedentes de matriculación e inscripción del ULM , en el Registro Nacional de Aeronaves. Debido a la falta de documentación del ULM, no se pudo realizar un análisis exhaustivo de orden técnico, apreciándose que el mismo no estaba en condiciones de aeronavegabilidad. En relación con el accidente, por las evidencias, se apreció que el motor entregaba potencia al momento del impacto y no se manifestaron aparentes fallas estructurales o desprendimientos de componentes en vuelo. Hechos definidos El Piloto era titular de la licencia de Piloto Privado de Avión, con sus correspondientes habilitaciones y tenía vigente su Certificado de Aptitud Psicofisiológica para dicha licencia. El ULM no contaba con ninguna documentación que permitiese conocer origen, fabricante, tipo y modelo, tanto de la célula como del motor. De acuerdo con lo informado por la DA, el ULM no poseía antecedentes de registro, propiedad ni de aeronavegabilidad. Debido a la falta de documentación, no fue posible determinar si el peso y el centro de gravedad del mismo, estaban dentro de los límites establecidos por el fabricante. El ULM habría entrado en una pérdida de sustentación, en ascenso con viraje a baja altura, con posterior pérdida de control del mismo, precipitándose a tierra en tirabuzón, y posterior impacto contra el terreno con rebote. El Piloto, probablemente, no habría realizado un adecuado uso de los comandos de vuelo y motor del ULM, perdiendo el control del mismo, sin poder recuperarlo. La meteorología no influyó en el accidente. Causa En un vuelo de aviación general en ULM, durante la fase de ascenso inicial en viraje, posible entrada en pérdida de sustentación a baja altura, con pérdida de control, precipitación a tierra en tirabuzón y posterior impacto contra el terreno; debido a probable inadecuado uso de los comandos de vuelo y motor. Recomendaciones de seguridad A los Propietarios / Constructores / Operadores de aeronaves ultralivianas Considerar la necesidad de cumplir con las normas vigentes establecidas por la Autoridad Aeronáutica, para efectuar la construcción, certificación, mantenimiento y operación de una aeronave de este tipo; a los efectos de contribuir con la seguridad operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Campo Bella Vista, Dpto 25 de Mayo, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 15 OCT 09 HORA: 14:00 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: A‐188‐B MATRÍCULA: LV‐WGV PILOTO: Piloto Aeroaplicador de Avión PROPIETARIO: Empresa privada Reseña del vuelo 285
El 15 OCT 09, el Piloto con la aeronave matrícula LV‐WGV, despegó desde la base de operaciones de la Empresa Agroaérea y se dirigió a un campo cultivado de cebada, ubicado al SO, para realizar un vuelo de aeroaplicación. Durante el pasaje para iniciar el rociado, el Piloto percibió un fuerte olor a producto dentro de la cabina, por lo que dirigió su mirada al piso de la misma. En tal circunstancia, impactó contra el terreno con la punta del ala derecha, precipitándose a tierra. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Ninguna 1 ‐‐ ‐‐
Daños en la aeronave Célula: Deformaciones del fuselaje en la parte delantera por impacto contra el terreno con desprendimiento del motor; estabilizador horizontal derecho roto; desprendimiento de la puerta superior de acceso a cabina lado derecho; ala izquierda con rotura del borde de ataque, como también del intradós y extradós zona central; rotura y deformación del ala derecha por desprendimiento en el primer impacto. Motor: Posibles daños internos por impacto de la hélice en marcha contra el terreno. Hélice: Destruida por el impacto. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto de 45 años, era titular de la Licencia Piloto Aeroaplicador Avión (PAA), con habilitaciones para aeroaplicación diurna, monomotores terrestres hasta 5.700 kg. No exhibió ni consta en la información obtenida, la posesión de la Licencia de Piloto Comercial, necesaria para realizar una actividad rentada. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica estaba vigente. Su experiencia de vuelo en horas era: Total de vuelo: 1804.9 Últimos 90 días: 11.0 Últimos 30 días: 11.0 El día del accidente: 1.0 En el tipo de aeronave: 1726.5 Información sobre la aeronave Información general Era del tipo avión, específico para aeroaplicación, marca Cessna, modelo A‐188 B, monoplaza, con número de serie 18801057, con un peso máximo de despegue de 1.816 kg, de construcción enteramente metálica, semimonocasco, ala baja, empenaje tipo convencional, con tren convencional fijo con ruedas, un motor alternativo de seis cilindros y 285 hp. Tenía una hélice metálica de dos palas y paso variable; fue fabricado por Cessna Aircraft Corp. el 11 de agosto de 1972. 286
Célula Era de inspección progresiva y tenía al momento del accidente un total general (TG) de 3.228 hs y 11 hs desde la última inspección (DUI). El Certificado de Matrícula estaba registrado a nombre de una Empresa S.A., con fecha de inscripción 04 de abril de 2006. El Certificado de aeronavegabilidad fue emitido por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad (DNA), el 14 de agosto de 2000, con fecha de vencimiento setiembre de 2013; tenía Clasificación Especial y Categoría Restringido, propósito Agrícola – Control de Plagas. El Formulario DNA 337 fue emitido por el TAR 1B‐465, el 06 de octubre de 2009, siendo su vencimiento en octubre de 2010. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Motor Marca Continental, modelo IO‐520‐D, número de serie 221141‐72D de 285 hp e inspección del tipo periódica; tenía al momento del accidente un TG de 3.236 hs; 15 hs desde la última recorrida (DUR) y 11 hs DUI. El combustible utilizado era aeronafta 100 LL, encontrándose al momento del impacto 75 lts en el tanque izquierdo y 75 lts en el tanque derecho. Hélice Marca Mc Cauley, modelo B2A34C205‐C, con número de serie 80029, compuesta de dos palas de construcción metálica y paso variable; inspección del tipo periódico; tenía al momento del accidente un TG de 221 hs y 11 hs DUI. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 940.0
kg
Piloto: 94.0 kg Varios (producto p/ rociado): 440.7 kg Combustible (150 lts x 0,72): 108.0 kg Total al momento del accidente:
1582.7
kg
Máximo de despegue (PMD): 1816.0 kg Diferencia: 233.3 kg en menos respecto al PMD. Al momento del accidente, la aeronave tenía su CG dentro de los límites establecidos en la Planilla de Peso y Balanceo de fecha 04 FEB 05, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos que son inferidos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los aeródromos Las Flores, 9 de Julio y Junín, interpolados al lugar del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 12:00 y 15:00 UTC; era: Viento: 360° / 02 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 15.2° C; Temperatura Punto de Rocío: 3.8° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1020.8 hPa; Humedad Relativa: 47%. Información sobre el lugar del accidente 287
El accidente se produjo en un campo sembrado de cebada, llano despejado y sin obstáculos, ubicado a unos 38 km aproximadamente, al NE de la ciudad de 25 de Mayo, Provincia de Buenos Aires. Las coordenadas del lugar eran: 35° 13’ 05’’ S y 059° 50’ 10’’ W, con una elevación de 40 m aproximadamente, sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave impactó contra el terreno con rumbo 30°; en su desplazamiento se desprendió el ala derecha, que quedó a unos 75 m. La ballesta del tren principal derecho a 68 m; la cañería con el sistema de pulverizado para fumigación del lado izquierdo a 50 m; el capó con la parte frontal del carenado a 30 m y el motor a 7 m. Los valores son con referencia a la posición final del fuselaje, el cual quedó con un rumbo de 100°. Supervivencia El Piloto abandonó el avión, por sus propios medios, por la puerta del mismo, la cabina no sufrió deformaciones y los cinturones de seguridad no se rompieron y cumplieron adecuadamente con su función. Ensayos e investigaciones En el lugar del accidente se controló el funcionamiento de la cadena cinemática de los comandos de vuelo y de motor sin novedad; por las deformaciones sufridas en las palas de la hélice, se pudo determinar que el motor estaba entregando potencia. En su declaración, el Pilotó indicó que en el primer pasaje para rociado, percibió una filtración de producto en el interior de la cabina; luego de un alejamiento, inició el viraje para incorporarse a la melga, para la primera aplicación, produciéndose una mayor filtración de producto, que al observarla le produjo una distracción, y con el ala derecha tocó el suelo, produciéndose el accidente. Dicha filtración / pérdida, no pudo ser verificada por encontrarse la tolva, que era de material compuesto y estaba ubicada en el fuselaje detrás del motor y delante de la cabina de vuelo, y toda su cañería de pulverizado instalada desde la salida de la bomba, que se extiende por el borde de fuga de ambas alas, destruida por el impacto contra el terreno. De igual modo, el Piloto señaló que al percibir el olor, buscó identificar el origen de la filtración mirando el piso de la cabina, pero sin cambiar la altura del pasaje, solo haciéndolo más prolongado. Información orgánica y de dirección La División Trabajo Aéreo del Departamento Explotadores Aéreos, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, informó que la Empresa estaba habilitada para realizar tareas de aeroaplicación; la aeronave y el Piloto estaban inscriptos en los Anexos I y II. Información adicional Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC) Subparte J – Lic. de Piloto Aeroaplicador, establece: Párrafo 61.193 – Requisitos para el otorgamiento (a) (1) Ser titular de una licencia profesional de piloto (Piloto Comercial de avión o helicóptero, comercial de primera clase de avión o de transporte de línea aérea de avión o helicóptero). ANÁLISIS Aspecto operativo 288
En el pasaje para iniciar la aplicación, al percibir una filtración del producto en cabina, el Piloto dirigió su mirada al piso de la misma, sin haber suspendido la maniobra ni haber obtenido una mayor separación con el terreno. Esto generó una probable pérdida de conciencia situacional por distracción momentánea, con perjuicio hacia la atención en la operación que estaba realizando en vuelo a baja altura, perdiendo el control de la aeronave, con posterior impacto contra el terreno. Al perder la referencia con el horizonte, la aeronave probablemente, continuó su trayectoria de acuerdo con la posición relativa del Piloto al inclinar la cabeza hacia la derecha. Esta posición está señalada en el primer impacto contra el terreno y la posterior distribución de las partes componentes que se desprendieron de la aeronave, y lo informado por el Piloto. El rumbo de entrada fue de 30° aproximadamente. No se realizó el accionamiento de la descarga rápida de la tolva. No se obtuvo información de que el Piloto poseyera Licencia de Piloto Comercial. Aspecto técnico No se pudo verificar la posible filtración / pérdida de producto en el interior de la cabina, ni se encontraron indicios de que pudiese haber habido una falla técnica previa al accidente. Hechos definidos El Piloto era titular de la Licencia y Habilitación que le permitían realizar vuelos como el del día del accidente, y su aptitud psicofísica se encontraba en vigencia para su Licencia de Piloto Aeroaplicador de Avión. No tenía la Licencia de Piloto Comercial de Avión según lo especificado en las RAAC, Parte 61. La aeronave poseía Certificados de Matrícula y de Aeronavegabilidad válidos. No se pudo comprobar la existencia de fisuras o roturas que permitiesen la filtración de producto desde la tolva hacia la cabina antes del accidente, dado su estado de deterioro. Al momento del accidente, el Peso y el Centro de Gravedad de la aeronave, se encontraban dentro de la envolvente establecida en el Manual de Vuelo de la misma. El Piloto tuvo una probable pérdida de conciencia situacional, por distracción momentánea, motivada por una desviación de su mirada al piso de la cabina, durante la operación a baja altura, perdiéndose el control de la misma con posterior impacto contra el terreno. La meteorología no tuvo influencia en el accidente. Causa En un vuelo de aeroaplicación, durante la fase del pasaje para iniciar el rociado, impacto del ala derecha de la aeronave contra el terreno, con posterior accidente; debido a probable distracción del Piloto, al observar el interior de la cabina por una aparente filtración de producto. Factores contribuyentes 1)
Probable pérdida de conciencia situacional. 2)
Realizar la verificación sin haber suspendido la operación, ni haber tomado mayor separación con el terreno. Recomendaciones de seguridad Al propietario de la aeronave Considerar la conveniencia de recomendar a los Pilotos que vuelan sus aeronaves, respetar las separaciones mínimas con el terreno para realizar tareas de aeroaplicación, como así también mantener la atención sobre la actividad que están realizando a los fines de disminuir los factores de riesgo que pueden culminar en un accidente; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, materiales propios y de terceros que pudieran ser afectados. 289
De igual modo, considerar la necesidad y conveniencia de que, quienes tripulan sus aeronaves para efectuar aeroaplicación, tengan la totalidad de la documentación que actualmente exigen las RAAC Parte 61; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional. INFORME FINAL INCIDENTE OCURRIDO EN: Aeroparque Jorge Newbery, Ciudad Autónoma de Buenos Aires. FECHA: 22 OCT 09 HORA: 18:40 UTC aprox. AERONAVE: Avión MARCA: AIRBUS MODELO: 320‐233 MATRÍCULA: LV‐BET PILOTO: Piloto Transporte de Línea Aérea PROPIETARIO: Empresa de Transporte Aerocomercial Regular Internacional Reseña del vuelo El 22 OCT 09, a las 18:40 hs, la tripulación con la aeronave matrícula LV‐BET despegó del AP Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires, (SABE), de la Ciudad de Buenos Aires, con destino final el AP Córdoba / Ing. Aer. A. L. V. Taravella (SACO), para realizar un vuelo de transporte comercial interno regular. Durante la fase de ascenso posterior al despegue, se produjo un incidente de choque con ave e ingestión de la misma en el motor derecho, lo que provocó vibraciones anormales en el mismo. El Comandante decidió aterrizar en el Aeropuerto Internacional Ezeiza, Ministro Pistarini (SAEZ), lo que se realizó a las 18:56 UTC, sin otra novedad. El incidente se produjo de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 6 168 ‐‐ Daños en la aeronave Motor Nº 2: Deformaciones en tres álabes de la etapa de fan y dos estatores de la primera etapa del compresor de baja presión. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Comandante Era titular de la Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea, con habilitaciones para: Vuelo Nocturno, Vuelo por Instrumentos, Monomotores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg, CAT II A319, CAT III A320, A320, A319, A320, DC9, LJ24, LJ25, LJ 35, LJ 36, MD 80. El informe de la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC, expresaba que el mismo no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, para la Licencia de Piloto TLA, estaba vigente hasta el 30 NOV 09, sin restricciones. Copiloto Era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase, con habilitaciones para: Vuelo por 290
Instrumentos, Mono motores y Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg; CAT III Copiloto A319, CAT III Copiloto A320, Copiloto A319, Copiloto A319. En vuelos No Comerciales F28. El informe de la Dirección de Licencias la Personal, de la Dirección Nacional de Seguridad Operacional de la ANAC, expresaba que el mismo no registraba antecedentes de accidentes e infracciones aeronáuticas anteriores. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, para la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase, estaba vigente hasta el 30 JUL 10, sin restricciones. Tripulantes de cabina de pasajeros Los mismos se hallaban habilitados para realizar el vuelo y su documentación aeronáutica estaba vigente. Información sobre la aeronave Aeronave Marca Airbus, modelo 320‐233, fabricado bajo número de serie 1854. De construcción metálica, ala baja y tren de aterrizaje retráctil triciclo; con una capacidad de 168 plazas. Certificado de Aeronavegabilidad Clasificación Estándar, Categoría Transporte, emitido por la DNA con fecha 20 MAY 2006. Célula Con Plan de Mantenimiento Progresivo, al momento del Incidente tenía un Total General (TG) de 20.117 hs y 15.948 ciclos; Última Inspección Mayor a las 18.557 hs de TG, realizada con fecha 23 ABR 2009, en el TAR 1B ‐147. Motores La aeronave estaba equipada con dos motores marca IAE, modelo V2527E‐A5, números de serie: V12068 el Nº 1 y V11589 el Nº 2, que entregaban una potencia de 27.000 lbs de empuje por motor. Ambos con Plan de Mantenimiento Progresivo, al momento del Incidente, el motor N° 1 tenía un TG de 10.717 hs y 7.841 ciclos; Última Inspección Mayor a las 9.157 hs de TG, realizada con fecha 23 ABR 2009, en el TAR 1B ‐147. El motor Nº 2 tenía un TG de 15.865 hs y 12.366 ciclos; Última Inspección Mayor a las 14.305 de TG, realizada con fecha 23 ABR 2009, en el TAR 1B ‐147. Peso y balanceo de la aeronave El cálculo de los pesos de la aeronave, al momento del Incidente, fueron los siguientes Peso Operativo: 44.155 kg Peso de Pax y Carga: 15.736 kg Peso “0” combustible: 59.891 kg Combustible: 7.045 kg Total al momento del despegue: 66.936 kg Máximo de despegue (PMD): 70.500 kg Diferencia: 3.564 kg en menos respecto al PMD. De acuerdo con los pesos calculados, el centro de gravedad se encontraba dentro de la envolvente establecida en el Manual de Vuelo de la aeronave. Información meteorológica El Informe producido por el Servicio Meteorológico Nacional (SMN), con datos extraídos de los registros de la estación meteorológica del Aeroparque Jorge Newbery de 18:40 UTC, indicaba las siguientes 291
condiciones: Viento: 090°/05 kt; Visibilidad:10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: 1/8 CU 600 m – 7/8 CS 6000 m; Temperatura: 19.1° C; Temperatura Punto de Rocío: 13.5° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1010.0 hPa y Humedad Relativa: 70 %. Comunicaciones El Comandante comunicó al Operador de la Torre de Control SABE la novedad y su decisión de aterrizar en el Aeropuerto Internacional Ezeiza Ministro Pistarini, al cual se dirigió, realizando un aterrizaje de emergencia sin novedad. Información sobre el lugar del Incidente De acuerdo con lo registrado en el Formulario de Notificación de Choques con Aves (IBIS), AIP ARGENTINA, ENR 5.6 ‐12; con firma del Gerente de Seguridad Operacional de la Empresa Aérea, el Incidente se produjo durante la fase de ascenso posterior al despegue de la pista 13 del AP Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires (SABE), cuando la aeronave se hallaba sobre el umbral opuesto (31), con una altura de 50 ft; por impacto e ingestión de un ave tamaño mediana, en el motor derecho (Nº 2), de la misma. Informe sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave aterrizó en el Aeropuerto Internacional Ezeiza ‐ Ministro Pistarini (SAEZ), sin inconvenientes. En la inspección posterior se observaron daños internos en el motor Nº 2. No hubo dispersión de restos. Supervivencia Se aplicó el Plan de Emergencia del AP SAEZ sin novedad. Los pasajeros y tripulantes descendieron de la aeronave en forma normal, sin sufrir lesiones. Ensayos e investigaciones Luego del aterrizaje realizado en SAEZ, se procedió a la revisión general de la aeronave, encontrándose tres álabes de fan y dos estatores de la primera etapa del compresor de baja del motor derecho, con deformaciones debido al impacto e ingestión de ave en el motor. Posteriormente, personal de mantenimiento realizó una inspección boroscópica del motor afectado, no encontrándose daños más allá de los mencionados en el párrafo anterior. Información orgánica y de dirección La aeronave pertenecía a una Empresa de Transporte Aerocomercial, estaba afectada al C.E.S.A. y se utilizaba para servicios regulares internos. Información adicional El Manual de Operaciones de la Empresa (MOE), Rev. 10, apartado 8.31.7, primer párrafo expresa: FALLA DE MOTOR EN VUELO Cada vez que un motor de una aeronave falla ó es detenido para prevenir un posible daño mayor, el Piloto al Mando deberá aterrizar la aeronave en el aeropuerto más próximo disponible, en función del tiempo de vuelo requerido, y en el cual se pueda realizar un aterrizaje seguro. El “Flight Crew Operating Manual” (FCOM), Rev. 29, apartado 3.02.70, y “Quick Reference Handbook” 292
(QRH), Rev. 35, apartado 2.24, expresan (Traducción no oficial): FUERTES VIBRACIONES DE N1 ó N2 DURANTE LA OPERACIÓN El “anunciador de vibraciones” en el “Electronic Centralizing Aircraft Monitoring” (ECAM) (N1 ≥ 5 unidades, N2 ≥ 5 unidades) es principalmente una guía para inducir a la tripulación a monitorear los parámetros del motor más atentamente. La sola detección de vibraciones no requiere detención del motor. Nota: 1. Fuertes vibraciones del motor pueden venir acompañadas por humo y/ó olor a quemado en el cockpit. Esto puede deberse solo a que las puntas de los álabes contacten con los sellos abrasivos. 2. Fuertes vibraciones de N1 son generalmente acompañadas de vibraciones que se perciben en el fuselaje. 3. Fuertes vibraciones de N2 pueden ocurrir sin vibraciones que se perciban en el fuselaje. De acuerdo con lo manifestado por la Empresa Aérea propietaria y operadora de la aeronave involucrada en el Incidente, han aumentado los eventos reportados de impactos con aves, como asimismo un mayor número de avistajes de las mismas en la zona del Aeroparque Jorge Newbery / Buenos Aires. Esta información resulta coincidente con los reportes de otras empresas aéreas, no siendo informada esta condición mediante NOTAMS del aeropuerto. La JIAAC no tuvo constancia de la presentación del Formulario Suplementario de Notificación de los Choques con Aves – Información sobre los Costes para el Explotador y Daños en los Motores, establecido en AIP ARGENTINA, ENR 5.6 – 13, en vigencia al momento del Incidente, por parte de la Empresa Aérea. El informe producido con fecha 10 FEB 2010, por el Jefe de AP SABE, dirigido a la JIAAC, expresó: …“ a requerimiento de la “Comisión PREVAC Aviación Civil”, este Aeródromo elevó por expediente Nº 343 de fecha 09 de Junio del 2009, las observaciones correspondientes al Programa de Prevención de Peligro Aviario y Fauna; quedando a consideración de la mencionada Comisión, la aprobación o no de dicho Programa”. El informe producido con fecha 18 FEB 2010, por el Jefe de Dto. Administración de Aeródromos de la ANAC, dirigido a la JIAAC, expresó: “ 1) Con referencia al Programa de Prevención de Peligro Aviario y Fauna del Aeropuerto Jorge Newbery, la Secretaría de Ambiente y Desarrollo Sustentable (SAyDS), por Nota de fecha 25/NOV/09, informó que desde el 22/JUL/09 se encuentra en la Facultad de Ciencias Naturales y Museo de la Universidad Nacional de la Plata para su estudio y análisis, pero hasta el momento en que la misma se expida aprobando o desaprobando el Programa, este Departamento establece en concordancia con la postura de la SAyDS, que se continúe aplicando las metodologías de control necesarias para minimizar los riesgos de accidentes/ incidentes provocados por ejemplares de fauna de acuerdo al último Programa vigente en ese Aeropuerto, conforme a la Disposición Nº 37/07 – Directiva Nº 01/ 07 (CRA) “ Control de Peligro Aviario y Fauna” ( Publicada en Página Web de la ANAC ‐ AEROPUERTOS – PREVENCION DE ACCIDENTES – PELIGRO AVIARIO) y Correo Aeronáutico N° 9614 GHO 111145‐AGO‐2008”. El Correo Aeronáutico Nº 9614 GHO 111145‐AGO 2008, realizado por el CDO. REG.AÉREAS – COMISION PREVAC AVIACION CIVIL, a los Jefes de Regiones Aéreas Centro – Noroeste – Noreste ‐ Sur, en su último párrafo expresaba: “ POR ULTIMO, EL SEÑOR JEFE TENDRA A BIEN ORDENAR A LOS RESPECTIVOS JEFES DE AERÓDROMO LO ESTABLECIDO ANTERIORMENTE Y CABE DEJAR ACLARADO QUE LA APLICACIÓN DE LA DIRECTIVA 01/07 “CONTROL DEL PELIGRO AVIARIO Y FAUNA”, ES NORMA APLICABLE EN LOS AERODROMOS INTEGRANTES DEL SISTEMA NACIONAL DE AEROPUERTOS Y RECOMENDACIÓN PARA EL RESTO DE LOS AERODROMOS PUBLICOS”. La nota Nº 0038/09, fecha 14 DIC 09, del Jefe Dto. Administración de Aeródromos de la ANAC, dirigida al Director Regional Central, con referencia al Incidente, entre otros expresó la siguiente recomendación: 293
“6°) Se modifiquen o intensifiquen las medidas observadas en el Programa de Prevención de Peligro Aviario y Fauna informadas por Expediente Nº 5.738.385 (FAA) de fecha 23‐MAR‐09, referentes al punto 4.1 “Variables Favorables a la Expansión de la Población Aviaria”, 5.0 “Medidas a adoptar”, 5.1 “Medidas Pasivas” (corte de áreas verdes, remoción de todo material orgánico en zona operativa), 5.2 “Medidas Activas” (cetrería, aplicación de químicos, e ingreso de aves y fauna), con el fin de reducir/minimizar la presencia de aves y fauna dentro y alrededor del aeródromo”. “7°) Finalizadas las tareas, solicito al señor Director Regional, se informe a esta dependencia por escrito, sobre las medidas adoptadas para su seguimiento”. La nota DRC Nº 70/09, fecha 28 DIC 09, del Director Regional Central de la ANAC, Autoridad Aeronáutica de competencia sobre el AP SABE, dirigida al Jefe del Departamento Administración de Aeródromos de la ANAC, en respuesta , con referencia al Incidente, entre otros expresó: “ 1º) La situación de un mayor número de avistajes o impactos es una cuestión estacional en los meses de primavera. 2º) Se están llevando a cabo acciones para reducir la presencia de aves y fauna en el aeropuerto. 3º) La gran mayoría de los eventos relacionados con fauna, especialmente los impactos, se registraron fuera del aeropuerto, ya sea en las fases de despegue, como de aproximación, situando en municipios diversos las áreas afectadas por condiciones que favorecen la proliferación de aves que pueden ser peligrosas para la actividad aérea. 4º) La Jefatura de Aeropuerto ha iniciado gestiones con la Municipalidad de Vicente López, autoridades de AySA y el Gobierno de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires, para trabajar en conjunto en esta problemática. 5º) Si bien actualmente el Concesionario AA 2000 lleva a cabo una importante tarea para el control del peligro aviario y fauna en el aeropuerto, hasta el momento no se tiene conocimiento en esta Dirección Regional ni en la Jefatura de Aeropuerto, si el correspondiente Programa de Prevención de Peligro Aviario y Fauna ha sido aprobado, según fuera requerido mediante Expediente N° 5.738.385 (FAA) de fecha 23‐MAR‐09. 6º) Asimismo, se pudo saber que el mayor número de reportes, obedeció también al compromiso asumidos por las Gerencias de Seguridad Operacional de las empresas aerocomerciales, en hacer énfasis en la necesidad de reportar todo evento que pueda afectar la seguridad, a fin que los mismos sean analizados y gestionados en forma adecuada”. La JIAAC solicitó al Gerente de Operaciones del Concesionario del Aeropuerto SABE, copia de las planillas de ejecución de tareas de control de peligro aviario y fauna, correspondientes al día del Incidente, de acuerdo con lo establecido en la Directiva 01/07 “Control de Peligro Aviario y Fauna”. En respuesta, la citada Gerencia envió lo siguiente: 1) Copia de la Planilla Inspección Área de Movimiento del Concesionario, correspondiente a la fecha del Incidente, referente a la pista 13/31 de SABE , con registros de inspecciones realizadas en seis horarios programados, sin novedad, con supervisión de la Autoridad Aeronáutica del AP. 2) Copia de la Planilla Parte Diario de Actividad del Concesionario, correspondiente a la fecha del Incidente, donde se observó lo siguiente: a) En su punto 2 ‐ Informe de Relevamiento y Acciones Correctivas Implementadas, se registró a las 16:20 hs (HOA), la novedad transmitida por la TWR SABE, en la cual una aeronave notificó impacto con ave posterior al despegue, realizándose un recorrido de pista, sin hallarse restos. b) En su punto 3 ‐ Recorridas Diarias (Acciones Preventivas), se registró Tareas de Control de Peligro Aviario, en franjas horarias previas al Incidente y en la franja horaria 12:00 a 16:00 hs, correspondiente al horario del Incidente, animales detectados: estorninos y palomas, cantidad: varios 6, sector: paños W, informado a: AA‐2000, acciones correctivas: halcones, resultado obtenido: positivo. 294
c) En la citada Planilla se registró la firma del Operador del Área de Movimiento del Concesionario, sin registrarse firma del Supervisor / Jefe de Base del Concesionario, como tampoco del visto bueno por parte de la Autoridad Aeronáutica, como organismo de supervisión local; de acuerdo con lo establecido en la Directiva 01/07 Control del Peligro Aviario y Fauna, Parte IV‐ CRITERIOS, párrafo 13, La Autoridad Aeronáutica, inciso 3º) y Jefe de Aeropuerto, incisos 4º) y 5º). ANÁLISIS Aspectos operativos De acuerdo con lo investigado, luego del Incidente, el Comandante tomó la decisión operacional adecuada, al realizar un aterrizaje de emergencia en SAEZ; el cual resultó sin otra novedad. Asimismo, se pudo apreciar que si bien la notificación del choque con ave, de acuerdo con el IBIS, registraba el Incidente con la aeronave en fase de ascenso inicial, luego del despegue, sobre el umbral opuesto de la pista 13 de SABE, a una altura de 50 pies; las Tareas de Control del Peligro Aviario, correspondientes al Programa de Control del Peligro Aviario y Fauna del AP, del día y previo a la hora de ocurrencia del mismo, se habrían realizado y fueron registradas por personal del Área de Movimiento del Concesionario; aunque sin el correspondiente registro de la supervisión de la Autoridad Aeronáutica del AP. De acuerdo con lo investigado, tanto el Departamento Administración de Aeródromos de la ANAC y la Dirección Regional Central de la ANAC, tomaron intervención luego del Incidente, realizando las correspondientes Recomendaciones de Seguridad Operacional hacia el AP SABE, a través de la Unidad SMS de la Dirección Regional Central de la ANAC. Del análisis de los aspectos operativos investigados, la JIAAC apreció que este Incidente de choque con ave, produciendo daños en el motor N°2 de la aeronave, amerita una Recomendación sobre Seguridad, a los efectos de incrementar la eficacia del sistema de control del peligro aviario y fauna en los aeródromos, mejorando los niveles de la seguridad operacional, perfeccionando la regularidad y eficiencia de la operación de las aeronaves en los AD de la República Argentina, merced al cumplimiento de las responsabilidades de la Autoridad Aeronáutica con relación a la minimización y disminución del riesgo de impacto o ingestión de aves y/o fauna por las aeronaves; de acuerdo con lo establecido en AIP ARGENTINA ENR 5.6‐2 y en la Directiva N° 01/07 Control del Peligro Aviario y Fauna, de la Autoridad Aeronáutica. Aspectos técnicos De acuerdo con la investigación técnica, se apreció que el daño producido sobre los álabes analizados, fue debido al impacto e ingestión de ave. Mediante inspección ocular y boroscópica se confirmó la evidencia de restos de material biológico e impacto de materia blanda. No fueron detectadas otras fallas o anormalidades de orden técnico, que pudieran haber influido en el presente suceso. Hechos definidos La tripulación de cabina de vuelo y de cabina de pasajeros estaba habilitada. Tenían en vigencia sus Certificados de Aptitud Psicofisiológica. La aeronave tenía su Certificado de Aeronavegabilidad vigente. La tripulación de la aeronave procedió en forma adecuada después de producido el incidente. Se encontraron tres álabes de fan y dos estatores de la primera etapa del compresor de baja presión del motor derecho, con deformaciones debido al impacto e ingestión de aves en el motor. La meteorología no influyó en el incidente. Al momento del Incidente, el AP contaba con un Programa de Control del Peligro Aviario y Fauna, en trámite de su aprobación por parte de la Secretaría de Ambiente y Desarrollo Sustentable y de la Autoridad Aeronáutica competente de la ANAC; no obstante el Concesionario del AP realizaba las Tareas 295
de Control del Peligro Aviario y Fauna diarias, sin registrarse la supervisión de la Autoridad Aeronáutica del AP; de acuerdo con la Directiva 01/07 Control del Peligro Aviario y Fauna vigente. Se realizaron Recomendaciones de Seguridad Operacional por parte del Departamento Administración de Aeródromos y la Dirección Regional Central de la ANAC. Causa Durante un vuelo comercial interno, regular de pasajeros, en la fase de ascenso inicial, posterior al despegue, falla del motor derecho, con posterior aterrizaje de emergencia en el AP alternativo; debido a choque e ingestión de aves en dicho motor. Recomendaciones de seguridad A la Dirección Regional Central de la ANAC El denominado “Peligro Aviario y Fauna” ha originado y continúa originando situaciones de riesgo para la actividad aeronáutica. Siendo la fauna silvestre una manifestación de la naturaleza, resulta difícil eliminar dicho peligro. Los programas de control del peligro aviario y fauna tienen como objetivo disminuirlo, atenuarlo o minimizarlo. Al respecto, se recomienda considerar la necesidad de continuar con la fiscalización adecuada, mediante la aplicación del Sistema de Gestión de la Seguridad Operacional (SMS) de la Dirección y del AP, para incrementar la eficacia del Programa de Control del Peligro Aviario y Fauna del Aeropuerto; merced al cumplimiento de las responsabilidades de la Autoridad Aeronáutica, con relación a la minimización y disminución del riesgo de impacto o ingestión de aves y/o fauna por las aeronaves, de acuerdo con las Normas Aeronáuticas específicas vigentes; a los efectos de contribuir con la Seguridad Operacional, prevenir daños personales, materiales y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Zona Rural “La Carbonada”, 4,8 km al E del AD Cnel. Olmedo‐ Córdoba FECHA: 31 OCT 09 HORA: 12:15 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Cessna MODELO: 140 MATRÍCULA: LV‐NIP PILOTO: Licencia de Piloto Privado de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 31 OCT 09 aproximadamente a las 10:45 h, el piloto de la aeronave matrícula LV‐NIP concurrió con un acompañante que era Piloto Privado de Avión, para realizar un vuelo en el Aeródromo (AD) Coronel Olmedo (EDO), ubicado en la provincia de Córdoba. Al arribar al AD, recibieron la aeronave por parte de un instructor de vuelo que terminaba de aterrizar, con algunas consideraciones a tener en cuenta, por el consumo desparejo en los tanques de combustible, con la información recibida, realizaron la inspección exterior e interior, pusieron en marcha y se dirigieron a la cabecera en uso donde realizaron el control previo al despegue. El vuelo se desarrolló en dos etapas: el primer despegue se efectuó a las 11:10 h del AD EDO para realizar circuitos de pista en el AD Alta Gracia (AGR) y en AD EDO. Luego de 30 minutos de vuelo aterrizaron en el AD AGR, dirigiéndose a la plataforma del Aeroclub, donde estacionaron la aeronave y sin detener el motor, efectuaron el cambio de puestos en cabina, demorando aproximadamente de 3 a 5 minutos. Despegaron del AD AGR nuevamente a las 11:45 h para efectuar los mismos temas del vuelo anterior. Luego de 30 minutos de vuelo y próximo a finalizar el entrenamiento, en inicial del circuito de pista 22 en el AD EDO, el piloto canceló el procedimiento de aproximación para aterrizar por que observó que 296
otra aeronave se encontraba en inicial y adelante, por lo que mantuvo 500 ft de altura, realizó un viraje por derecha para incorporarse nuevamente al circuito de pista en uso. Finalizó el viraje y con el avión nivelado a 500 ft sobre el terreno, el motor comenzó a fallar hasta detenerse, el piloto ante esta situación, decidió efectuar un aterrizaje de emergencia en un campo rural, recorriendo unos 200 m sobre el mismo hasta apoyar una pala de la hélice donde la aeronave quedó detenida. El accidente ocurrió de día, con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañante Otros Mortales ‐ ‐ ‐ Graves ‐ ‐
‐
Leves ‐ ‐
‐
Ninguna 1 1 Daños en la aeronave Hélice: Leve dobladura hacia atrás en una de sus palas. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Piloto El piloto al mando, de 41 años de edad, poseía licencia de Piloto Privado de Avión (PPA), con habilitaciones para: Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, se encontraba en vigencia, con vencimiento el 28 FEB 10. Su registro de horas de vuelo, asentadas por el piloto, no foliadas era: Total: 78.4 Últimos 90 días: 3.6 Últimos 30 días: 0.6 El día del accidente: 0.6 En el tipo de aeronave: 10.7 El piloto al mando no tenía la habilitación para llevar pasajeros en su Libro de Vuelo. Acompañante El acompañante, que era piloto, de 46 años de edad, poseía la Licencia de PPA, otorgada el 10 JUN 05, con habilitaciones para: Monomotores Terrestres hasta 5.700 kg. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, se encontraba en vigencia, con vencimiento el 30 NOV 10. Su registro de horas de vuelo, asentadas por el piloto, no foliadas era: Total: 49.2 Últimos 90 días: 4.4 Últimos 30 días: 1.6 El día del accidente: 0.6 En el tipo de aeronave: 10.9 297
El 12 ABR 08, en su libro de vuelo figura: “En el día de la fecha el titular de este libro de vuelo ha sido adaptado para llevar pasajeros”. Información sobre la aeronave Aeronave marca Cessna, modelo 140, número de serie 10363, fabricada por Cessna Aircraft Corp. en el año 1947, monomotor terrestre, de ala alta con montantes y tren de aterrizaje fijo tipo convencional, biplaza lado a lado. Tenía un Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, Categoría Normal, emitido el 20 FEB 2009 y Certificado de Matrícula expedido el 18 FEB 2009. Según el último Formulario DA 337 de fecha 20 FEB 09, emitido por el TAR 1B‐256, cuando registraba 2793.0 h de Total General (TG), “Se le realizaron tareas de Mantenimiento para su Rematriculación de acuerdo a la CA 43‐55, por inactividad prolongada de más de un año”, quedando habilitada hasta FEB 2010. “Se le efectuó inspección de 200 h más ítems especiales, de acuerdo a la guía de inspección recomendada por el fabricante para su habilitación anual. Se verificaron las AD´s de planeador, motor, hélice y sus accesorios. Se desmontó y montó hélice y planta motriz, para su Recorrida General”. De acuerdo con el Historial, el 26 OCT 09 como última intervención técnica, registraba una inspección de 100 h cuando tenía 2995.8 h de TG. El último registro en su libreta historial era 3011.3 h de TG y 15.5 h Desde la Última Inspección (DUI). En el circuito de combustible del Cessna 140, los tanques abastecen el combustible por gravedad por cañerías simples que dirigen el flujo a la llave de selectora y de allí al motor. Motor La aeronave estaba equipada con un motor marca Continental, modelo C‐85‐12, número de serie 4685‐
6‐12 de cuatro cilindros opuestos, de 85 HP. Según el último Formulario DA 337 de fecha 20 FEB 09, se le efectuó Recorrida General cuando registraba 8502.3 h de TG y se instaló en la aeronave, quedando habilitado hasta 10.302 h de TG, 1800 h Desde la Última Recorrida General (DURG) o año 2020 por tiempo calendario. Al momento del accidente, en su libreta historial registraba 8720.9 h de TG, 218.5 h Desde la Última Recorrida (DUR) y 15.5 h DUI. Hélice El motor estaba equipado con una hélice bipala metálica, de paso fijo, marca Mc Cauley, modelo IA90/CF7151, número de serie 4962. Según el último Formulario DA 337 de fecha 20 FEB 09, se le efectuó Recorrida General y se instaló en la aeronave, quedando habilitada hasta 2000 h DURG o 72 meses por tiempo. Al momento del accidente, por las horas registradas en la libreta historial de motor, la hélice tendría 218.5 h DUR y 15.5 h DUI. Peso y balanceo De acuerdo con los datos extraídos de la última Planilla de Peso y Balanceo, con los datos relevados durante la investigación, se establecieron los siguientes pesos: Vacío: 431 kg Piloto: 85 kg Acompañante: 85 kg Combustible: (51 lts X 0.72): 36 kg Total estimado al momento del acc.: 637 kg Máximo de Despegue (PMD): 658 kg Diferencia: 21 kg en menos respecto al PMD 298
Por lo determinado, el peso de la aeronave y el Centro de Gravedad (CG) antes de iniciar el vuelo y al momento del accidente, se encontraban dentro de los parámetros establecidos por el fabricante y la última Planilla de Peso y Balanceo de fecha 10 FEB 09 enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional (SMN) con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 12:00 UTC, era: Viento: 180/06; visibilidad 10 km; fenómenos significativos: ninguno; nubosidad: 1/8 AC 3000 m, temperatura: 21.5° C; temperatura del punto de rocío 13.7° C; presión al nivel medio del mar 1011.6 hPa y humedad relativa: 61 %. Comunicaciones El piloto notificó la emergencia por frecuencia 123,5 MHZ y luego de aterrizado, se comunicó por teléfono móvil con el Aeroclub EDO, informando la situación. Información sobre el lugar del accidente El campo que utilizó para el aterrizaje se encontraba ubicado a 4,8 km al E del AD EDO, en la zona rural denominada “La Carbonada”; el campo era de terreno blando y parejo sembrado con papas y los surcos del mismo estaban orientados de E a W, las dimensiones aproximadas son de 475 m de E a W y de 350 m de N a S. Las coordenadas del lugar eran: 31º 30’ 023” S y 064º 06’ 16.19” W, con una elevación en el lugar de 1325 pies sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave aterrizó en tres puntos, en sentido de los surcos de cultivo con rumbo general 270º, recorrió aproximadamente 200 m y próximo a detenerse, las ruedas principales se frenaron por acción de la tierra arada provocando que la cola de la aeronave se levante. La hélice que había quedado perpendicular al terreno, se apoyó en el mismo, ocasionando la dobladura hacia atrás de la pala que se encontraba hacia abajo, Después de impactar la hélice contra el terreno, la aeronave volvió a su posición normal quedando detenida en ese lugar. No hubo dispersión de restos. Supervivencia Los arneses y los anclajes de ambos asientos resistieron los esfuerzos a los que fueron sometidos. El piloto y su acompañante abandonaron la aeronave por sus propios medios. Minutos después del aterrizaje, fueron avistados desde el aire por otro piloto del Aeroclub, que notificó la posición donde se encontraban y guió al personal que concurría por tierra para que llegara sin inconvenientes al lugar donde se encontraba la aeronave. El requerimiento de los servicios de emergencias médicas, en el AD EDO, fueron suspendidos, luego de constatarse que el piloto y su acompañante resultaron ilesos. Ensayos e investigaciones En el lugar del hecho, se inspeccionó la aeronave verificando que una de las palas de la hélice tenía una dobladura hacia atrás sin torsión. Se controlaron visualmente los indicadores de combustible, el izquierdo marcaba 3/4 y el derecho 1/16. Se verificaron los tanques de combustible con una regla graduada perteneciente a la aeronave, midiendo el izquierdo 40 L y el derecho 10 L. Se obtuvieron muestras de combustible y de aceite de la aeronave y de la cisterna del aeródromo para 299
ser analizadas. El informe del Laboratorio de Ensayo de Materiales concluyó: que las muestras de combustible “corresponden con las características técnicas establecidas en las norma ASTM D‐910 para la categoría nafta 100 LL o similar y las mismas no presentan evidencias de disminución o pérdidas de las propiedades físico químicas del material, por lo tanto, se encuentran en estado normal de uso de acuerdo a la especificación técnica”; y que el aceite, “presenta propiedades físicas semejantes a aceites lubricantes de uso corriente para motores a pistón tal como Aero Shell Oil 80, o similar. Se encuentra en estado normal de uso, sin disminución o pérdida de sus propiedades mecánicas”. Finalizado el relevamiento de la aeronave, fue trasladada al AD EDO vía terrestre utilizando un tráiler. En común acuerdo con el personal del Aeroclub y su técnico, se sacó la hélice accidentada, reemplazándola por una elegible en servicio. Se efectuó la inspección previa a la puesta en marcha, procediendo al rodaje del motor sin novedad. Se inspeccionó el sistema de combustible, encontrándose juego en el vástago de la llave selectora de tanques. El desfasaje de la posición “ambos”, estaba marcado con pintura roja sobre el cuadrante. Se sacó el vaso del filtro de combustible y se selecto en las dos posiciones (original y marcada), visualizando que no se modificaba significativamente el caudal y en las otras posiciones, izquierdo y derecho sin novedad. Se solicitó a la Dirección Regional Noroeste y a la Jefatura del AD EDO, todos los movimientos de aeronaves que despegaron y aterrizaron ese día entre las 10:00 h y las 11:30 h. De la documentación presentada se pudo establecer que la aeronave Cessna matrícula LV‐GWP, había despegado 6 minutos detrás del LV‐NIP. Esta situación planteada, es coincidente con las declaraciones del piloto y del acompañante del LV‐NIP cuando mencionaron que el LV‐GWP se había cruzado en descenso, cuando se encontraban ingresando al circuito en la inicial de la pista 22. La modalidad del vuelo para lanzamiento de paracaidistas, sobre el sector W del AD EDO, tiene la particularidad que se anota el despegue y el último aterrizaje del turno. Durante el lapso de una hora de vuelo, la aeronave realiza dos o más aterrizajes para completar los lanzamientos. El circuito de combustible de la aeronave, interconecta los tanques ubicados en cada semiala, abasteciendo en forma simultánea o individualmente, según como esté seleccionada la llave selectora (en izquierdo, en ambos o en derecho), de forma que cuando ésta se encuentra en posición “ambos”, los tanques abastecerán el requerimiento de combustible necesario al motor. Al no disponer de información sobre autonomía y consumo horario de combustible en el Manual de Vuelo de la aeronave, se efectuaron cálculos estimativos de consumo, obteniendo: 14 l de combustible consumidos en los primeros 43 minutos que demandó la primera salida antes de realizarse el cambio de puestos. La segunda salida se habría efectuado con 40 l de combustible en el tanque izquierdo y 21 en el derecho. El tiempo de vuelo que demandó la segunda salida hasta el aterrizaje de emergencia fue de 34 minutos, el combustible consumido durante ese período se estimó en 11 l. Información orgánica y de dirección El Aeroclub funciona como institución aerodeportiva desde el 2 de agosto de 1919, ubicado en el paraje Camino 60 Cuadras km 7 y 1/2. Está basado en el predio del Aeródromo Coronel Olmedo en la provincia de Córdoba que posee una Pista: 04/22 1200 x 50 (TIE) con una elevación de 432 m / 1425 ft, ubicado en las coordenadas: 31º 29’ 31.31" S; 064º 09’ 45.31" W (cabecera 04) y posee una cisterna propia para realizar las cargas de combustible 100 LL. La actividad de vuelo de los pilotos y la utilización de las aeronaves, está regulada en el Reglamento Interno, editado y supervisado por La Comisión Directiva. La institución posee, además del Cessna 140, dos Piper PA‐11 y un Cessna 150. Información adicional Al momento del accidente, los instrumentos de temperatura y presión de aceite instalados en la aeronave, no eran de uso aeronáutico. 300
La DNAR Parte 21, Sección 21.183 prescribe los Requisitos básicos para la emisión del Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, para aeronaves fabricadas bajo un certificado tipo. Lo que está especificado en el Procedimiento de Certificación según Orden 8130.2C, sección 1, párrafo 34. m (2) que dice: “los instrumentos, las marcaciones de los instrumentos, las placas de datos e inscripciones, deben estar de acuerdo al diseño tipo aprobado”. La aeronave tenía instalado una tapa de tanque de combustible original, y una tapa de tanque de una aeronave Piper PA‐11. El piloto y el acompañante volaban juntos desde el año 2005, lo hicieron así en el Cessna 182 de su propiedad, hasta que lo vendió y luego en el Cessna 140, ambos compartían el vuelo y trabajaban como un equipo en cabina, leyendo los procedimientos. La aeronave que iban a utilizar, finalizó un vuelo de adiestramiento a cargo de un instructor de vuelo del aeroclub y en la plataforma de estacionamiento les informó “que había un tanque que consumía más que otro”. Según lo manifestado, por el instructor de vuelo, entregó la aeronave, con una diferencia de consumo entre ambos tanques de 5 litros (40 en el Izq. y 35 en el Der.) Esta cantidad de combustible fue verificada en la primera salida y no se tuvo en cuenta durante el cambio de puestos para el último vuelo. En la planilla de Movimientos de Aeronaves del AD EDO, quedó asentado como Piloto del LV‐NIP, el nombre del acompañante al momento del accidente, ya que no fue modificado durante el cambio de puestos que se realizó en plataforma, luego de la primer salida, lo que modificaba el plan de vuelo original. Los pilotos después de efectuar el aterrizaje de emergencia, procedieron a cerrar la llave de combustible, cortar el sistema eléctrico y evacuar la aeronave, posteriormente tomaron la lectura del combustible remanente, con la vara graduada que se utiliza para tal fin, la lectura del nivel de cada tanque, dejó en evidencia la diferencia que había quedado entre ambos de 38 a 40 l en el izquierdo, y de 10 a 12 l en el derecho. El manual de la aeronave posee una advertencia que dice: “no decole si el tanque marca menos de ¼ y manuscrito 15 l.” De acuerdo a lo manifestado por el instructor y el piloto que controló los tanques de combustible antes de la salida, de 40 l en el izq. y de 35 l en el der., estos valores se utilizaron como datos verdaderos para los cálculos y análisis del combustible. El abastecimiento de combustible que se realiza en las aeronaves del aeroclub, son completadas hasta el borde de la boca de carga de los tanques. La carga completa de combustible en el Cessna 140 es de 95 l (47,5 l por tanque), el instructor de vuelo manifestó que “no tengo el registro de la carga de combustible, pero estaba lleno al momento de realizar el primer vuelo y volé 1 hora”. El combustible consumido, después de la hora de vuelo realizado por un instructor, fue de 19.6 l (0.326 x min) y está dentro del consumo horario de un Cessna de estas características, de 18 a 20 l/h. El tiempo total de vuelo, entre las dos salidas efectuadas sin detener el motor en tierra, fue de 1h 10 / 15 minutos incluidos los 3 / 5 minutos que demandó el cambio de puestos efectuado por los pilotos y el aterrizaje de emergencia. Los pilotos manifestaron haber utilizado la llave selectora de tanques de combustible en “ambos” durante todo el vuelo. Los 24.45 l consumidos durante los 75 minutos del tiempo que demandó el mismo, establecen que la diferencia era concordante con lo consumido del tanque derecho. Ambos pilotos tenían un adiestramiento similar y la experiencia en esta aeronave era de pocas horas de vuelo y muy espaciados uno del otro. Existe diferencias marcadas entre un tablero de un Cessna 182 y un 140, el primero tiene el instrumental completo en el panel incluido los indicadores de los tanques de combustible, mientras que el Cessna 140 los tiene en las paneles laterales sobre el marco de las puertas. En la Sección II Procedimientos Normales de Operación pág. 14 b) Procedimientos de Emergencia, del Manual de Vuelo Aprobado menciona “Esta aeronave no posee procedimientos especiales de Emergencia”, todos los procedimientos son normales. Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC) en la Parte 61 –Certificados de Idoneidad Aeronáutica (Licencias, Certificados de competencia y habilitaciones para piloto) Subparte E – Licencias de piloto Privado 61.115 Atribuciones y Limitaciones; Para piloto de avión: en el subtitulo (3) dice: “No 301
podrá volar con pasajeros hasta poseer 25 horas de vuelo como piloto al mando, a partir de la fecha que obtuvo su licencia, y haya sido sometido a una evaluación mínima de una hora de vuelo, con 3 aterrizajes, por un instructor de vuelo, quien dejará constancia en el libro de vuelo del interesado”. La Comisión Directiva del Aeroclub menciona en su Reglamentación Interna en el Titulo Adaptación ‐ Evaluaciones lo siguiente; en el punto a) “Una vez que un piloto sea declarado adaptado a una aeronave, no podrá transportar pasajeros, a menos que se trate de otro piloto adaptado a la misma, sin una actividad mínima de tres horas de vuelo.”, requisito el cual cumplían ambos pilotos que habían sido adaptados a la aeronave el 09 y el 10 de septiembre del 2009. El intercambio en el puesto de pilotaje, no fue observado por personal del Aeroclub y tampoco fue notificado al AD EDO quedando en los registros los datos como la primera salida, modificando el plan de vuelo original. Todos los procedimientos realizados durante el vuelo, ingreso a circuito de pista y aterrizaje fueron similares a la primer salida y respetados por el piloto, “excepto el control del combustible”. Técnicas de investigaciones útiles o eficaces: Se emplearon las de rutina. ANALISIS Aspectos operativos A este suceso se lo analizó desde dos hipótesis diferentes según las siguientes definiciones relacionadas al combustible para mayor claridad: Agotamiento: No queda combustible usable en la aeronave. Falta/Mala administración: Queda combustible utilizable en la aeronave, pero no llega a los motores. El agotamiento de combustible en este suceso queda descartado para el análisis, ya que la aeronave al momento del accidente tenía aproximadamente 50 l de combustible entre los dos tanques. Examinando la documentación de ambos tripulantes, la preparación y salida del vuelo, si bien había diferencias en la cantidad de horas voladas entre uno y otro, no las hubo en los últimos 6 meses, se puede determinar con certeza, que la experiencia y el adiestramiento eran similares. Teniendo en cuenta el combustible disponible en el tanque derecho y el cálculo de consumo realizado en base al tiempo total de 01:15 h (75 min), que demandó el vuelo que terminó en un aterrizaje de emergencia, y habiendo estimado el consumo por minuto (0,326 l/m), dio como resultado 24,4 l consumidos, restados a los 35 l que disponía el tanque derecho, se obtuvo la cantidad de 10,6 l, valor aproximado al obtenido por los tripulantes en el lugar del accidente, entre 10 a 12 l. En función de lo detallado en el párrafo anterior, se desprende que todo el vuelo se habría efectuado con la llave selectora colocada en el tanque derecho y no en ambos como fue manifestado por ambos pilotos que volaron en la aeronave. La confianza mutua de ambos no permitió identificar la situación crítica que provocó, el no haber respetado los procedimientos previos al despegue del segundo vuelo al no controlar la cantidad de combustible disponible para la salida, que fue un factor contribuyente en la detención del motor, finalizando en aterrizaje de emergencia. Esta detención del motor en vuelo se debió a una combinación de factores, dejando a los pilotos “expuestos” a la hora de tomar decisiones, como lo eran: el consumo desparejo entre ambos tanques, la falta de control de combustible antes de efectuar la segunda salida, el mal funcionamiento del vástago de la llave selectora y la modificación forzada del procedimientos de aproximación al circuito de aterrizaje, todo esto en su conjunto favoreció a la emergencia presentada. La detención del motor provocó el desconcierto entre ambos tripulantes para determinar su origen, esto se vio reflejado en los intentos de revertir la situación moviendo infructuosamente el acelerador para ver si obtenían alguna respuesta de potencia, acción esta que no cumplía con ningún procedimiento establecido para ello. Todas las medidas que adoptaron los pilotos dentro de sus posibilidades fueron realizados con poco margen de maniobra ya que estaban a escasa altura y desconocían el origen de la falla como para poder solucionarlo. La rápida decisión tomada por el piloto, de aterrizar en el campo más apto que tenía a su frente, fue acertada logrando su cometido con mínimo riesgo. 302
Al momento del accidente habían transcurrido sólo 2 meses de la adaptación realizada a la aeronave Cessna 140 LV‐NIP, en los últimos 30 días ninguno de los pilotos, superaban los 1.6 h de vuelo, deduciéndose que la familiarización con la misma aún estaba en proceso, siendo susceptibles ante cambios efectuados en los procedimientos normados por el fabricante, como ocurría en este caso con la llave selectora de combustible induciendo a errores involuntarios. Si bien se encontró combustible en los conductos del circuito, durante la inspección en tierra, por parte de los pilotos y de los investigadores, esto es coincidente con el funcionamiento del sistema que se alimenta por gravedad ya que la llave selectora fue cerrada una vez aterrizado, esto permitió que el conducto del circuito del tanque de combustible derecho volviera a completarse ocultando la causa que originó la falla y detención del motor (Sin dejar de lado que esto pudo haber ocurrido durante la aproximación final al campo, en la carrera de aterrizaje o en el momento que casi pilonea la aeronave). El documento principal de una aeronave para uso del piloto, es el Manual de Vuelo del mismo, no es aceptable ni razonable que una aeronave utilizada para vuelos de instrucción y adiestramiento, no posea procedimientos de emergencia (Sección II, pág. 14) en el mencionado manual, por más que ésta, haya sido aprobado en el año 1970. Las actuales exigencias en la actividad aeronáutica, hacen necesario que el piloto se esté actualizando y adaptando a la nueva tecnología, lo mismo debería ser contemplado en la documentación de vuelo que se le entrega para su formación. Derivaciones del incidente entre aeronaves dentro del circuito de aeródromo Del libro de movimiento de aeronaves del AD EDO, se pudo establecer que la aeronave LV‐GPW que se cruzó en circuito, efectivamente está basada en el aeródromo y afectada a los lanzamientos de paracaidistas, tal como lo venía realizando ese día. Examinando la documentación sobre actividad de vuelo desarrollada en el AD EDO se desprende que el LV‐GWP, había despegado 6 minutos después de la segunda salida del LV‐NIP, producto de esto, se deduce que ninguno de los pilotos tuvo contacto visual, ni estuvo atento a los circuitos de pista ya que cada uno de ellos aparte de estar distanciados el uno del otro, realizaban diferentes tareas y en diferentes frecuencias de operación, el LV‐GPW trabajando con la TWR CBA y el LV‐NIP con la frecuencia de aeródromos. Se infiere que ambas aeronaves abandonaron los sectores de vuelo, hacia el circuito de pista 22, en horarios similares, aproximando de diferente forma, uno en vuelo nivelado a la altura del circuito, como lo hacía el LV‐NIP de regreso del AD AGR y el otro en descenso desde el sector el lanzamiento al E del AD EDO. La incorporación apresurada sin realizar un clareo efectivo del sector del circuito de pista, imposibilitó al piloto del LV‐GPW observar que LV‐NIP, se encontraba incorporado en inicial de la pista 22 con altura de circuito, por debajo de éste. El piloto del LV‐GPW, siguió el descenso y se incorporó a la básica de la pista 22 ocupando la primera posición, sin haberse percatado de lo sucedido. El recurso obligado para el piloto del LV‐NIP, fue la de efectuar un escape aplicando un viraje hacia la derecha para incorporarse nuevamente a inicial de la pista 22, sin saber que lo hacía, sobre el tanque de combustible próximo al límite del mínimo consumible. Del hecho mencionado por los pilotos cabe la posibilidad, que de acuerdo a los datos obtenidos, esto haya sucedido, tal cual lo apreciaron los tripulantes del LV‐NIP la falta de la denuncia, del incidente impidió contar con la documentación oficial que se obtiene del libro de turno del AD EDO, donde se asientan la novedades, lo mismo ocurrió con la falta de actualización del plan de vuelo. El AD EDO no es controlado, todo el vuelo VFR en este aspecto, de seguridad y separación en vuelo entre aeronaves recae sobre cada piloto que está al mando. Por tal motivo, la decisión adoptada por el piloto fue acertada ya que en sí, no revestía riesgo alguno, el viraje suave por derecha que optó el piloto para incorporarse a un nuevo circuito no es objetable y está dentro de sus atribuciones. Aspecto técnico Las Libretas Historiales, de Célula, Motor y Hélice, reflejaban que los períodos de inspecciones realizadas, estaban de acuerdo a lo normado por el fabricante y la DA, poseía su Certificado de Matriculación / Propiedad y de Aeronavegabilidad emitidos por la DA en vigencia. La aeronave, al tener dos instrumentos de uso no aeronáutico, instalados y no registrados como tal, 303
además de estar sujetos al tablero de forma no estipulada y tener los mismos una escala distinta a la de uso aeronáutico, no estaban de acuerdo al Certificado Tipo y no se cumplimentó lo estipulado en el DNAR Parte 21 Sección 21.183 por lo que la misma, al momento del accidente no se encontraba aeronavegable. La aeronave estuvo volando una hora quince minutos antes de la detención del motor y el piloto declaró que era operada con la selectora de tanques en ambos, de haberlo hecho no se hubiera detenido el motor por tener combustible suficiente entre ambos tanques. De haber estado selectada en la posición original “Ambos” y no en la marca hecha con pintura, el caudal de combustible era similar o mayor que si se hubiera selectado un tanque, por lo que tampoco se hubiera detenido el motor. Para contrarrestar el error de indicación por efecto del juego en el vástago de la llave selectora de tanques, se pintó una marca roja en el cuadrante ubicado aproximadamente en la mitad del recorrido entre las marcas originales “Ambos” y “Derecho”, lo que pudo haber tenido incidencia en la manipulación incorrecta de la misma, al selectar el tanque derecho por error y volver el indicador a la marca roja adicional. Si bien no se efectuaron comprobaciones durante la investigación sobre el efecto que una tapa de combustible que no era del modelo de la aeronave pudo tener en el consumo desparejo de los tanques, podría existir la posibilidad que un ajuste inadecuado de la tapa cambiaría las condiciones de venteo y presión interna del tanque, pero no haber tenido influencia en la detención del motor. Al analizar el combustible y el aceite e inspeccionar y probar la aeronave, no se encontró ningún indicio que hiciera sospechar, algún mal funcionamiento que haga que se detenga el motor, por lo que se infiere que la detención del mismo no fue producto de una falla técnica. El tiempo que la aeronave estuvo realizando el viraje hacia el lado del tanque selectado, hizo que por la fuerza de gravedad/centrífuga, el escaso combustible disponible, se desplazara hacia el extremo opuesto al de la toma del tanque, interrumpiendo el suministro. Consumiendo a partir de allí, el que se encontraba en el circuito de alimentación al motor, por lo que se infiere que originó las oscilaciones de RPM y luego la detención del motor. Hechos definidos El piloto poseía las licencias correspondientes y estaba debidamente autorizado para realizar el vuelo. El piloto no tenía la habilitación reglamentaria para llevar pasajeros. El acompañante piloto, poseía las licencias y habilitaciones correspondientes y estaba debidamente autorizado para realizar el vuelo. El reglamento interno del Aeroclub discrepa con las RAAC, para poder llevar pasajeros (uno lo autoriza y el otro lo penaliza). El cambio de puesto de pilotaje modificó el plan de vuelo y éste no fue cambiado. Ambos pilotos tenían pocas horas de vuelo, desde su adaptación a la aeronave. La copia del libro del Manual de Vuelo no contiene procedimientos de emergencia. No hay datos de consumo y autonomía en el Manual de Vuelo. La advertencia de no decolar con menos de ¼ por tanque de combustible, en el Manual de Vuelo Aprobado no está debidamente aclarado. Los pilotos no realizaron el control de la posición de la llave selectora de combustible. Las condiciones meteorológicas no tuvieron influencia en el accidente. El piloto del Cessna 182 no habría realizado el clareo del circuito cuando abandonó en descenso el sector de lanzamiento. De acuerdo a la documentación, las inspecciones de la aeronave se ajustaban al programa determinado por el fabricante y la DA. Sin embargo, la alteración de las marcas en la llave selectora de combustible y la utilización de instrumentos no aeronáuticos la hacían no aeronavegable. El Peso y Centrado de la aeronave al momento del accidente, estaba dentro de los límites que establece la última Planilla de Masa y Balanceo. El motor no se detuvo por problemas técnicos propios. El vástago de la llave selectora de combustible tenía juego. La marca adicional en el cuadrante y el juego en el vástago de la llave selectora, pudo incidir en la 304
selección incorrecta de los tanques. Causa En un vuelo de aviación general, durante la fase de circuito de tránsito, en inicial, viraje en escape hacia la derecha con posterior detención del motor y aterrizaje forzoso en un lugar no preparado debido a la interrupción del suministro de combustible del tanque selectado, por un inadecuado procedimiento de selección de tanque para el aterrizaje. Factores Contribuyentes 1) Piloto, escaso adiestramiento y experiencia de vuelo 2) No controlar el combustible remanente antes de iniciar el vuelo 3) Modificaciones de la aeronave fuera de los estándares del fabricante 4) Juego en el vástago de la llave selectora de tanques de combustible 5) Modificación visual de la posición original en la indicación de selección de tanques. 6) Escaso combustible en el tanque selectado. 7) Incorporación al circuito de aterrizaje, por parte de otra aeronave, sin un previo clareo del mismo. Recomendaciones sobre seguridad Al Propietario de la aeronave Se recomienda instruir al plantel de pilotos de la institución que es obligación personal, estar actualizado respecto a los Procedimientos indicados en el Manual de Vuelo, a las directivas particulares y/o de seguridad que el Aeroclub disponga. También, controlar que la Reglamentación Interna del Aeroclub y los pilotos cumplan con Las Regulaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC) en la Parte 61 –Certificados de Idoneidad Aeronáutica; para piloto de avión: en el subtitulo (3) dice: “No podrá volar con pasajeros hasta poseer 25 horas de vuelo como piloto al mando, a partir de la fecha que obtuvo su licencia, y haya sido sometido a una evaluación mínima de una hora de vuelo , con 3 aterrizajes, por un instructor de vuelo, quien dejara constancia en el libro de vuelo del interesado”. Del mismo modo, controlar que cada modificación o alteración que se realicen en las aeronaves (instrumental, tapas de tanque, etc.) estén debidamente registradas en la documentación correspondiente y ejecutar las acciones correctivas establecidas por la autoridad aeronáutica, en la DNAR Parte 21, Sección 21.183 y las indicadas en el Manual de Mantenimiento de acuerdo a lo establecido por el fabricante, según certificado tipo. Adicionalmente, verificar que el TAR que lleve a cabo el mantenimiento, efectúe un control más estricto de las aeronaves (como la inclusión de instrumentos no aeronáuticos o marcaciones no originales) a fin de evitar interpretaciones y acciones erróneas por parte de los pilotos y no comprometer la seguridad operacional. A la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC Considerar la necesidad de evaluar la actuación del TAR que certifica la aeronavegabilidad en el último retorno al servicio. Instar la actualización de los Manuales de Vuelo Autorizados, de acuerdo con lo previsto en la reglamentación vigente. Al Jefe de Aeródromo Coronel Olmedo Asegurar que se apliquen los procedimientos de Tránsito Aéreo y Comunicaciones por parte de los pilotos que participan en la actividad aérea en el AD a su cargo, en cuanto a circuitos de tránsito de AD y frecuencias de uso en función de lo observado. 305
INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeródromo Juárez Celman, provincia de Córdoba FECHA: 31 OCT 09 HORA: 20:40 UTC Aprox. AERONAVE: Planeador MARCA: Glaser Dirks MODELO: DG‐200 MATRÍCULA: LV‐DOL PILOTO: Licencia de Piloto de Planeador PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El 31 OCT 09, en el Aeródromo (AD) Juárez Celman (JCM), aproximadamente a las 18:30 hs, el Piloto con el planeador matrícula LV‐DOL, fue remolcado por un tiempo de 00:40 hs e inició un vuelo de entrenamiento. Luego de volar aproximadamente 01:20 hs, se incorporó al circuito de aterrizaje pasando en forma diagonal sobre la pista con rumbo 220°, ingresó en la última fase del circuito, la aproximación final, con una altura entre 80/100 m. Al percatarse el Piloto que no franquearía el alambrado próximo al umbral de la pista 36, decidió aterrizar en un campo adyacente, inició un viraje a la derecha e impactó contra el terreno a 76 m de dicho umbral. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐ ‐ Graves ‐ ‐ ‐ Leves ‐ ‐ ‐
Ninguna 1 ‐ Daños en la aeronave Célula: Roturas de la parte delantera inferior del fuselaje y del acrílico del parabrisas lado izquierdo; fractura del fuselaje en la zona media, rasgaduras en la raíz del estabilizador vertical y sección del patín de cola; desprendimiento de la toma superior del timón de dirección. Daños en general: De importancia. Información sobre el personal El Piloto al mando de 57 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Planeador con habilitaciones para: Vuelo VFR Controlado, Planeadores monoplaza y multiplazas. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica correspondiente a la Clase II, estaba en vigencia, con vencimiento el 31 OCT 09. Su experiencia de vuelo expresada en horas era la siguiente: Total: 1500,0 Últimos 90 días: 25,0 Últimos 30 días: 10,0 El día del accidente: 1,2 En la aeronave accidentada: 150,0 De acuerdo con el informe enviado por la Dirección Nacional de Seguridad Operacional (Licencias al Personal) de la ANAC, el piloto no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas y accidentes 306
anteriores y no tenía copia de la última foliación en su legajo aeronáutico. Información sobre la aeronave Planeador monoplaza de ala alta, marca Glaser Dirks, modelo DG‐200, número de serie 2‐116, matrícula LV‐DOL fabricado en el año 1980. Estructuralmente, alas y superficies de control de fibra de vidrio tipo sándwich. Tren de aterrizaje ventral retráctil y patín de cola. Fuselaje laminado en fibra de vidrio. Tenía un Certificado de Aeronavegabilidad Estándar, categoría Normal, emitido el 16 DIC 98, y Certificado de Matrícula expedido el 02 MAR 06. La aeronave de acuerdo al último Formulario DA 337, poseía la Rehabilitación Anual en fecha 24 OCT 09, cuando registraba 1.320,8 h de total general (TG) y 742 ciclos (Cs) y 311.8 h desde la inspección de 1000 h. En el Historial Nº 2 de la Aeronave, la última intervención técnica corresponde a una inspección de 100 h (Rehabilitación Anual), de fecha 24 OCT 09. Al momento del accidente, la libreta historial de aeronave registraba 1.325,0 h de TG. Otros equipos La aeronave estaba equipada con un registrador de vuelo marca Cambridge Aero Instruments 302, N° de serie 4JM, fabricado por Cambridge Aero Instruments, GPS Garmin, LVS‐2S, 12,18000. Datos geodésicos. Datos adicionales FXA, ENL, REX. Peso y balanceo al momento del accidente El cálculo de los pesos de la aeronave al momento del accidente eran los siguientes: Vacío: 245,5 kg Piloto + Paracaídas: 93,0 kg Lastre (90 Lts de agua): 90,0 kg Total al momento del accidente: 428,5 kg Máximo de Despegue (PMD): 450,0 kg Diferencia: 21,5 kg en menos respecto al PMD. El Centro de Gravedad (CG) se encontraba dentro de los parámetros establecidos por el fabricante y de acuerdo con la última planilla de Masa y Balanceo de fecha 08 NOV 03, enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad. Información meteorológica El informe emitido por el Servicio Meteorológico Nacional, con datos extraídos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Córdoba, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también el mapa sinóptico de superficie de 21:00 UTC, indicaban: Viento 050/17 KT, visibilidad 10 KM, fenómenos significativos: ninguno, nubosidad: ninguna, temperatura: 37.0º C, temperatura punto de rocío: 11.9º C, presión a nivel medio del mar: 996.1 hPa y humedad relativa 22%. Información sobre el lugar del accidente El accidente se produjo en un campo adyacente a 76 m del umbral de la pista 36 del AD JCM, Público, No Controlado. El terreno del campo donde impactó la aeronave era blando con rastrojo de maíz. Las coordenadas geográficas del lugar eran: 31º 12’ 49.0’’ S y 064º 09’ 37’’ W, con una elevación 495 m (1.623 ft) sobre el nivel medio del mar. Información sobre la aeronave y el impacto La aeronave, con rumbo aproximado 120° impactó con la puntera del plano derecho contra el terreno y 307
continúo desplazándose unos 8 m, posteriormente se volvió a elevar, realizó un giro de 200º y nuevamente golpeó contra el terreno a los 13 m del primer impacto, se deslizó hacia atrás (Oeste‐Este) aproximadamente 20 m describiendo un arco, para quedar detenida con rumbo 270º. Supervivencia Los anclajes del asiento al piso de la cabina, soportaron el esfuerzo al que fueron expuestos, los arneses contuvieron al piloto resultando ileso; éste abandonó la aeronave por sus propios medios y la estructura de la cabina no presentó deformaciones. Ensayos e investigaciones En la aeronave, se comprobó la continuidad y efectividad de todos los comandos de vuelo por su estado y fijación, sin novedad. De acuerdo con lo informado por pilotos, un circuito estándar de aterrizaje para este tipo de aeronaves es el siguiente: la fase de aproximación final de aterrizaje se lo realiza con una altura de 100/120 m y a una distancia entre 500/600 m del umbral de la pista en uso. Se decodificó el archivo del vuelo, grabado por el equipo registrador de datos de vuelo instalado en la aeronave. Dichos datos, decodificados y plasmados sobre el gráfico del terreno, revelaron el siguiente resultado: Detalle de los datos obtenidos de la fase de aproximación final: POSICIÓN ALTURA (m) DIST. CABEC. (m) Inicia viraje a básica 113 820 FIN Fin 0 Fin 1 Fin 2 Fin 3 Fin 4 FIN 5 92 74 71 64 53 28 16 763 620 517 453 346 205 133 VARIO. (m/s) VELOCIDAD (Km/h)
TAS VELOCIDAD (Km/h) GS ‐5,1
‐1,7
‐1,9
‐2,4
‐2,9
‐4,5
‐5,8
115
112
107
105
105
107
91
83
77
72
71
71
74
77
COMP. VIENTO (Km/h) 32 35 35 34 34 33 24 El piloto ingresó con la aeronave en la fase de aproximación final de pista 36 (FIN), con una altura de 92 m y a una distancia de 763 m del umbral. En el punto FIN 5 a 133 m de la zona de contacto y con una altura de 16 m, el piloto inició el viraje a la derecha para aterrizar en el campo adyacente. En el manual de vuelo, en el punto 4.9, “Approach and Landing”, se establece que en la configuración para la aproximación y aterrizaje, se debe seleccionar Flaps L1 (12°) y/o L2 (16°). Para aproximaciones con fuerte viento cruzado se recomienda seleccionar Flaps L1 (12°). La componente de viento de 035º (tomada del registrador de datos) le hizo disminuir su velocidad a un promedio de 72 km/h (GS), que para llegar a la pista 36 debió mantener un régimen de descenso de 2,1 m/s, para cruzar el borde de pista con la altura de seguridad 15 m (50 ft). Información orgánica y de dirección La aeronave era propiedad de una Institución Aerodeportiva, con asiento en el Aeródromo Juárez Celman, provincia de Córdoba. Información adicional Según manifestó el Piloto, ingresó en final con una altura de 123 m y a una distancia de 170 m del umbral de la pista 36. Por información suministrada por pilotos que operan en el aeroclub y confirmadas las condiciones de viento reinantes en el lugar, de dirección 050º, con una intensidad de 17 kt, al pasar sobre las instalaciones del aeroclub que se encuentra a 560 m aproximadamente del umbral de la pista 36, dio 308
origen a una perturbación en la masa de aire conocida como “Turbulencia Mecánica”, que afectó directamente la zona Sur. A 95 m aproximados de la cabecera 36, existe un alambrado que la cruza en forma perpendicular de Este–Oeste, con una altura aproximada de 1 m. El informe de la Federación Argentina de Vuelo a Vela (FAVAV) expresa: 1º) Los planeadores no tienen asignado un tránsito de aterrizaje distinto al de las demás aeronaves que figuran en las RAAC. 2º) La Norma de tránsito vigente, no contempla las características fundamentales de los planeadores, que es su imposibilidad de mantener un nivel de vuelo constante. Esto ha hecho que la mayoría de los Clubes tengan establecidas sus propias normas de procedimiento. Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se aplicaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De los datos extraídos, el punto a ingresar a básica fue a los 820 m de la cabecera, una separación lateral de 420 m y a una altura de 113 m, por lo que se infiere que el piloto no valoró la incidencia del viento (componente de cola + 34 Km/h en inicial y de frente ‐34 Km/h en final) que tendría en el circuito de aterrizaje. Además, el régimen de descenso (promedio 3 m/s) que mantuvo en la aproximación final fue elevado para la relación altura/distancia ya que manteniendo éste, no pasaría por el borde de pista con la altura de seguridad 15 m (50ft), se deduce que el piloto no ejecutó correctamente la senda de planeo en final. En el FIN 5 la Velocidad Verdadera (TAS) disminuyó 16 Km/h y su Velocidad sobre el Terreno (GS) aumentó 3 Km/h como consecuencia de ingresar la aeronave en la masa de aire turbulenta (mecánica), la componente de viento habría variado su dirección, lo que originó el incremento del régimen de descenso. De acuerdo con lo representado en el gráfico de la final y por la posición del punto FIN 5, se puede colegir que el piloto tomó la decisión de aterrizar en el campo adyacente de manera tardía, a pesar de contar con la información necesaria para re‐planificar su circuito. Así también, según los datos obtenidos en la tabla del punto 1.16.3 y lo informado por el piloto, se deduce que la apreciación del mismo sobre la posición relativa del planeador en su trayectoria, con respecto a la pista, no era la correcta. Aspectos técnicos De lo investigado, y analizada la documentación de la aeronave, Historial, Certificados, Habilitaciones y cumplimiento del programa de inspecciones del planeador, no se hallaron indicios de origen técnico que pudieran tener relación con el accidente. Hechos definidos El piloto era titular de la Licencia Piloto de Planeador. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica (Clase II) estaba en vigencia. Realizó una inadecuada ejecución del circuito de aterrizaje, al no respetar los parámetros de velocidad, altura y distancia. No configuró la aeronave en final como establece el Manual de Vuelo. La aeronave se encontraba debidamente habilitada para realizar el vuelo. Tenía los Certificados de Aeronavegabilidad, Propiedad y Matrícula en vigencia. El peso y balanceo de la aeronave estaban dentro de los límites que establece la última Planilla de Masa y Balanceo. 309
Dentro de las condiciones meteorológicas, el viento predominante del oeste, en dirección e intensidad, influyeron en el accidente. Causa Durante un vuelo de entrenamiento, en la fase de aproximación final, impacto de la aeronave contra el terreno, debido a una inadecuada ejecución del circuito de aterrizaje. Factores contribuyentes 1) Componente de viento. 2) Turbulencia mecánica en la zona de la cabecera 36. 3) No adecuar los parámetros de velocidad, altura y distancia con relación a la pista un uso. Recomendaciones sobre seguridad Al Propietario de la aeronave Considerar la necesidad de intensificar clases teóricas, efectuando reuniones para los pilotos que operan este tipo de aeronaves, concernientes a la influencia del factor meteorológico en el vuelo a vela y el estudio de las performance de la aeronave. Asimismo, de acuerdo con la ocurrencia de los últimos accidentes con planeadores, pertenecientes a esa Institución Aerodeportiva, en un período corto de tiempo y en la misma fase de vuelo, se recomienda instrumentar medidas específicas en el cumplimiento de los procedimientos establecidos, para realizar los circuitos de aterrizaje por parte de los pilotos, a efectos de contribuir con la seguridad operacional, salvaguardar los medios propios y de terceros que pudieran ser afectados. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Aeropuerto Internacional Ezeiza / Ministro Pistarini, Provincia de Buenos Aires FECHA: 06 NOV 09 HORA: 20:14 UTC AERONAVE: Avión MARCA: Boeing MODELO: 737‐500 MATRÍCULA: LV‐BIM PILOTO: Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea COPILOTO: Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión PROPIETARIO: Empresa de Transporte Aerocomercial Regular Reseña del vuelo El 06 NOV 09, el Comandante y su tripulación, a bordo de la aeronave Boeing 737‐500, matrícula LV‐
BIM, cumpliendo el vuelo de Línea Aérea 1244 regular internacional, despegó del Aeropuerto (AP) Ezeiza (SAEZ) a las 19:30 hs con destino al Aeropuerto Int. Guarulhos San Pablo (SBGR) en la República Federativa de Brasil. Posterior al despegue y cruzando el FL 90, se encendió la alarma de fuego de la unidad de potencia auxiliar (APU); inmediatamente la tripulación realizó los procedimientos de emergencia correspondientes y la alarma se apagó. Posteriormente, el Comandante decidió regresar al aeropuerto de salida, momento en el cual se encendió nuevamente la alarma de fuego del APU. Se declaró en emergencia y solicitó prioridad para el aterrizaje. El Operador de Tránsito Aéreo de la Torre de Control (TWR) EZE, del AP Ezeiza, autorizó el procedimiento de aproximación por instrumentos para pista 11, realizándose la aproximación y el aterrizaje sin novedad. 310
Luego del aterrizaje la alarma se apagó, quedando la aeronave detenida en pista. Los servicios concurrentes comprobaron visualmente que no existía fuego en la zona afectada; por lo que se rodó la aeronave hasta la plataforma principal de la AP, posición Nº 15, donde los pasajeros descendieron sin inconveniente, por escalera. El accidente ocurrió durante el vuelo y en condiciones instrumentales. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Pasajeros
Otros
Mortales Graves ‐ ‐ Leves ‐ ‐ ‐ Ninguna 5 72 Daños en la aeronave Célula: Daños en el cableado eléctrico y recubrimiento de cañerías de la zona trasera exterior, próxima al escape, de la unidad de potencia auxiliar (APU), por alta temperatura. Daños en general: Leves. Información sobre el personal Piloto El piloto de 36 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea de Avión (TLA), con habilitaciones para vuelo nocturno, vuelo por instrumentos en monomotores y multimotores terrestres hasta 5700 kg, Cat III Copiloto A342, A343, Piloto B733, B734, B735. Su Cerificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, se encontraba vigente hasta el 30 ABR 10. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de horas de vuelo: 3324.6 En los últimos 90 días: 95.0 En los últimos 30 días: 45.0 El día del accidente: 0.9 En el tipo de aeronave: 26.0 Copiloto El copiloto de 37 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de 1ra Clase de Avión, con habilitaciones de monomotores y multimotores terrestres hasta 5700 kg. Copiloto B734, B733, B735. Su Cerificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I se encontraba vigente hasta el 30 SET 10. Su experiencia de vuelo en horas era la siguiente: Total de horas de vuelo: 2994.0 En los últimos 90 días: 114.0 En los últimos 30 días: 44.9 El día del accidente: 0.9 En el tipo de aeronave: 1.026.0 Información sobre la aeronave 311
Aeronave de transporte fabricada por Boeing Aircraft Co., modelo 737‐53A, número de serie 25425, de 108 plazas. Birreactor certificado bajo FAR Parte 25. Tiene un peso máximo de despegue de 55.942 kg y un peso vacío de 31.249,5 kg. De estructura metálica y materiales compuestos. Se encuentra propulsada por dos motores turbofán de 20.000 lb de empuje cada uno. Célula La aeronave se encuentra bajo un plan de mantenimiento del tipo inspección progresiva, totalizando al momento del accidente 40.297 hs de total general (TG) y 141 hs Desde la Última Inspección (DUI). Certificado de matrícula: registrado a nombre de una Empresa Aerocomercial S.A. inscripta el 10 AGO 07. Certificado de aeronavegabilidad: emitido por la DNA el 10 AGO 07 sin fecha de vencimiento, clasificación Estándar, categoría Transporte. Formulario DNA 337: vigente de acuerdo con el plan de mantenimiento continuado de aeronavegabilidad presentado por la empresa. Registros de mantenimiento: los mismos indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Peso y centro de gravedad: máximo peso de despegue autorizado 55.942 kg, máximo peso de aterrizaje autorizado 49.895 kg, masa vacía 31.250 kg, peso real del último despegue 50.928 kg, peso al momento del accidente 49.780 kg. Al momento del suceso los pesos operativos y la posición del CG se encontraban dentro de la envolvente operacional. La aeronave se encontraba equipada con una unidad de potencia auxiliar (APU) fabricada por Garret, modelo 85‐129H. El sistema se encontraba protegido por un botellón extintor, con una sola carga. Motores La aeronave se encontraba propulsada por dos motores turbofán de alto índice de derivación, fabricados por CFM Internacional, modelo CFM 56‐3C1 de 20.000 lbs (9071,8 kg) de empuje cada uno. El motor posición 1 tenía número de serie 726130, el N°2 número de serie 857785. Certificados bajo FAR Parte 33, con plan de inspección progresiva; al momento del suceso totabilizaban: el N°1 31.366 hs de total general (TG) y 141:00 hs DUI. El motor N°2 sumaba 31.915 hs de TG y 141 hs DUI. El combustible utilizado era Jet A‐1. Al momento del suceso poseía una carga de 9560 litros. Peso y balanceo al momento del accidente Vacio: 31.249 kg Total al despegue: 50.928 kg Máximo de despegue (PMD): 55.942 kg Total al momento del accidente: 49.780 kg Máximo de Aterrizaje (PMA): 49.895 kg Diferencia: 115 kg, en menos respecto al PMA. El peso y el centro de gravedad estaban dentro de los límites especificados en la Planilla de Peso y Balanceo de fecha 11 SEP 07 enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional con datos que fueron registrados por la estación meteorológica del Aeropuerto Ezeiza, interpolados a la hora y el lugar del accidente y analizado también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC eran: Viento: 160/06 kt, visibilidad: 8 km, fenómenos significativos: lluvia débil, nubosidad: 4/8 St 300 m ‐ 4/8 Sc 450 m ‐ 8/8 Ns 1200 m; temperatura: 21,9º C, temperatura punto de rocío: 20,3º C, presión 1003,2 hPa y humedad relativa 91 %. 312
Ayudas a la navegación: Se utilizaron los sistemas de VOR e ILS para despegue y aproximación a pista 11, sin presentar novedades. Comunicaciones: Las comunicaciones se realizaron con Ezeiza TWR en 118.6 mHz y ACC Ezeiza en 124,9 mHz, sin novedades. Información sobre el lugar del accidente El accidente comenzó en vuelo en condiciones IMC, través 9000 pies en ascenso en comunicación con Baires Control y finalizó en la pista 11 del Aeropuerto Ezeiza / Ministro Pistarini (SAEZ), ubicado a 22 km SSW de la Ciudad Autónoma de Buenos Aires; éste cuenta con dos pistas de asfalto con orientación, una 11/29 de 3300 m x 60 m de largo y ancho respectivamente y la otra 17/35 de 3105 m x 45 m. Las coordenadas geográficas de SAEZ son: 34° 49’ 20” S ‐ 058° 32’ 09” W, con una elevación 20,5 m sobre el nivel medio del mar. Registradores de vuelo La aeronave estaba equipada con un registrador de voces de cabina (CVR) de cuatro canales, marca Fairchild P/Nº 93A100, S/Nº 3676. Al momento del suceso el equipo CVR se encontraba en servicio; no obstante la información en él contenida no pudo ser utilizada en la investigación, debido a que el audio del suceso fue sobregrabado, al no ser desenergizado el equipo, posterior al aterrizaje. El registrador de datos de vuelo es del tipo UFDR, digital con un medio de registro de cinta magnética. Es marca Sundstrand, P/Nº 980‐4100‐BXUN, S/Nº 8127. El equipo UFDR se encontraba en servicio al momento del suceso y su información pudo ser obtenida en el mismo taller habilitado del operador. La totalidad de parámetros fueron desgrabados, de lo que pudo comprobarse que la indicación de “APU Fire” estaba encendida. No se observaron otros valores significativos para la investigación en el resto de los parámetros registrados. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto Según lo asentado por el piloto en el RTV (Registro Técnico Vuelo) se encendió luz de fuego de la APU a 9000 pies de altura, se realizó el procedimiento de emergencia activando el “APU fire handleswitch” sin apagarse la luz. Se procedió a la descarga del matafuego apagándose durante 20 seg, volvió a encenderse la luz de fuego continuando encendida por 30 seg, después del aterrizaje. Una vez la aeronave en plataforma del AP SAEZ y controlado por el servicio contra incendio, se observó humo saliendo por el tubo de escape de la APU, donde el personal de mantenimiento sacó el capó y la parte inferior del alojamiento (“shroud”) confirmando que hubo presencia de alta temperatura en la zona exterior de la APU, con cableado quemado. Incendio Durante el aterrizaje de emergencia, el Servicio de Salvamento y Control de Incendio se encontró presente en el lugar donde se detuvo la aeronave en la pista; éste verificó que no había fuego ni humo saliendo de la cola de la aeronave donde se encuentra la salida de la APU y posteriormente acompañó a la aeronave hasta la plataforma donde estacionó. Supervivencia No fue necesario utilizar los sistemas de evacuación de la aeronave, los pasajeros y tripulantes descendieron en la plataforma principal del AP SAEZ, por los medios normales de desembarco. Ensayos e investigaciones 313
En el lugar del accidente se controló la APU, encontrando el cableado del arnés exterior de su zona trasera, próximo al escape, deteriorado por acción de alta temperatura. Se observó goteo de combustible por el drenaje de su alojamiento (“shroud”), como también en la zona de cámara de combustión, inyectores de combustible y drenaje de la cámara. Descripción del sistema de abastecimiento de combustible al APU. La APU puede ser abastecida de combustible desde cualquiera de los tres tanques alares (tanque 1, central ó tanque 2) mediante el adecuado gerenciamiento de las válvulas selectoras. La cañería de los tres tanques confluyen en una común que se dirige hasta la APU. En esta cañería común está instalada una válvula de corte de combustible (“APU fuel shutoff valve”), que se encuentra montada en el larguero trasero del ala izquierda. La válvula era P/Nº AV16E1209D, S/Nº N38598. La válvula está accionada eléctricamente y compuesta de un motor que conduce una compuerta giratoria. Incorpora una válvula térmica de alivio de presión, opera con 28 Volts de CC y se controla desde la APU “master switch”. La válvula debe cerrarse cuando se energiza la “fire switch” del APU. Adicionalmente, la APU también incorpora otra válvula de corte de combustible accionada por un solenoide (“Valve solenoid”) P/Nº 96487 V5000‐40, S/Nº 50985. El indicador visual de posición de la válvula “shutoff” de combustible de APU del avión, se encontraba en posición “abierta” cuando en la cabina la “master switch” de corte normal de la APU y la manija de corte rápido estaban selectadas en posición “cerrada“. La válvula P/Nº AV16E1209D fue desmontada para verificar su funcionamiento. Se efectuó una prueba operacional conectándola en otra aeronave con instalación compatible al LV‐BIM y se verificó su estado inoperativo. Se realizaron mediciones por continuidad del circuito interno, conformado por bobinados e interruptores de posición abierto y cerrado en el conector D920 (según “Wiring Diagram Manual”, pág. 49‐31‐12) verificándose que el “switch” asociado a la posición cerrado estaba trabado (inoperativo), en posición abierto, sin novedad. En la operación manual de la válvula, se verificó dificultad en el movimiento de rotación, que presentaba excesiva dureza. La válvula tenía una vida útil de 20.000 hs, quedándole al momento del accidente 4.267:29 hs. La falla de la bobina inductora podría estar relacionada con la falta de libertad de movimiento del conjunto mecánico; un bloqueo parcial del sistema podría requerir un esfuerzo eléctrico que la bobina no haya soportado y de esa forma fallara. No se dispuso de otro sistema de ensayo que pudiera comprobar esa hipótesis. Una vez trasladada la APU al taller, se comprobó que la misma tuvo principio de engranamiento. Se extrajo el filtro de aceite y muestra de aceite para su análisis en el laboratorio de un Taller habilitado 1B‐
114, dando apto. En el desarme se observó hollín en la cámara de combustión, se sacó el inyector y bujía para su prueba en banco sin novedad. Se realizó la prueba funcional en banco en los talleres de ARSA de la válvula de corte combustible P/Nº V5000, dando en dicha comprobación una deficiencia en el cierre del paso de combustible en sucesivas pruebas (a 100 PSIG). Se desarmó la válvula observando que un sello “o‐ring” presentó deformación, como también su alojamiento, causando un mal desplazamiento y esfuerzo anormal cada vez que se actuaba la válvula, quedando la misma trabada en posición abierta. Información orgánica y de dirección: La aeronave es propiedad de una Empresa de Transporte Aerocomercial Regular. Información adicional Durante la entrevista realizada a la tripulación de la aeronave, ésta manifestó que realizaron el despegue de pista 11 del AP Ezeiza en condiciones normales y en pleno ascenso aproximadamente a 9.000 pies de altitud, sonó y se encendió la alarma de fuego de la APU; inmediatamente se cumplimentó el procedimiento de contención de fuego de la Lista de Control de Procedimientos (LCP) de acuerdo a lo establecido en el Manual de Vuelo de la aeronave (“AFM Sec. 2 Pag. 3 APU Fire Warning”), accionándose el extintor de APU. 314
Durante el descenso hacia el AP de partida y transcurrido unos segundos, volvió a sonar y encenderse la alarma de fuego en la APU, no pudiendo identificar el motivo que lo generaba, realizaron los procedimientos correspondientes y aterrizaron sin novedad. En concordancia con lo establecido en el AFM, al continuar la indicación “APU Fire” se debe aterrizar en el aeropuerto apto más próximo. Después del aterrizaje y una vez detenida la aeronave en la pista, el personal de bomberos comprobó visualmente la no existencia de fuego, procediendo a rodar hacia la posición asignada en la plataforma principal, donde los pasajeros y la tripulación descendieron por las escaleras en forma ordenada. Técnicas de investigación útiles o eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos Después de realizar el despegue en forma normal desde el AP SAEZ para cumplir un vuelo regular internacional, la tripulación de la aeronave ante la detección de una anormalidad en el funcionamiento de la APU (emergencia de fuego en dicho sistema), resolvió dicha situación aplicando el procedimiento de fuego en la APU siguiendo los procedimientos estipulados por el fabricante de la aeronave en la LCP, procedimientos de emergencia y normales, que figuran en el Manual de Vuelo de la misma. Todos los procedimientos aplicados durante la emergencia y el aterrizaje, fueron realizados correctamente por la tripulación, resolviendo la emergencia en forma satisfactoria, no detectándose durante la investigación causales operativos que produjeran el accidente. Aspectos técnicos De lo investigado, surge que la APU fue desactivada antes del despegue como lo especifica la lista de control de procedimientos, al selectar “master switch APU” a “OFF”. Bajo este procedimiento, deben irse a cerrado: la válvula de corte (P/Nº AV16E1209D) instalada a la salida de los tanques, como así también la válvula de corte de combustible instalada en la APU (P/Nº 96487 V5000‐40). Ambas fallaron su cierre y el combustible continuó pasando parcialmente hacia la cámara de combustión de la APU, aunque con menor presión. Debido al cierre de la toma de aire, pero con presencia de combustible y la progresiva disminución de rpm, la combustión se efectuó en forma inadecuada, produciéndose alta temperatura en la zona trasera (caliente) de la turbina por falta de refrigeración, como así también en la salida (tubo de chorro), lo que provocó la quemadura del encableado adyacente. Hechos definidos La tripulación se encontraba habilitada para realizar el vuelo. Los pilotos realizaron los procedimientos en forma correcta para la resolución de la emergencia. La aeronave se encontraba aeronavegable al momento del accidente. La meteorología no fue un factor contribuyente. La alta temperatura en la zona trasera de la turbina de la APU habría producido a la falla de ambas válvulas de corte de combustible, permitiendo continuar su paso hacia la cámara combustión, impidiendo la detención normal del equipo. Una de las válvulas contaba con vida útil remanente y a la otra le aplicaba el procedimiento de mantenimiento “Por Condición”. Los servicios concurrentes respondieron de modo satisfactorio. Causa Durante un vuelo internacional de pasajeros, posterior al despegue, en la fase de ascenso, encendido de la alarma de incendio de la APU, regreso al AP de partida y aterrizaje de emergencia, debido a la falla simultánea de ambas válvulas de corte de combustible, que produjeron recalentamiento y quemado de cableado y recubrimiento de cañerías. 315
Factores contribuyentes 1) Falla eléctrica en la bobina de inducción de la válvula de corte P/Nº AV16E1209D 2) Falla de un sello y su alojamiento en la válvula P/Nº V5000. Recomendaciones sobre seguridad Al operador de la aeronave Considerar la necesidad de establecer de la forma más adecuada, una observación estricta del cumplimiento de las instrucciones de aeronavegabilidad continuada, en función de lo expresado, referente al sistema de abastecimiento de combustible. A la National Transportation Safety Board (NTSB), EE. UU. A efectos tome conocimiento de la presente investigación, y en caso de considerarlo oportuno, proponer al fabricante de la aeronave, verificaciones adicionales a las establecidas en el plan de mantenimiento, de las válvulas que resultaron con fallas. INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: Río de La Plata, Aeródromo Quilmes, provincia de Buenos Aires FECHA: 10 NOV 09 HORA: 18:45 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: PIPER MODELO: PA‐23‐150 MATRÍCULA: LV‐HDO PILOTO: Piloto Comercial 1ª Clase de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo Aproximadamente 18:45 h, el piloto con un acompañante, despegó del Aeródromo Quilmes (ILM) para realizar un vuelo de comprobación de instrumental en la aeronave matrícula LV‐HDO. Posterior al despegue y con una altura de 100 pies sobre el terreno, el motor derecho tuvo pérdida de potencia, lo que obligó al piloto a un acuatizaje sobre el Río de la Plata, próximo al aeródromo de partida. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a las personas Lesiones Tripulación Pasajeros Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐
Graves ‐‐ ‐‐ ‐‐
Leves ‐‐ ‐‐ ‐‐ Ninguna 1 1 Daños en la aeronave Célula: Fuselaje con fractura de su estructura por detrás de la cabina de pasajeros; rotura del recubrimiento por aplastamiento del ala izquierda, desprendimiento hacia arriba del ala derecha. Motores: De importancia por impacto con el agua y posterior hundimiento. Hélices: Todas las palas se doblaron en distinto grado hacia atrás en la zona cercana a las punteras. Daños en general: Destruida. 316
Información sobre las personas Piloto De 39 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Comercial de Primera Clase de Avión (PC 1ra), con habilitaciones para vuelo nocturno, vuelo por instrumentos, monomotores y multimotores terrestres hasta 5700 kg. Poseía además las licencias de: Piloto Privado de Avión (PPA), Piloto Comercial de Avión (PCA), Instructor de Vuelo Avión (IVA), y Piloto Aeroaplicador de Avión (PAA). Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase I, estaba vigente con fecha de vencimiento el 30 OCT 10. El informe de la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC menciona que el piloto tenía copia de la última foliación y no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas y accidentes anteriores en su legajo aeronáutico. Su experiencia de vuelo en horas de acuerdo con lo anotado en su Libro de Vuelo era la siguiente: Total: 1.594.5
Últimos 90 días: 58.5 Últimos 30 días: 17.3
El día del accidente: ‐‐‐‐‐
En el tipo de aeronave: 15.0
Acompañante De 29 años de edad, era titular de la Licencia de Piloto Privado de Avión (PPA), con habilitaciones para vuelo nocturno local, aeronaves monomotores y multimotores terrestres hasta 5700 kg. No poseía otras licencias. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, Clase II, estaba vigente, con fecha de vencimiento el 30 MAY 10. Accidentes e Infracciones: No registraba. El informe de la Dirección de Licencias al Personal de la ANAC menciona que el piloto tenía copia de la última foliación y no registraba antecedentes de infracciones aeronáuticas y accidentes anteriores en su legajo aeronáutico. Información sobre la aeronave La aeronave era del tipo avión, marca Piper, modelo PA‐23‐150, número de serie 23‐1091 de cuatro (4) plazas; era de construcción metálica, semimonocasco, ala baja, empenaje convencional, tren triciclo retráctil con ruedas, dos motores alternativos de cuatro cilindros; estaba equipada con dos hélices de dos palas, de paso variable. El peso máximo de despegue (PMD) autorizado era de 1.588 kg, el peso máximo de aterrizaje (PMA) autorizado era 1.588 kg y la masa vacía de 1.093 kg. Célula El mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un total general (TG) de 3.996 h; 782 h desde la última recorrida (DUR) y 30 h desde la última inspección (DUI). El avión estaba registrado a nombre de un propietario privado, con fecha de inscripción el 29 ABR 09. El Certificado de Aeronavegabilidad fue emitido por la Dirección de Aeronavegabilidad (DA) el 25 MAR 98, sin fecha de vencimiento, con clasificación Estándar, categoría Normal. El Formulario DA 337 fue emitido por el TAR 1B‐163 el 01 NOV 08, siendo su vencimiento el 01 NOV 09. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Motores 317
La aeronave estaba equipada con dos motores marca Lycoming, modelo O‐320, números de serie L‐
13656‐27 el Nº 1 y L‐7200‐27 el Nº 2, de 150 HP c/u. El mantenimiento se llevaba de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante, teniendo al momento del accidente un TG de 3.927 h y 2.455 h; 785 h DUR y 30 h DUI respectivamente. El combustible requerido y utilizado era aeronafta 100 LL; al momento del accidente tenía 231 l, que fueron determinados calculando el consumo desde la última carga. Hélices Los motores estaban equipados con hélices marca Hatzell, modelo HC‐82‐XG‐2B, números de serie K‐
2482 la Nº 1 y K‐2556 la Nº 2; cada una estaba compuesta de dos palas, de construcción metálica y paso variable; tenían al momento del accidente un TG de 2.455 h y 3.924; 30 h DUR y 30 h DUI respectivamente. Ambas hélices fueron recorridas en TAR 1B‐21, en JUL 09. Peso y balanceo al momento del accidente Vacío: 1093 kg
Combustible (251 l X 0.72): 181 kg Piloto: 77 kg Acompañante: 73 kg
Total al momento del accidente: 1424 kg
Máximo de despegue (PMD): 1588 kg Diferencia: 164 kg en menos respecto al PMD Al momento del accidente, la aeronave tenía su CG dentro de los límites establecidos en el Manual de Vuelo autorizado por el fabricante y la planilla de Masa y balanceo de fecha 15 MAR 86 enviada por la Dirección de Aeronavegabilidad de la ANAC. Información meteorológica El Informe del Servicio Meteorológico Nacional consigna, para el lugar del accidente, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de las estaciones meteorológicas de los aeródromos Aeroparque, Ezeiza y La Plata, interpolados a la hora y lugar del accidente y visto también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, era: Viento de los 020º, velocidad 07 kt, visibilidad 10 Km, fenómenos significativos ninguno; nubosidad ninguna; temperatura 21.7º C, temperatura punto de rocío 6.5º C, presión 1013.3 hPa y humedad relativa 37%. Comunicaciones El piloto mantuvo comunicación con el aeródromo Quilmes que es AERADIO, e informó la emergencia a una aeronave de la escuela, que se encontraba en tierra, en proximidades de la pista en uso. Información del lugar del accidente La aeronave quedó detenida en las coordenadas 34º 41’.791’’ S ‐ 058º 14’ .477’’ W, en aguas del Río de la Plata, a unos 200 m de la costa de la localidad de Quilmes. El Aeródromo (AD) Quilmes (ILM), desde el cual despegó, está ubicado 2 Km al ENE de la ciudad homónima, es Público Aeradio, con una pista de tierra con orientación 18 / 36, de 1000 x 30 m de largo y ancho respectivamente, Las coordenadas del AD son, 34º 42’ 19’’S y 058º 14’ 41’’ W con una elevación de 2 m sobre el nivel medio del mar. 318
Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave quedó sumergida en aguas del Río de la Plata. El ala derecha mostraba evidencias de un golpe en la punta del ala, en tanto el ala izquierda presentaba un fuerte impacto en el borde de ataque y fractura en el larguero principal en la unión con el fuselaje. El tren de aterrizaje se encontraba en posición “ABAJO” Se observó también documentación flotando en el agua que cubría el interior de la cabina hasta el borde inferior de las ventanas; la cabina estaba recostada sobre el lado derecho dado que tenía una posición relativa más baja respecto al lado izquierdo. La aeronave estaba prácticamente paralela a la costa. Supervivencia Ambos tripulantes abandonaron el avión por sus propios medios, por las puertas de acceso; la cabina no sufrió importantes deformaciones y los cinturones de seguridad no se rompieron y cumplieron adecuadamente con su función. Ensayos e investigaciones La aproximación al lugar del accidente, se realizó en dos fases: 1) En una lancha de la Prefectura Naval Argentina que partió del puerto de Quilmes para acercamiento al área, y luego, 2) Trasbordo desde la lancha a un bote de goma, por la escasa profundidad en el lugar. El oleaje originado por el viento y el ascenso de las aguas ‐pleamar‐ no permitió un mayor acercamiento con seguridad. Una vez retirada la aeronave del río, siete días después de ocurrido el suceso, se pudo observar que la misma no había tenido desprendimientos de superficies de comando y que la misma mantenía su cadena cinemática; también se pudo observar la posición de las llaves de combustible, ambas en posición de tanque principal conectado (ON). Se procedió al desarmado de ambos motores no encontrando ningún indicio mecánico de falla, considerando los daños producidos en el accidente y el agua ingresada a los mismos, que no permitió pruebas funcionales. Dado el tiempo sumergido, quedaron sin poder verificar fehacientemente los sistemas de combustible (cañerías, filtros, conexiones al carburador, etc.) y eléctrico (encendido, magnetos, cableados, etc.). Por estas razones, no pudo reproducirse la falla declarada por la tripulación. Respecto del piloto se observó que contaba con poca experiencia en el tipo de aeronave. No se extrajeron muestras de combustible para el análisis, por estar contaminadas por el agua del río. El piloto señaló que luego del despegue y con unos 100 ft, confirmó “ascenso positivo, tren arriba”, pero antes de accionar la palanca actuadora del tren de aterrizaje, la aeronave hizo una “guiñada” (giro alrededor del eje vertical del avión) a la derecha, por lo que instintivamente hizo presión sobre el pedal izquierdo para corregir la posición. Luego de sobrepasar los cables que corren paralelos a la costa, en el extremo de pista 18, quitó presión en el pedal para quedar orientado paralelo a éstos y próximo al agua, restableció para el acuatizaje. Información orgánica y de dirección: La aeronave es de propiedad privada. La Dirección de Licencias al Personal informó que la Empresa se encontraba habilitada como Escuela de Vuelo y la aeronave y el piloto estaban inscriptos en los ANEXOS I y II respectivamente. Información adicional 319
Por las variaciones de la marea y las características propias del río, que tiene un fondo cenagoso, la aeronave fue retirada por partes, realizándose su rearmado en el taller de la institución a la cual pertenece. El piloto había sido readaptado a la aeronave 14 días antes del accidente por un instructor de la institución para la cual ambos estaban trabajando. Las Reglamentaciones Argentinas de Aviación Civil (RAAC), Parte 91, indican: Técnicas de investigación útiles y eficaces: Se utilizaron las de rutina. ANÁLISIS Aspectos operativos De lo investigado, surge concordancia entre lo manifestado por el piloto en su declaración, con lo encontrado en los restos de la aeronave y en las características del impacto. La rotura de la punta del ala derecha y la fractura en el larguero de ésta en su unión con el fuselaje, indican el apoyo que hiciera el ala en el momento del choque contra el agua; a su vez la rotación angular, al acelerarse por el brusco frenado en el impacto, produjo los daños verificados en el borde de ataque de ambas alas. Los daños encontrados en ambas hélices son indicativos de la poca potencia existente en el momento del impacto. La reducción de potencia de un motor, estando aún la aeronave con el tren extendido, generó una mayor resistencia, no pudiendo determinarse las razones por las cuales, las performances del motor operativo no fueron suficientes para mantener el vuelo nivelado. El giro fue hacia la derecha, mientras el piloto intentaba llevar la aeronave paralela a la costa. De haber intentado regresar al punto de partida, la situación se habría agravado con una muy probable pérdida de sustentación. La experiencia registrada por el piloto en el tipo de aeronave, no habría contribuido a resolver adecuadamente una emergencia como la detallada. Aspectos técnicos De lo investigado, surge que la aeronave estaba aeronavegable. No pudo verificarse fehacientemente alguna causa técnica que pudiera haber provocado la disminución de potencia del motor derecho. Debido al ingreso de agua en el sistema de combustible, no fue posible verificar la calidad del mismo ni realizar una prueba operacional de los motores. Las deformaciones de las palas de las hélices muestran una baja potencia aplicada al momento del impacto de la aeronave con la superficie del agua. Se pudo constatar que el avión permaneció en todo momento con el tren de aterrizaje ABAJO. Hechos definidos El piloto era titular de la licencia y habilitación que le permitían realizar vuelos como el del día del accidente, y su aptitud psicofísica se encontraba en vigencia para su licencia de Piloto Comercial de 1ra Clase de Avión. La aeronave poseía Certificados de Matriculación y de Aeronavegabilidad vigentes. De acuerdo con los datos asentados en los libros historiales, la aeronave estaba mantenida de acuerdo con los plazos establecidos en la documentación técnica y la reglamentación vigente. El peso de la aeronave al momento del accidente se encontraba dentro de los límites establecidos en el manual de vuelo y la planilla de Masa y Balanceo. La causa de la posible falla del motor no pudo ser determinada. La meteorología no influyó en el accidente. 320
Causa Durante un vuelo de aviación general en la fase de despegue, pérdida de sustentación y acuatizaje controlado, por la posible detención / pérdida de potencia del motor derecho, debido a causas que no pudieron ser comprobadas. Recomendaciones sobre seguridad Al explotador de la aeronave Asegurar que los pilotos que operen sus aeronaves, intensifiquen su adiestramiento, en cuanto a los procedimientos de emergencia, con el fin de contribuir con la Seguridad Operacional INFORME FINAL ACCIDENTE OCURRIDO EN: AD San Justo, Pcia. de Buenos Aires FECHA: 10 NOV 09 HORA: 18:20 UTC (aprox.) AERONAVE: Avión MARCA: Taylorcraft MODELO: BC‐12D MATRICULA: LV‐ZJG PILOTO: Piloto Comercial de Avión PROPIETARIO: Privado Reseña del vuelo El Piloto, con un acompañante, despegó con la aeronave LV‐ZJG del aeródromo (AD) San Justo (JUS), con destino al aeródromo Mercedes (MRD), ambos en la Provincia de Buenos Aires, en un vuelo de aviación general. Posterior al despegue, el motor de la aeronave habría sufrido una pérdida de potencia, por lo que el Piloto intentó un retorno al AD de partida, produciéndose la caída de la misma dentro del predio del AD. El accidente ocurrió de día y con buenas condiciones de visibilidad. Lesiones a personas Lesiones Tripulación Acompañantes Otros Mortales ‐‐ ‐‐ ‐‐ Graves 1 1 ‐‐ Leves ‐‐ ‐‐
‐‐
Ninguna ‐‐ ‐‐ ‐‐ Daños en la aeronave Célula: Presentaba daños importantes en zona de cabina y en ambos planos alares. El ala izquierda se desprendió totalmente de la raíz, pero sin deformaciones importantes; el derecho en cambio se mantuvo a la estructura pero presenta daños severos en puntera y superficies móviles. En cabina se observaron deformaciones y rotura de estructuras, de comandos, de panel de instrumentos, del plexiglás de parabrisas. No así los cinturones de seguridad, que soportaron el esfuerzo de la caída, y se encontraban en sus respectivos anclajes. El tren principal izquierdo y el de cola no presentaban daños, el tren principal derecho tuvo deformaciones de importancia. Motor: Deformaciones y daños por impacto. Presentó evidencias de haberse detenido en vuelo. Hélice: Permaneció en forma horizontal en la caída y solo tuvo fisuras en el área de toma al motor. Daños en general: De importancia. 321
Información sobre el personal El Piloto, de 42 años, era titular de la Licencia Piloto Comercial de Avión (PCA), con habilitaciones para: Vuelo nocturno, vuelo por instrumentos, en aviones monomotores y multimotores terrestres hasta 5.700 kg; poseía además la Licencia Instructor de Vuelo Avión (IVA) y Mecánico de Mantenimiento Avión (MMA). La Dirección de Habilitaciones Aeronáuticas (DHA), informó que en su legajo no tenía registrados antecedentes de accidentes ni infracciones aeronáuticas anteriores y su último foliado tenía fecha SET 2008. Su Certificado de Aptitud Psicofisiológica, sin observaciones, sin antecedentes y sin limitaciones, estaba vigente hasta el 30 AGO 10. Su experiencia de vuelo expresada en horas era: Total: 650.0 Últimos 90 días: 37.0 Últimos 30 días: 18.0 Últimas 24 hs: 0.2 En el tipo de aeronave: 13.9 Información sobre la aeronave Información general El LV‐ZJG era una aeronave del tipo avión, marca Taylorcraft, modelo BC‐12D, número de serie 7650, de dos plazas, fabricado en 1946, con Peso Máximo de Despegue (PMD) de 544 kg y Peso Vacío (PV) de 473 kg; era de estructura metálica reticulada y recubrimiento de tela; ala alta, tren convencional con ruedas y un motor alternativo de cuatro cilindros opuestos de 65 HP, equipado con una hélice de madera. Célula El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad continuada del fabricante. Al momento del accidente tenía un Total General (TG) de 3.408,6 hs; 48 hs Desde Última Recorrida (DUR) y 4,8 hs Desde Última Inspección (DUI). El Certificado de Matrícula estaba registrado a nombre de un propietario privado, con fecha 30 JUN 2006. El Certificado de Aeronavegabilidad, de Clasificación Estándar Categoría Normal, fue emitido por la Dirección de Aeronavegabilidad (DA), el 11 JUN 2009, tenía vencimiento en JUN 2010. El Formulario DNA 337, fue emitido por el TAR 1B‐255, el 08 JUN 2009, siendo su vencimiento en JUN 2010. Los registros de mantenimiento indicaban que la aeronave estaba equipada y mantenida de conformidad con la reglamentación y procedimientos vigentes aprobados. Sin embargo, utilizaba combustible automotor, sin la correspondiente autorización técnica. Motor Era marca Continental modelo A‐65‐8F, número de serie 60545, de 65 HP; el mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante; al momento del accidente tenía un TG de 3.360,8 hs; 361,3 hs DUR y 4,8 hs DUI. Combustible Requerido: Nafta de aviación, Número octano 73 (grado mínimo), según Data Sheet y 80 (grado mínimo), según el Manual de Vuelo de la aeronave. Utilizado: Nafta súper de Petrobrás, estimándose 15 litros aproximadamente, en el tanque de ala 322
derecha (tanque auxiliar, de 22,5 litros). El tanque principal, de 45,4 litros, había perdido su contenido en el impacto. El Piloto declaró que la carga en este tanque fue de 45 litros. Hélice Era marca Pignolo, modelo MCK, número de serie 1520, compuesta de dos palas y construida en madera, con paso fijo. El mantenimiento se llevaba a cabo de acuerdo con las instrucciones de aeronavegabilidad del fabricante. Al momento del accidente tenía un TG S/D; la Última Recorrida General fue realizada el 31 MAR 2009, por el Taller Aeronáutico de Reparación (TAR) 1B‐21. Peso y balanceo de la aeronave El peso y balanceo de la aeronave al momento del accidente era el siguiente: Item Peso (kg)
Brazo (mm)
Momento Aeronave (en vacío): (*) 473,0 kg 585 276705,0 Piloto: 80,0 kg 584 46720,0 Acompañante: 75,0 kg 584 43800,0 Combust. Tque.Ppal. (45 lt x 0.74): (**) 33,3 kg ‐ 228 ‐ 7592,4 Combust. Tque. Ala (15 lt x 0.74): (***)
11,1 kg
609
6759,9 Varios, docum. en cabina: 1,0 kg 584 584,1 Lubricante (3.78 lt x 0.88) 3,3 kg ‐ 533 ‐ 1758,9 Total: 676,7 kg ‐‐‐
365217,7 Máximo de Despegue (PMD) y Aterrizaje 545,0 kg ‐‐‐
‐‐‐ (PMA): Diferencia: 131,7 kg en más respecto al PMD Ubicación del C.G. respecto al Datum (borde de ataque del ala): 365217,7 kg.mm / 676,7 kg = 539,7 mm. Nota: como puede observarse en el cálculo, aún con los tanques de combustible vacíos, se excedía el PMD. (*) El peso de la aeronave en vacío se obtuvo de la Planilla de Peso y Balanceo confeccionada el 12 DIC 2000 (última disponible), con el valor de la posición del CG corregido, según se aclara en párrafos subsiguientes (1.16.12.2). (**) De acuerdo con testimonio del Piloto. (***) Estimado por el Investigador Técnico. Información meteorológica El informe del Servicio Meteorológico Nacional, con datos inferidos obtenidos de los registros horarios de la estación meteorológica del aeródromo Ezeiza y del Observatorio San Miguel, interpolados al lugar del accidente. Visto también los mapas sinópticos de superficie de 18:00 y 21:00 UTC, era: Viento: 270°/10 kt; Visibilidad: 10 km; Fenómenos Significativos: Ninguno; Nubosidad: Ninguna; Temperatura: 22.7° C; Temperatura Punto de Rocío: 5.2° C; Presión a Nivel Medio del Mar: 1013.5 hPa y Humedad Relativa: 32 %. Comunicaciones La aeronave tuvo comunicación con JUS TWR, pero el Piloto no declaró la emergencia por radio. Información sobre el aeródromo 323
El accidente tuvo lugar dentro del predio del AD JUS, que es Público Controlado, ubicado 3 km al SSE de la localidad de San Justo, Provincia de Buenos Aires, tiene dos pistas, una con orientación 12/30 de 750 x 30 m y otra 16/34 de 700 x 45 m, ambas de tierra. Las coordenadas del lugar eran: 34° 43’ 58’’ S y 058° 36’ 02’’ W, con una elevación de 19 m sobre el nivel medio del mar. Información sobre los restos de la aeronave y el impacto La aeronave impactó dentro del predio del aeródromo,