Rapport d'enquête du SR 111

1.14.10  Évaluation des dommages causés par l'incendie ^(DIT1-95)

1.14.10.1  Panneaux de revêtement de l'avion

La construction du sommet de l'avion comprend principalement des panneaux extérieurs de revêtement travaillant en alliage d'aluminium 2024, rivetés sur une structure de cellule en alliage d'aluminium 7075. Le revêtement de l'avion était peint à l'extérieur avec une peinture d'extérieur blanche et à l'intérieur avec un apprêt de couleur verte résistant aux liquides.

Rien n'indique que l'incendie ait traversé le revêtement à quelque endroit que ce soit du fuselage, et il n'y avait non plus aucun signe de ternissement de la peinture extérieure blanche. On a relevé des dépôts de suie de différentes épaisseurs sur la surface intérieure de certains panneaux de revêtement de l'avion dans la zone de l'incendie.

À l'avant de la référence 475, des matelas isolants étaient placés directement contre le revêtement de l'avion entre les cadres de la structure. Une couche de matelas isolants a ensuite été ajoutée par-dessus les cadres de façon à recouvrir l'ensemble de la surface. Entre les références 475 et 755, aucun matelas d'isolation n'avait été installé entre les cadres, mais uniquement par-dessus ceux-ci.

Dans certaines zones endommagées par l'incendie, l'absence de dépôts de suie sur les panneaux du revêtement semble indiquer que l'isolant avait protégé le revêtement contre l'incendie, plus particulièrement aux endroits recouverts d'une double couche de matelas isolants. À ces endroits, il semble que les matelas isolants placés entre les cadres soient demeurés en place jusqu'à ce que l'avion percute le plan d'eau.

Deux endroits présentant d'importants dépôts de suie avaient été relevés sur le revêtement de l'avion. L'un d'eux est situé entre les références 401 et 420, de X= 25 à X= –25, et l'autre, entre les références 475 et 555, de X= 35 à X= –50. Entre ces deux endroits, de la référence 420 à la référence 475 entre X= 40 et X= –30, on retrouve une zone présentant des dépôts de suie de faible et de moyenne épaisseur. Cette zone se situe au-dessus des rails et des câbles d'ouverture de la porte d'entrée avant des passagers. Une autre zone présentant des dépôts moyens de suie se situe entre les références 374 et 401, de X= 45 à X= –25. En dehors de ces zones, les dépôts de suie sur les portions récupérées du revêtement de l'avion varient de légers à nuls.

1.14.10.2  État de la partie avant de la structure de la cellule

La plupart des composants structuraux de la cellule avaient été recouverts avant assemblage d'un apprêt de couleur verte résistant aux liquides, puis de matelas isolants durant la construction de l'avion (voir Figure 4). Pour que les surfaces intérieures des cadres et des lisses soient exposées à la suie ou aux dommages causés par la chaleur, l'intégrité du matelas d'isolation devait d'abord être compromise.

Les essais d'exposition à la chaleur réalisés sur les matériaux ont montré qu'une exposition de dix minutes à des températures inférieures à 204 °C (400 °F) n'entraînait aucun ternissement de l'apprêt résistant aux liquides; en conséquence, les éléments structuraux récupérés ne présentant aucun ternissement ont été utiles pour établir la frontière entre les zones endommagées par la chaleur et celles qui ne l'étaient pas.

La structure de la cellule dans l'espace inoccupé du poste de pilotage présentant les plus graves dommages causés par la chaleur se trouve devant la référence 366, entre les lisses 15 gauche et 15 droite (voir Figure 24 et Figure 25). Les lisses semblent avoir créé une barrière dont la plus grande partie a empêché l'incendie de se propager vers l'extérieur et vers le bas. Du côté gauche, les dommages causés par la chaleur se prolongent à l'extérieur du plan de la lisse 15, sur le cadre de la référence 366, sur une distance d'environ 10 à 15 cm (4 à 6 po). Du côté droit, les dommages causés par la chaleur se prolongent à l'extérieur du plan de la lisse 15, sur les plans des cadres 10, 11 et 12 sur environ 30 cm (12 po). Cette zone est située directement derrière et au-dessus du tableau de distribution avionique supérieur.

Entre les références 366 et 401, les plus importants dommages causés par la chaleur se situent près du sommet de l'avion, entre les lisses 15 gauche et 15 droite de l'avion. La gravité des dommages causés par la chaleur augmente lorsqu'on se rapproche de la référence 401. Cette zone se trouve au-dessus du diffuseur de plafond placé au centre du poste de pilotage et immédiatement derrière la porte du poste de pilotage.

La structure de la cellule endommagée par la chaleur au point de mettre le métal à nu et située le plus loin vers l'avant se trouve à la référence 353, à X= –20, alors que celle située le plus loin vers l'arrière se trouve à la référence 535, entre X= 31 et X= –48. Entre ces deux références, on retrouve 17 autres cadres ou lisses présentant des profils similaires de dommages causés par la chaleur.

La zone présentant des dommages en stries multiples située le plus loin vers l'avant est le cadre situé à la référence 374, entre X= 17 et X= 9, alors que celle située le plus loin vers l'arrière se trouvait au cadre de la référence 515, entre X= –15 et X= –22. Dans la zone située entre ces deux cadres, 17 autres cadres ou lisses présentent des dommages en stries multiples.

Des fractures mécaniques avec des coulisses ont été récupérées en 16 endroits différents sur les cadres et les lisses, entre le cadre de la référence 374 et celui de la référence 466. Des coulisses ont également été relevées sur les rails de la porte d'entrée avant D1 des passagers, aux environs de la référence 427, entre X= –29 et X= –31.

1.14.10.3  Système de distribution de l'air – poste de pilotage et cabine

La zone de dommages causés par l'incendie au-dessus du plafond à l'avant de l'avion contenait un réseau de gaines d'air principalement en aluminium faisant partie du système de distribution d'air de l'avion (voir Figure 3, Figure 8, Figure 24, Figure 26 et Figure 27). Les gaines de cette zone ont été reconstruites à partir de petits morceaux qui ont été redressés, identifiés, appariés selon les plans de rupture et cousus ensemble au moyen de fil-frein afin de reproduire leur forme originale. La plupart des gaines en aluminium dans la zone endommagée par l'incendie avaient été peintes avec un apprêt résistant aux liquides avant l'installation. En service, elles étaient recouvertes de matelas d'isolation thermique et acoustique. Les gaines d'air reconstruites ont fourni des renseignements sur les limites de l'incendie et l'intensité de la chaleur.

Les dommages causés par la chaleur aux gaines qui assuraient l'alimentation en air du poste de pilotage vont de l'absence totale de dommages à des dommages causés par la chaleur se traduisant par la mise à nu du métal. Le métal a été mis à nu par la chaleur à peu près du dessus de l'office 1 et, vers l'avant, jusqu'au collecteur du poste de pilotage. Une portion de gaine située au-dessus de la porte du poste de pilotage, aux environs de la référence 396, X= 19 et Z= 72, présentait plusieurs dépôts d'aluminium resolidifié sur sa surface extérieure. L'alliage exact de cet aluminium n'a pu être déterminé.

Le métal avait été mis à nu par la chaleur sur les gaines situées derrière les diffuseurs d'air du poste de pilotage, depuis la référence 350 à l'arrière jusqu'à la référence 402, principalement entre les lisses 15 gauche et 15 droite de l'avion. La seule exception était la gaine de distribution du diffuseur de fenêtre, dont le métal avait été mis à nu par la chaleur le long de la référence 392 jusqu'à X= 32. Les dommages causés par la chaleur aux portions récupérées des diffuseurs variaient, une chaleur plus élevée touchant les surfaces supérieures, et une chaleur moins élevée, les surfaces inférieures voisines du revêtement du plafond du poste de pilotage.

Les dommages causés par la chaleur aux gaines verticales allaient de l'absence de dommages jusqu'à la mise à nu du métal. La portion verticale de ces gaines ne présentait aucun dommage causé par la chaleur. La première section de métal mis à nu par la chaleur sur les gaines verticales débutait à la lisse 15 droite, où le métal avait été mis à nu par la chaleur sur la section inférieure de la gaine entre X= –30 vers l'intérieur et le joint à X= –20. Cette zone se trouvait dans le voisinage de l'embout de la gaine de ventilation de l'office 2. Le métal était mis à nu par la chaleur depuis à peu près la référence 395 jusqu'à la référence 442 , entre X= 25 et X= –10. Une section de gaine moulée était installée dans cette zone, de la référence 420 jusqu'à la référence 442, entre X= 5 et X= 25. Aucune partie de cette gaine moulée n'a été retrouvée dans l'épave.

Entre les références 480 et 545 approximativement, les gaines d'air conditionné principales pour les zones 2, 3 et 4 couraient près du dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine et se dirigeaient vers le haut pour passer près du sommet de l'avion. Dans cette zone, des dommages causés par la chaleur avaient mis à nu le métal à certains endroits le long de la partie supérieure des gaines. L'apprêt appliqué sur la partie inférieure des gaines ne montrait aucun dommage causé par la chaleur. Les portions récupérées de deux gaines d'air individuel allant à peu près de la référence 555 à la référence 595, à X= 70 et X= –70, présentaient des dépôts de suie légers à moyens.

1.14.10.4  Système de recirculation d'air

La recirculation de l'air était assurée par quatre ventilateurs disposés au-dessus du plafond de la cabine aux références 685, 725, 1009 et 1109, à X= 28 (voir Figure 24). Chaque ventilateur aspirait l'air à travers un filtre et une chambre de tranquillisation situés à la référence correspondante, entre X= 40 et X= 65. Les chambres de tranquillisation, dont les pièces en aluminium étaient recouvertes de l'apprêt résistant aux liquides, ont été reconstruites.

L'apprêt des chambres de tranquillisation aux références 685 et 725 ne présentait aucun ternissement. Elles présentaient toutefois des zones localisées d'importants dépôts de suie. Les parties récupérées des éléments filtrants en fibre de verre présentaient un ternissement gris foncé d'un côté et un ternissement gris pâle de l'autre côté. Les tuyaux souples reliant les chambres de tranquillisation aux boîtiers de ventilateurs présentaient de légers dépôts de suie localisés sur les surfaces extérieures, mais aucun dépôt de suie sur les surfaces intérieures. Les portions récupérées des chambres de tranquillisation, aux références 1009 et 1109 ne présentaient ni dommages causés par la chaleur ni dépôts de suie.

La gaine de recirculation d'air n'était pas recouverte d'un isolant entre la référence 569 et le ventilateur de recirculation. Un clapet de non-retour était monté sur la gaine afin d'empêcher le retour de l'air lorsque le ventilateur n'était pas en marche. Les portions reconstruites de la gaine de recirculation d'air avaient été installées entre le ventilateur de la référence 685 et la gaine d'air conditionné de la cabine, située tout juste devant le silencieux, aux environs de la référence 555. Le métal de la gaine avait été mis à nu par la chaleur le long des sections non isolées à l'arrière de la référence 569.

L'approvisionnement en air individuel destiné à la section centrale de la partie avant de la cabine était fourni par deux gaines raccordées à une gaine de recirculation d'air à la référence 575 à X= 29 et à la référence 672 à X= 24. Les deux gaines d'approvisionnement en air individuel présentaient des dommages causés par la chaleur qui avaient mis le métal à nu.

1.14.10.5  Air individuel à gauche et à droite dans la partie avant de la cabine

L'alimentation en air individuel dans la partie avant de la cabine était assurée par un ensemble ventilateur et chambre de tranquillisation identique à l'ensemble ventilateur et chambre de tranquillisation de recirculation d'air. Le ventilateur était situé à la référence 990, à X= –24. La chambre de tranquillisation était située entre X= –40 et X= –65. Les portions récupérées de la chambre ne présentaient ni dommages causés par la chaleur ni dépôts de suie. Les gaines d'air individuel n'étaient pas isolées et elles couraient vers l'avant à partir de la référence 990 jusqu'à un embranchement en « Y » (division) à la référence 750, à Z= 91, X= –21. L'une des branches du « Y » traversait le sommet de l'avion vers le côté gauche de la cabine à X= 76, alors que l'autre allait vers le côté droit de la cabine, à X= –76. Les portions récupérées de ces gaines présentaient un dépôt de suie moyen à important sur leur face externe, sans traces de dommages causés par la chaleur. La section de gaine située le plus loin vers l'arrière qui avait été identifiée venait des références 934 à 955, à X= –22 et présentait de légers dépôts de suie sur sa face externe.

1.14.10.6  Offices avant

Les offices 1, 2 et 3 étaient installées à l'avant de la cabine de première classe. Les surfaces extérieures du dessus de ces offices étaient exposées au plafond suspendu de la partie avant de la cabine par une découpe pratiquée dans les panneaux du plafond. On a reconstruit les portions identifiées de ces offices afin d'examiner leur exposition à l'incendie.

L'office 1, installée du côté gauche de la cabine, entre la paroi arrière du poste de pilotage et la porte G1, présentait sur sa surface extérieure supérieure d'importants dépôts de suie et des dommages causés par la chaleur (voir Figure 27). D'autres éléments de l'office 1 présentaient des degrés variables de dépôts de suie, plus particulièrement dans la partie supérieure exposée à l'incendie. L'équipement électrique situé dans le compartiment supérieur avant de l'office 1 ne présentait ni dommages causés par l'incendie ni dépôts de suie. Les fils installés à l'intérieur de l'office n'avaient pas été touchés par l'incendie. Un faisceau de quatre fils passant par une ouverture d'accès au sommet de l'office était recouvert d'un emballage hélicoïdal blanc qui présentait des traces localisées de dépôts de suie. Les fils du faisceau présentaient un ternissement brun pâle.

L'office 2 était installée du côté droit de la cabine, entre la paroi arrière du poste de pilotage et la porte D1. Aucun morceau de la partie extérieure supérieure de cette office n'a pu être identifié. Des morceaux de l'office 2 provenant du plafond suspendu de la partie avant de la cabine ont été identifiés et ils ne présentaient ni dommages causés par la chaleur ni dépôts de suie.

L'office 3 était installée en position centrale avant dans l'avion, immédiatement à l'arrière des portes G1 et D1, entre les références 470 et 508. Il y avait des zones localisées de légers dépôts de suie sur des morceaux situés sur le dessus ou près du dessus de l'office. Les portions de fils installés sur la surface supérieure de l'office présentaient certains dépôts de suie, alors que les fils situés à l'intérieur de l'office n'en présentaient pas. Les fils associés au panneau de coupure de l'alimentation de l'office 3 présentaient des dépôts de suie allant de traces à une accumulation importante, et ils présentaient des dommages causés par la chaleur.

1.14.10.6.1  Système de ventilation des offices avant

Les gaines de ventilation des offices avant comprenaient une gaine unique en aluminium, non isolée, avec des embranchements vers les trois offices avant (voir Figure 3 et Figure 8). L'extrémité amont de la gaine de ventilation était située au-dessus du plafond suspendu de la partie avant de la cabine, au-dessus de l'office 3. La gaine courait horizontalement vers l'avant au-dessus des gaines d'air conditionné jusqu'à l'office 2, avant de continuer latéralement à travers le fuselage jusqu'à un point situé au-dessus de la partie supérieure de l'office 1. La gaine de ventilation descendait ensuite verticalement le long de la paroi gauche du fuselage, à l'extérieur de l'office 1, vers une zone située sous le plancher de la cabine. La gaine continuait ensuite vers l'arrière sous le plancher de la cabine, du côté gauche de l'avion, pour se terminer à la vanne de régulation échappement cabine située juste à l'avant de l'emplanture de l'aile gauche. Le système de ventilation de l'office avant utilisait une pompe venturi pneumatique commandée par l'air de prélèvement venant du circuit pneumatique 1. La pompe venturi était installée à peu près à la référence 872 pour fournir une seule source constante de dépression aux offices avant, tant en vol qu'au sol. Cette installation fournissait à la pompe venturi un débit constant compris entre 200 et 400  pieds par minute (pi/min) qui était évacué vers l'extérieur par la vanne de régulation échappement située à la référence 920.

De l'extrémité amont de la gaine de ventilation des offices avant, une gaine secondaire partait verticalement vers le bas pour se brancher sur la grille d'admission d'air située près du dessus de l'office 3. Une gaine secondaire verticale similaire allait de la gaine de ventilation vers la partie supérieure de l'office 2; toutefois, cette gaine secondaire n'était pas reliée à l'office 2 et elle était fermée au moyen d'un embout en élastomère de silicone (voir Figure 4 et Figure 6). La gaine de ventilation n'était pas branchée à l'office 2 parce que celle-ci n'était pas alimentée en électricité et qu'aucun four n'y était installé^[64]. Une chambre de tranquillisation d'admission d'air était montée au plafond, dans le couloir à l'extérieur du poste de pilotage, près de l'extrémité intérieure de l'office 1. La chambre de tranquillisation d'admission d'air était reliée à la gaine de ventilation des offices avant par un tuyau souple de 8 cm (3 po) de diamètre placé à travers le plafond de l'office 1. Ce tuyau souple était relié au segment vertical de la gaine de ventilation des offices avant, entre la paroi gauche du fuselage et la face extérieure de l'office 1. Un deuxième tuyau souple, d'un diamètre de 5 cm (2 po), partait de la face extérieure de l'office 1 et il se raccordait à la partie verticale de la gaine de ventilation des offices à la référence 398, X= 48, Z= 60, tout juste sous le tuyau souple de 8 cm (3 po). Ce second tuyau souple aspirait l'air (les odeurs) de l'office 1 vers la gaine de ventilation.

Deux segments de la gaine de ventilation des offices avant ont été identifiés; les deux se situaient dans la section verticale de la gaine de ventilation qui courait entre la paroi gauche du fuselage et la face extérieure de l'office 1. Le premier segment était situé au niveau du plancher de la cabine (Z= –18); le second segment était situé sous le point où les tuyaux souples de 8 cm et de 5 cm (3 po et 2 po) étaient reliés à la gaine de ventilation (Z= 11 à Z= 42). Les deux segments de gaine situés au-dessus du niveau du plancher avaient été endommagés par une chaleur intense. Les segments identifiés du système de ventilation des offices provenant d'en dessous du plancher de la cabine, entre les références 396 et 457, montraient des zones localisées de dommages moyens causés par la chaleur. Les portions identifiées de la gaine de ventilation située sous le plancher et à l'arrière de la référence 457 ne montraient aucun dommage causé par la chaleur.

1.14.10.7  Toilettes avant

Le module des toilettes A était installé du côté gauche de la partie avant de la cabine de l'avion, approximativement entre les références 465 et 495, immédiatement derrière la porte G1. Une partie du dessus des toilettes A a été récupéré, et il portait encore un faisceau de fils (voir Figure 27). Des dépôts de suie localisés ont été relevés sur les surfaces de l'espace inoccupé et sur celles des parties récupéréres faisant face à la cabine. Le faisceau de fils attaché était également recouvert de suie. Quelques autres morceaux seulement provenant de ce module de toilettes ont été récupérés et identifiés. Ceux qui ont été identifiés ne portaient aucune trace de dommages causés par la chaleur.

Le module des toilettes B était installé du côté droit de la partie avant de la cabine de l'avion, approximativement entre les références 460 et 496, immédiatement derrière la porte D1. Trois morceaux de ce module seulement ont été identifiés. Il y avait des dépôts de suie sur le côté de ces morceaux faisant face à la cabine, lesquels provenaient de la partie supérieure du module. L'affichette des toilettes B présentait des dépôts de suie.

Il n'y avait pas de signes de dommages causés par la chaleur ni d'arc électrique sur aucun des fils associés aux toilettes avant. De légers dépôts de suie ont été relevés sur certains fils. Le panneau de contrôle des détecteurs de fumée pour les deux toilettes, situé par-dessus le plafond suspendu de la partie avant de la cabine, au-dessus de l'office 1, présentait des dépôts de suie et des dommages causés par la chaleur.

Rien n'indique que l'un ou l'autre des détecteurs de fumée se soit déclenché avant l'arrêt des enregistreurs de bord. L'information disponible indique que l'incendie ne s'est pas déclaré dans une des toilettes avant.

1.14.10.8  Matériaux du poste de pilotage et de la cabine

On a examiné des matériaux provenant de la cabine à la recherche de dommages causés par l'incendie. Un des coussins de sièges de la classe affaires, récupéré au complet avec sa housse, présentait en plusieurs endroits des marques caractéristiques de fusion et des ternissures assimilées à la chute de matières brûlantes. En aucun endroit le matériau en fusion ne semble avoir pénétré le coussin sous-jacent. Des sections de rideaux en tissu utilisés dans la cabine présentaient des dommages causés par une exposition à la chaleur (ternissement, raideur ou rugosité ou les deux). On a également relevé des endroits où des matériaux fondus et resolidifiés adhéraient au tissu des rideaux, y compris un matelas isolant recouvert de PET métallisé, un matériau bleu-vert qui pourrait provenir d'un raccordement électrique modulaire et un matériau dont les caractéristiques correspondent à un alliage d'aluminium 7075. Ces rideaux étaient fort probablement installés dans l'allée, entre les toilettes A et B et l'office 3.

Des couvertures complètes et des morceaux de couvertures ont été récupérés. Lorsqu'elles ne sont pas utilisées, ces couvertures sont rangées dans les porte-bagages de la cabine. Certaines couvertures présentaient de légers dommages causés par la chaleur.

Des zones localisées du plancher des offices avant et de la moquette de la partie avant de la cabine, près des toilettes avant, présentaient des dommages causés par la chaleur correspondant à la chute de matières brûlantes. Une quantité minuscule d'alliage d'aluminium qui semble avoir fondu et s'être resolidifié a été trouvée sur un morceau du plancher de l'office avant installé le long d'une paroi. Le type exact de l'alliage n'a pu être déterminé.

Une portion de la moquette de la cabine présentait de nombreux petits trous à travers les fibres et la sous-couche de la moquette, qui semblaient avoir été causés par la chute de matières brûlantes. Cette section s'étendait de la zone située approximativement entre les références 472 et 505, entre X= –26 et X= –46, la concentration la plus élevée se trouvant à peu près entre les références 482 et 493, ce qui correspond à l'allée située entre l'office 3 et les toilettes B.

Dans le poste de pilotage, on a relevé de nombreux endroits présentant des dommages localisés causés par la chaleur. L'analyse microscopique des fibres a confirmé que le mouchetage avait été causé par l'égouttement de matières en feu. Les tentatives de retrouver le matériau afin d'en déterminer la nature ont été infructueuses, car il semble qu'il ait été délogé au moment de l'impact. La source de la plus grande partie des dommages causés par l'égouttement de matières en feu est fort probablement le matériau de recouvrement du plafond du poste de pilotage, qui a fondu sous l'effet de la chaleur et s'est égoutté sur le tapis (voir la rubrique 1.14.10.10).

Plusieurs dépôts ont été retrouvés sur le siège de l'observateur de droite. De faibles quantités d'aluminium 2024 resolidifié se sont déposées sur la ceinture de sécurité et sur le côté droit du siège. Lorsque le métal solidifié a été retiré de la ceinture de sécurité pour analyse, il est resté un dépôt blanc. D'autres dépôts blancs ont été observés ailleurs sur la même ceinture de sécurité. L'analyse des traces de ces dépôts a révélé qu'ils étaient principalement constitués d'oxyde d'aluminium, et l'analyse microscopique des fibres a révélé des signes de dommages causés par la chaleur (fusion) à chaque endroit. On a déterminé que les dépôts blancs étaient les restants d'autres endroits où l'aluminium resolidifié s'était également déposé. Il n'a pas été possible d'établir le type d'alliage d'aluminium à partir des restants. Une faible quantité d'alliage d'aluminium 6061 resolidifié a été trouvée à l'arrière de la base du siège de l'observateur de droite.

Deux livrets de listes de vérifications ont été récupérés dans les débris de l'avion, et tous deux présentaient des dommages causés par la chaleur. Dans ces listes de vérifications, chaque double-page est insérée dans une jaquette plastifiée, et les pages sont reliées le long d'un bord. Chaque jaquette peut être retournée le long de la reliure et sous le livret, de façon à ce qu'une page soit visible d'un côté, et la page suivante, de l'autre côté.

L'un des livrets présentait des dommages causés par la chaleur plus importants que l'autre. Une certain nombre des bordures des jaquettes en plastique avait partiellement fondu et fusionné, figeant le livret ouvert aux pages 10 et 11. La page 10 était la liste de vérifications en cas de fumée ou d'émanations d'origine inconnue, et la page 11, celle de l'élimination de la fumée ou des émanations. La page 11 présentait des dommages causés par la chaleur plus importants que ceux de la page 10. Le profil de chaleur semblait aller de la surface extérieure vers l'intérieur, ce qui donne à penser que le livret se trouvait en position horizontale, la page 11 vers le haut, au moment où il a été chauffé. Sur le deuxième livret des listes de vérifications, une petite marque de brûlure se trouvait sur le bord supérieur de la page 1 (Index) et se prolongeait jusqu'a la page 4 (ENG2 A-ICE DUCT). Deux marques correspondantes causées par la chaleur ont été retrouvées à la page 2 (INTENTIONALLY LEFT BLANK) et à la page 3 (ENGINE - FIRE).

1.14.10.9  Panneaux de plafond de la cabine

Des panneaux de plafond avaient utilisés pour séparer la cabine de l'espace inoccupé sur toute sa longueur. Les panneaux avait été suspendus à la structure du fuselage à l'aide de tiges de suspension, de montants et d'attaches. Tous les panneaux étaient constitués d'un reouvrement de résine phénolique ou de fibre de verre, collé sur un nid d'abeille en fibres méta-aramide. Certains panneaux portaient un recouvrement encollé de poly(fluorure de vinyle) (PVF) blanc sur une face, certains sur les deux faces. Un laminé décoratif en PVF était collé sur la face des panneaux visibles depuis la cabine.

Trois types de panneau de plafond avaient été utilisés pour construire le plafond de la cabine et quatre autres pour le plafond suspendu de la partie avant de la cabine. De ces quatre types, les panneaux de type CD 207 avaient été utilisés dans la construction d'une partie des porte-bagages et des deux panneaux de plafond coulissants aux portes avant. Différents types de panneau de construction similaire avaient été utilisés pour fabriquer les panneaux de recouvrement, le plafond suspendu de la partie avant de la cabine, les panneaux de linteaux et les panneaux de raccordement.

On a récupéré et examiné des morceaux de différents panneaux pour y vérifier la présence de dépôts de suie et de dommages causés par la chaleur. Les panneaux du plafond ayant été brisés en un grand nombre de fragments par les forces de l'impact, leur emplacement exact dans l'avion n'a pu être établi avec certitude. Parmi les morceaux récupérés, beaucoup présentaient des signes de dommages causés par la chaleur, des dépôts de suie ou les deux. Les dommages allaient d'un ternissement à une carbonisation importante du coeur en nid d'abeille. La plupart des dommages touchaient la face située du côté de l'espace inoccupé, mais certains panneaux présentaient également des dommages sur la face située du côté de la cabine. Ces indices pourraient indiquer que l'incendie a traversé le plafond en certains endroits.

Le type de certains panneaux a pu être identifié d'après leur construction. On a déterminé qu'un morceau de panneau CD 207 provenait soit de l'un des panneaux des portes coulissantes avant dans la zone du plafond suspendu de la partie avant de la cabine, soit d'un panneau de porte-bagages de la cabine de première classe. Les dommages constatés sur ce morceau correspondaient à une exposition à une température de 593 °C (1 100 °F) durant 10 minutes. Quatre des morceaux récupérés ont été identifiés comme étant des parties de panneaux de raccordement dans lesquels étaient installés les plafonniers d'allée et les lampes d'éclairage d'urgence. Ces segments présentaient des zones de ternissement brun foncé en forme de demi-lune, qui correspondaient à l'endroit où étaient installés les plafonniers d'allée et les lampes d'éclairage d'urgence. Quatre autres morceaux récupérés ont été identifiés comme des segments de porte-bagages. Trois de ces morceaux ne présentaient aucune trace de dommages causés par la chaleur. Le quatrième morceau, identifié comme un morceau de gaine d'air de porte-bagages, présentait un profil de dépôt de suie similaire à celui récupéré sur un panneau voisin.

1.14.10.10  Revêtement de plafond et plafonnier du poste de pilotage

Les revêtements de plafond du poste de pilotage, faits d'un matériau thermoformable^[65] gris pâle en feuilles à faible dégagement de chaleur, servent de fini intérieur dans le poste de pilotage. Le matériau est thermoformable à basse température, c'est-à-dire qu'il fond à une température relativement basse. Il commence à amollir et à pendre entre 246 et 274 °C (475 à 525 °F). Les cinq sections qui forment le revêtement de plafond du poste de pilotage sont attachées à la structure de l'avion par des vis et des écrous d'ancrage.

Le revêtement de plafond est installé immédiatement derrière le tableau de distribution supérieur (voir Figure 9 et Figure 10). Le revêtement comprend le plafonnier du poste de pilotage et des ouvertures pour les diffuseurs du système de conditionnement d'air et les commandes des diffuseurs. Certains composants du plafonnier présentaient de légers dépôts de suie; les parties identifiées du plafonnier présentaient quelques dommages causés par la chaleur. Seuls un petit nombre de morceaux du revêtement central du plafond ont été identifiés. Des dommages causés par la chaleur sur la surface orientée vers le fuselage étaient signalés par un ternissement variant de brun foncé à noir. La surface des morceaux faisant face au poste de pilotage présentait des dommages localisés causés par la chaleur, révélés par un ternissement de couleur taupe. La chaleur avait également causé un amincissement, une striction, une fusion de surface et un plissement du matériau. Les surfaces présentaient par endroits des dépôts de suie légers à moyens, des plissements, des bulles et une fusion des bordures.

Les parties gauche et centrale gauche du revêtement recouvraient la zone circonscrite par le bord gauche du boîtier du tableau de commutation supérieur, vers l'arrière jusqu'au panneau de plafond et suivait le plafonnier et la sortie du diffuseur gauche vers l'arrière jusqu'à la penderie du poste de pilotage. Le bord inférieur des revêtements suit le haut des fenêtres coulissantes et arrière jusqu'à la penderie du poste de pilotage. Le revêtement de gauche présente des découpes qui permettent le passage de deux curseurs de commande d'air conditionné, de l'approvisionnement en air individuel, de la liseuse de carte du commandant de bord et du boîtier de commande du haut-parleur, de la liseuse de carte de l'observateur, des interrupteurs marche/arrêt et d'un gradateur, des panneaux du système audio et de la prise du microphone ainsi que de trois panneaux de visite. La découpe pour la liseuse de carte du commandant de bord et le boîtier de commande du haut-parleur se trouve dans le coin avant inférieur du revêtement de gauche. Ce revêtement comprend aussi la porte du compartiment de la corde d'évacuation, située à côté du curseur de commande d'air conditionné du commandant de bord. Le revêtement central gauche présente des découpes pour le panneau du compartiment des ampoules de rechange et l'approvisionnement en air individuel.

La plus grande partie du revêtement de gauche a pu être identifiée et reconstruite. La surface du revêtement faisant face au fuselage présentait d'importants dépôts de suie sur presque toute sa surface, en plus de dommages causés par la chaleur. Ces dommages présentaient un ternissement variant du brun foncé au noir, accompagné de petits plis localisés et d'une fusion superficielle. La surface orientée vers le poste de pilotage présentait des dépôts de suie moyens à élevés de l'avant à l'arrière du revêtement avec, par endroits, un plissement de la surface causé par la chaleur. Le support du microphone/casque d'écoute, placé environ au tiers du revêtement à partir de l'avant, présentait une accumulation moyenne de suie en surface. Un morceau de la porte du compartiment de la corde d'évacuation ne présentait pas de dommages causés par la chaleur. Le seul morceau du revêtement central gauche qui a été identifié était une petite partie du panneau du compartiment des ampoules de rechange qui était restée fixée à sa charnière. La surface orientée vers le poste de pilotage présentait des traces de fusion et des bulles ainsi qu'un ternissement brun foncé et noir. La surface orientée vers l'intérieur du compartiment des ampoules de rechange présentait de légers dépôts de suie localisés.

Les revêtements droit et arrière droit couvrent la zone située entre le bord droit du boîtier du tableau de commutation supérieur, le tableau de distribution avionique supérieur, le tableau de distribution avionique inférieur et le moniteur vidéo du poste de pilotage. Le bord inférieur des revêtements suit le dessus des fenêtres coulissantes et arrière pour revenir vers le moniteur vidéo. Le revêtement droit est pourvu de découpes pour le curseur de commande d'air conditionné, l'approvisionnement en air individuel, la liseuse de carte du copilote et le boîtier de commande du haut-parleur ainsi que le panneau du système audio et de la prise du microphone. La découpe pour la liseuse de carte du copilote et le boîtier de commande du haut-parleur est située dans le coin avant inférieur du revêtement droit. Ce revêtement comprend aussi la porte du compartiment pour la corde d'évacuation située à côté du curseur de commande d'air conditionné du copilote.

La plus grande partie des revêtements droits et arrière droits a été identifiée et reconstruite. La surface du revêtement droit orientée vers le fuselage présentait de légers dépôts de suie ainsi que plusieurs endroits endommagés par la chaleur. Les dommages causés par la chaleur variaient d'un ternissement brun pâle à brun foncé près du support de microphone, à un ternissement noir avec des cloques et une fusion superficielle près du tableau de distribution supérieur. La surface faisant face au poste de pilotage présentait de légers dépôts de suie localisés. Le ternissement dû à la chaleur variait de gris foncé à gris foncé avec des nuances taupe pâle localisées. La surface présentait de légères cloques. Le revêtement arrière droit ne présentait que de légers dépôts de suie, sans dommages causés par la chaleur.

1.14.10.11  Tableau de distribution avionique

Le tableau de distribution avionique comprend un panneau inférieur et un panneau supérieur, situés au-dessus de la table de travail du poste de l'observateur de droite (voir Figure 12). La partie principale de chaque panneau était fabriquée en aluminium. Le panneau de distribution avionique supérieur compte cinq rangées de disjoncteurs désignées alphabétiquement de A à E. Chaque disjoncteur était numéroté de façon séquentielle, à partir de la gauche, et identifié en fonction de la rangée dans laquelle il était installé (p. ex., disjoncteur D1). Le panneau de distribution avionique inférieur ne portait qu'une rangée de disjoncteurs, désignés par la lettre F. La face avant (intérieure) des panneaux de distribution avionique inférieur et supérieur était peinte en gris, et la face arrière (extérieure) n'était pas peinte.

Près de 75 % des panneaux inférieur et supérieur du tableau de distribution avionique ont pu être identifiés, reconstruits et placés dans la structure de reconstruction (voir Figure 27 et Figure 28). Les parties les plus à l'avant des tableaux de distribution supérieur et inférieur n'ont pas été récupérées. Le panneau supérieur avait été exposé à la chaleur par l'arrière et par l'avant. Le panneau inférieur ne présentait pas de dommages causés par la chaleur. Le type de dommages causés par la chaleur sur la face avant du panneau supérieur était évident selon le changement de couleur de la peinture. Des parties du panneau présentaient des dommages correspondant aux éprouvettes de référence de température exposées à des températures comprises entre 430 et 620 °C (800 à 1 150 °F) pendant 10 minutes^[66]. Un ternissement et des dommages causés par la chaleur étaient également présents sur la face arrière de ce panneau sur certains composants électriques et sur certaines surfaces métalliques à nu. Bien qu'il y eut des similitudes à certains endroits, les dommages présents sur la face arrière étaient moins graves que sur la face avant, surtout sur les morceaux situés près de l'avant du panneau où la face avant présentait beaucoup plus de dommages causés par la chaleur que la face arrière. Il y avait des dépôts de suie sur la bague indicatrice blanche de certains disjoncteurs; la suie ne pouvait s'y être déposée que si les disjoncteurs s'étaient déclenchés et qu'ils avaient par la suite été exposés à des sous-produits de combustion. On trouvera plus de détails sur les disjoncteurs du tableau de distribution avionique et les fils installés à proximité dans d'autres sections du présent rapport.

On a remarqué que les dommages causés par la chaleur à certaines parties du panneau supérieur du tableau de distribution avionique correspondaient aux dommages constatés sur les éprouvettes de référence de température exposées à des températures de 427 à 620 °C (800 à 1 150 °F) durant 10 minutes^[67].

1.14.10.12  Tableau de distribution supérieur

Le tableau de distribution supérieur est situé juste à l'arrière du tableau de commutation supérieur, au plafond du poste de pilotage, au-dessus des sièges du commandant de bord et du copilote et derrière eux (voir Figure 12). Le tableau porte sept rangées de disjoncteurs désignées alphabétiquement de A à G. Comme dans le cas du tableau de distribution avionique, chaque disjoncteur est numéroté de façon séquentielle à partir de la gauche, et identifié en fonction de la rangée dans laquelle il se trouve (p. ex., disjoncteur A1). Une plaquette lumineuse en polycarbonate à éclairage intégré avait été installée sur chaque rangée de disjoncteurs.

La plus grande partie du tableau de distribution a été identifiée, reconstruite et placée dans la structure de reconstruction (voir Figure 27 et Figure 29). Du côté faisant face au poste de pilotage, environ les deux tiers de la surface de la plaquette lumineuse en polycarbonate de la rangée A avaient fondu et la plaquette s'était repliée sur elle-même, formant une masse de matériau fondu près du coin supérieur droit du panneau. Une partie de l'extrémité droite de la plaquette lumineuse de la rangée B avait également fondu et elle s'était intégrée à cette masse. Le coin supérieur droit du tableau où la peinture manquait présentait des dommages causés par la chaleur qui correspondaient aux éprouvettes de référence de température qui avaient été exposées à des températures comprises entre 427 et 621 °C (800 à 1 150 °F) durant 10 minutes, et l'endroit où la peinture était ternie présentait des dommages causés par la chaleur (correspondant à des éprouvettes de référence de température qui avaient été exposées à des températures comprises entre 343 et 398 °C (650 à 750 °F) durant 10 minutes). La surface arrière du tableau présentait également des signes localisés de dommages causés par une forte chaleur dans le coin supérieur droit.

Il y avait des dépôts de suie sur la bague indicatrice blanche de certains disjoncteurs; la suie ne pouvait s'y être déposée que si les disjoncteurs s'étaient déclenchés et qu'ils avaient par la suite été exposés à la fumée.

1.14.10.13  Profils des dommages causés par la chaleur et l'incendie – fils et câbles de l'avion

Tous les segments de fil identifiés comme provenant de la section de l'avion endommagée par la chaleur ont été comparés à des fils de référence avant d'être placés dans la maquette de reconstruction. Les fils de référence ont été produits par exposition à des températures définies durant des périodes définies dans un environnement de chaleur contrôlée. Lorsque les fils de référence ont été chauffés, on a remarqué que les fils recouverts d'ETFE étaient plus sensibles à la chaleur que les fils recouverts de polyimide. Cette constatation était compatible avec les dommages observés sur les segments de fils récupérés. L'examen des segments de fils de la zone endommagée par la chaleur a aidé à définir le profil de chaleur et les limites de l'incendie. Certains fils provenant de la zone d'incendie ne présentaient pas de dommages causés par la chaleur. D'autres fils présentaient une variété de dommages, allant de légers dépôts de suie à la fusion et à la destruction complète de l'isolant des fils.

Les fils acheminés entre le panneau supérieur du tableau de distribution avionique et le tableau de coupure de l'alimentation avionique présentaient des dépôts de suie localisés et certains dommages légers causés par la chaleur. Les fils d'alimentation du bus acheminés entre le panneau supérieur du tableau de distribution avionique et le panneau supérieur du tableau de distribution principal présentaient des dépôts de suie localisés et certains dommages légers causés par la chaleur près du panneau supérieur du tableau de distribution avionique. Les fils recouverts d'ETFE acheminés au-dessus de cette zone, plus près de la structure de l'avion, présentaient des dommages causés par la chaleur plus prononcés.

Les fils de raccordement du RDB de calibre 8 AWG recouverts de PTFE provenant de l'extrémité avant du panneau inférieur du tableau de distribution avionique n'ont pas été endommagés par la chaleur. Les fils recouverts de polyimide dans le même endroit, près du panneau inférieur du tableau de distribution avionique, présentaient des dépôts de suie, mais pas de dommages causés par la chaleur. Selon l'apparence de la zone avoisinante, on a considéré que les fils de calibre 8 AWG et 12 AWG liés au RDB qui étaient acheminés de l'extrémité arrière du panneau inférieur du tableau de distribution avionique vers le haut en direction de la base du tableau de coupure de l'alimentation avionique étaient probablement peu endommagés par la chaleur. Les parties de ces fils qui étaient situées près de la structure du plafond, y compris où les fils de calibre 12 AWG du RDB pénétraient dans le guide-fils, étaient endommagées par la chaleur.

[64]    Dans la configuration de l'aménagement intérieur Product 99 de Swissair, applicable à l'avion en question (version M1130), l'office 2 n'était pas alimentée en électricité et elle ne comprenait aucun four.

[65]    Les plastiques thermoformables ou thermoplastiques peuvent être moulés lorsqu'ils sont chauffés; ils durcissent en refroidissant, mais ils peuvent s'amollir de nouveau durant un chauffage subséquent.

[66]    La peinture disparaît de la surface des éprouvettes de référence de température à ces températures. Il est probable qu'une exposition à des températures supérieures pendant des périodes plus courtes pourrait aussi produire les mêmes dommages.

[67]    Aucune détermination de la couleur n'a pu être faite sur ce matériau lorsqu'il a été chauffé à n'importe laquelle des températures de cette plage. Il est probable que l'exposition à des températures plus élevées durant des périodes plus courtes aurait produit le même ternissement.

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