Av. Wilson Ferreira Aldunate (ex Cno. Carrasco) 5519 Aeropuerto Internacional de Carrasco MINISTERIO DE DEFENSA NACIONAL COMISIÓN INVESTIGADORA DE INCIDENTES INFORME FINAL AEROVIP S.A. (AIRCLASS) FAIRCHILD Proximidades de Isla de Flores (2 kms SW) Av. Wilson Ferreira Aldunate (ex Cno. Carrasco) 5519 - Telefax: 00598 2 6014851 www.mdn.gub.uy - e-mail: ciaia@mdn.gub.uy Aeropuerto Internacional de Carrasco – Canelones, Uruguay. MINISTERIO DE DEFENSA NACIONAL COMISIÓN INVESTIGADORA DE ACCIDENTES E INCIDENTES DE AVIACIÓN (C.I.A.I.A) INFORME FINAL No. 541 AEROVIP S.A. (AIRCLASS) FAIRCHILD SA-227AC CX-LAS Proximidades de Isla de Flores (2 kms SW) Río de la Plata 6 de Junio de 2012 Telefax: 00598 2 6014851 MINISTERIO DE DEFENSA NACIONAL ACCIDENTES E ADVERTENCIA El presente Informe es un documento técnico que refleja el punto de vista de la Comisión Investigadora de Accidentes de Aviación, en relación con las circunstancias en que se produjo el accidente objeto de la investigación, con sus causas y con sus consecuencias. De conformidad a lo señalado en las Normas y Métodos Recomendados Internacionales – Anexo 13 al Convenio sobre Aviación Civil Internacional “INVESTIGACIÓN DE ACCIDENTES E INCIDENTES DE AVIACIÓN”, el único objetivo de la investigación de accidentes o incidentes, será la prevención de futuros accidentes e incidentes. El propósito de esta actividad no es determinar la culpa o la responsabilidad. La investigación tiene carácter exclusivamente técnico sin que se haya dirigido a la declaración o limitación de derechos ni de responsabilidades personales o pecuniarias. La conducción de la investigación, ha sido efectuada sin recurrir necesariamente a procedimientos de prueba y sin otro objeto fundamental que la prevención de futuros accidentes. Los resultados de la investigación no condicionan ni prejuzgan los de cualquier expediente sancionador. El Jefe de la C.I.A.I.A Cnel (Av.) Rubel Batista C.I.A.I.A. Informe No. 541 1 INDICE Índice…………………………………………………………………………… 1 Abreviaturas…………………………………………………………………… 5 Resumen de Datos…………………………………………………………… 6 Sinopsis………………………………………………………………………… 7 1. INFORMACIÓN SOBRE LOS HECHOS 1.1 Antecedentes del Vuelo……………………………………………….. 8 1.1.1 Fuentes de la Investigación …………………………………… 8 1.1.2 Desarrollo del Vuelo ………………………………………….. 9 Mapa de Ruta Programada …………………………………… 13 Mapa de Ruta Realizada ……………………………………… 14 Cuadro de Datos Radar ……………………………………….. 15 Gráfica de Datos Radar ……………………………………….. 16 1.1.3 Lugar del Suceso ……………………………………………… 17 1.2 Lesiones a Personas.…………………………………………...……. 17 1.2.1 Tabla de Lesiones ……………………………………………… 17 1.3 Daño sufrido por la Aeronave ……..………………………………… 17 1.3.1 Descripción de Daños de la Aeronave ………………………… 17 1.4 Otros daños.………………………………………………………….. 17 1.5 Información sobre el Personal.…………………………………………... 17 1.5.1 Piloto al Mando (P.F)…………………………………………….. 17 1.5.2 Copiloto (PNF)…………………………………………………… 18 1.6 Información sobre la Aeronave. ……………………………………… 18 1.6.1 Tabla de Información ……………………………………………. 18 1.6.2 Detalles de la Documentación .………………………………… 19 1.6.3 Peso y balance ………………………………………………… 20 1.6.4 Componentes o Sistemas que pudieran haber contribuido en el Accidente ……………………………………………………. 20 1.6.4.1 Componentes de energía eléctrica………………………………. 20 1.6.4.1.1 Descripción y funcionamiento ……………………………………. 21 1.6.4.2 Inversores estáticos………………………………………………. 21 1.6.4.2.1 Descripción y funcionamiento …………………………………… 21 C.I.A.I.A. Informe No. 541 2 1.6.4.2.2 Operación y control del inversor dual …………………………… 21 Esquema del sistema eléctrico …………………………………… 22 1.6.4.3 Voltímetro AC y alarma de falla de barra………………………… 23 1.6.4.3.1 Descripción y operación…………………………………………. 23 1.6.4.3.2 Luces de alarma………………………………………………….. 23 Esquema de panel de control …………………………………….. 24 1.6.5 Sistema estático pitot …………………………………………… 25 1.6.5.1 Descripción y operación…………………………………………… 25 1.6.5.2 Pitot …………………………………………………………. 25 1.6.5.3 Estático ………………………………………………..……. 25 1.7 Información Meteorológica…………………………………………… 27 1.7.1 Condiciones Meteorológicas …………………………………… 27 1.8 Ayudas para la Navegación.…………………………………………... 28 1.8.1 Tabla de Equipamiento de la Aeronave ……………………… 28 1.8.2 Piloto Automático y Director de Vuelo …………………………. 29 1.9 Comunicaciones.………………………………………………………… 29 1.10 Información de Aeródromo.…………………………………………… 29 1.11 Registradores de Vuelo ………………………………………………… 29 1.11.1 Detalle ………………………………………………………… 30 1.11.2 Condición de los Registradores ………………………………. 30 1.12 Información sobre los restos de la Aeronave y el impacto……….. 30 1.12.1 Descripción de la Zona del Accidente………………………. 30 1.13 Información médica y patológica. …………………………………… 31 1.14 Incendio. ……..……..…………………………………………………… 31 1.14.1 Detalle………………………………………………………… 31 1.15 Supervivencia. …………………………………………………………. 31 1.15.1 Descripción de la Actividad de Búsqueda………………….. 31 1.16 Ensayos e Investigaciones. …………………………………………… 31 1.16.1 Vuelos de Comprobación…………………………………….. 31 1.16.2 Exámenes de Plantas Propulsoras ………………………….. 32 1.16.3 Comunicaciones …………………………………………….… 32 C.I.A.I.A. Informe No. 541 3 1.16.4 Análisis sobre los restos………………………….. 32 1.17 Información orgánica y gestión…...………………………………… 32 1.17.1 Información relativa ……………………………………………. 32 1.17.2 Certificación y marco normativo ……………………………… 33 1.18 Información adicional. ……………………………………………… 33 1.19 Técnicas de Investigaciones útiles o eficaces ……………………… 34 2. ANÁLISIS…………….………………………………………………………….. 35 2.1 Generalidades……………………………………………………………… 36 2.2 Operaciones de vuelo 36 2.2.1 Instrucción/calificación/evaluación de la tripulación 36 2.2.1.1 Piloto Comandante (PF) 36 2.2.1.2 Copiloto (PNF) 37 2.2.2 Procedimientos operacionales 37 2.2.3 Condiciones meteorológicas 38 2.2.4 Comunicaciones 39 2.2.5 Ayudas para la navegación 39 2.2.6 Zona del accidente y área circundante 39 2.3 AERONAVES 39 2.3.1 Mantenimiento de la aeronave 39 2.3.2 Performance de aeronave 40 2.3.3 Peso y balance 40 2.3.4 Transporte de personal y carga 40 2.3.5 Instrumentos de la aeronave 40 2.3.6 Sistemas de aeronave 40 2.3.6.1 Motores 41 2.3.6.2 Hélices 41 2.3.6.3 Combustible 41 2.3.6.4 Registradores de vuelo 41 2.3.6.5 Emergency Locator Transmitter (ELT) 41 2.3.7 Daños a la aeronave 42 2.4 FACTORES HUMANOS 42 C.I.A.I.A. Informe No. 541 4 2.4.1 Factores Médicos, Psicológicos Y Fisiológicos del personal 41 2.4.1.1 Piloto Comandante (PF) 42 2.4.1.2 Copiloto (PNF) 42 3. CONCLUSIONES. ……………………………………………………………. 42 3.1 Conclusiones Generales 42 3.2 Causa probable y factores contribuyentes 44 3.2.1 Causa probable 44 3.2.2 Factores contribuyentes 44 4. RECOMENDACIONES DE SEGURIDAD…………………………………… 46 SECUENCIA DE EVENTOS 49 ANEXOS 50 Anexo A Ubicación de los restos Anexo B Información Médico Patológica de la Tripulación Anexo C Análisis de Plantas Propulsoras Anexo D Pericias de la Dirección Nacional de Bomberos Anexo E Análisis sobre Descargadores Estáticos Anexo F Análisis sobre Giro Vertical Anexo G Medición de sección de motor Anexo H Plan de Vuelo Anexo I Meteorología Anexo J Calificaciones y habilitaciones de la tripulación Anexo K Manifiesto de carga Anexo L Análisis de Espectro de Frecuencia Anexo M Registradores de vuelo Anexo N Procedimiento de puesta en marcha Anexo Ñ Planilla de últimos vuelos de la tripulación Anexo O Funcionamiento del tubo pitot Anexo P Fotografía de cabina lado piloto C.I.A.I.A. Informe No. 541 5 SIMBOLOS Y ABREVIATURAS 1. SIMBOLOS: º Grados (ejemplo: ºC (temperatura) y 1º (ángulo) % Porcentaje (ejemplo: 40% de potencia) ‘ Minutos ‘’ Segundos 1 ABREVIATURAS: -ACC Centro de Control de Área -AFM Manual de Vuelo de la aeronave -AIP Publicación de Información Aeronáutica -BKN Nubosidad de 5 a 7 octavos de cobertura de cielo -CCR Centro Coordinador de Rescate -COA Centro de Operaciones Aéreas -CRM Gestión de recursos de tripulación -FIR Región de información de vuelo -ft Pies -GPS Sistema de Posición Global -GS Velocidad Terrestre -hPa Hectopascale -ILS Sistema de Aterrizaje por Instrumentos -kts Nudos -LT Hora Local -METAR Datos de meteorología aeronáutica -MMEL Lista maestra de equipo mínimo -NOSIG No significativo -octas Octavos -PF Piloto Volando -PNF Piloto No Volando -Pronarea Pronóstico de área -RAU Reglamentaciones Aeronáuticas de Uruguay -RTV Registro Técnico de Vuelo -SIGMET Información meteorológica significativa -SNMM Sobre el Nivel Mínimo del Mar -Taxyway Calle de rodaje -UTC Tiempo Universal Coordinado -VMO Velocidad Máxima Operacional C.I.A.I.A. Informe No. 541 6 INFORME FINAL EXPLOTADOR AEROVIP LTDA. FABRICANTE: FAIRCHILD MODELO: SA-227AC NAC. / MAT. : Uruguay CX-LAS LUGAR: Proximidades de Isla de Flores (2 kms SW) FECHA: 6 de Junio de 2012 HORA: 20:00 LT -Nota: las horas fueron obtenidas de las grabaciones del Video-Radar y el audio de las comunicaciones, y están expresadas en hora local (UTC -3). -La secuencia de hecho de notificación de accidente se desarrollo de la siguiente manera: -20:00LT: Se produjo la desaparición de la aeronave de la pantalla de radar. -20:01LT: El Controlador de Servicio TWR (Torre de Control) constató la desaparición del eco radar de la aeronave. -20:05LT: El Operador de Servicio de ACC (Montevideo Control) comunicó la novedad al COA (Centro de Operaciones Aéreas). -20:06LT: El Operador de Servicio de ACC (Montevideo Control) comunicó la pérdida de contacto radar al CCR (Centro Coordinador de Rescate). -El Director de Circulación Aérea le comunicó al Jefe de Oficina de Investigación y Prevención de Accidentes e Incidentes de Aviación (O.I.P.A.I.A.) a las 20:50 LT. -La O.I.P.A.I.A., tomó a su cargo la investigación del accidente de acuerdo con las normas y reglamentaciones en vigencia. -La O.I.P.A.I.A, se encontraba integrada de la siguiente manera: Director de la investigación: Cnel. (Av.) Rubel Batista Factor Humano: Sr. Luis Michalski Lic. Analía Sánchez Factor Material: Sr. Víctor Romero Factor Operacional: Sr. Italo Montes de Oca Sr. Esteban De Sotto Factor Medio Ambiente: Cap. (Nav) Marisol Diana At.2ª Fernando Torena - El día 7/06/12 se realizó la notificación del accidente a la NTSB (National Trasportation Safety Board), a la OACI (Organización de Aviación Civil Internacional) y a la JIAAC (Junta de Investigación de Accidente de Aviación Civil de la República Argentina). C.I.A.I.A. Informe No. 541 7 Sinopsis -El vuelo consistía en un transporte de carga desde el Aeropuerto de Carrasco (SUMU) al Aeropuerto de Ezeiza (SAEZ), con alternado SUMU (Carrasco); la hora de partida estaba prevista para las 20:00LT, con una tripulación de 2 integrantes. -19:35LT: La aeronave fue puesta en marcha por el Piloto al mando (PF), mientras el Copiloto (PNF) realizaba el cerrado de la puerta de pasajeros. -19:37LT: El PF solicitó instrucciones para el despegue, previsto a las 20:00LT; TWR (torre de control) consultó si su despegue podía ser antes de la hora establecida. -19:52LT: El PF comunicó listo para rodaje por taxiway CHARLY y sobre pista a cabecera 24. -19:53LT: El PF solicitó ingreso a pista para rodaje a cabecera, rodando a alta velocidad. -19:55LT: La aeronave despegó de pista 24 de acuerdo a instrucciones virando por izquierda, al punto de reporte DAGUS. Luego del despegue TWR (torre de control) solicitó que se comunique con ACC (centro de control de área). -19:57LT: El PNF confirmó la directiva dada por el Control de Tránsito Aéreo de dirigirse directo al punto de reporte SARGO, y solicitó cambiar el nivel de vuelo 100 (autorizado por plan de vuelo) para nivel de vuelo 080. -La aeronave comenzó a desviarse hacia la izquierda, alcanzando una altura máxima de 4300 ft. (Pies). Esta variación de rumbo causó que el avión se desviara al Este, 180° opuesto del último rumbo autorizado. -19:59LT: La desviación de curso fue advertida por el Control de Tránsito Aéreo, el cual se comunicó con la aeronave. -La tripulación respondió el llamado, indicando que volvería a su ruta. -20:00LT: El avión realizó un viraje por derecha, desapareciendo de la pantalla del Control de Tránsito; siendo la última posición registrada con una altura de 3.400 ft. (pies) y una velocidad de GS(velocidad terrestre) de 283 kts. (Nudos). -El Centro de Control intentó comunicarse con la aeronave en varias oportunidades y al no recibir respuesta, alertó de inmediato al C.O.A. (Centro de Operaciones Aéreas) y al C.C.R. (Centro Coordinador de Rescate). -Los restos de la aeronave fueron ubicados el 20 de julio, en el lecho del Rio de la Plata a 2 Km al SW de la Isla de Flores. (Latitud S34 57 702 longitud W55 54 815), aproximadamente a 1 Km. del último punto de registro de radar. -No se encontraron los cuerpos de los tripulantes. C.I.A.I.A. Informe No. 541 8 -El accidente ocurrió en horas nocturnas. -La aeronave resultó destruida. -La carga no fue hallada. -No hubo daños a terceros. 1. INFORMACIÓN SOBRE LOS HECHOS 1.1 Antecedentes del vuelo 1.1.1 Fuentes de la Investigación -La investigación fue realizada en base a: - Declaraciones de testigos. - Declaraciones de personal responsable de la empresa. - Declaraciones de personal técnico de la empresa - Declaraciones de familiares de la tripulación. - Análisis efectuados con pilotos con experiencia en la aeronave involucrada. - Publicaciones internacionales relativas a accidentes Aéreos. - Declaraciones de controlador aéreo. - Datos aportados por personal de manipulación de cargas de aeropuerto. - Grabaciones de audio entre los pilotos y la Torre de Control. - Video radar del vuelo (Radar de Carrasco y Radar del Centro de Operaciones Aéreas). - Estudio realizado por la Facultad de Ciencia. - Análisis realizados por la Facultad de Ingeniería. - Análisis realizados en CITEDEF (República Argentina). - Informes de talleres especializados. - Reconstrucción del vuelo. - Análisis de los restos de la aeronave. - Análisis de los restos de ropa. - Pericias realizadas por la Dirección Nacional de Bomberos. - Información de Factores meteorológicos. - Análisis de distribución de restos en la zona de impacto. - Resultados de las decodificaciones de las grabadoras de datos de vuelo (CVR y FDR). C.I.A.I.A. Informe No. 541 9 - Asesoramiento de la NTSB. - Cámaras de Vigilancia del Aeropuerto. 1.1.2 Desarrollo del Vuelo -El día 6 de junio del 2012 la aeronave CX-LAS había cumplido el vuelo SAEZ (Aeropuerto de Ezeiza) – SUMU (Aeropuerto de Carrasco), arribando a las 04:20LT: sin novedades de mantenimiento (según Registro Técnico de Vuelo). -A las 06:25LT realiza el Vuelo SUMU (Aeropuerto de Carrasco)-SAEZ (Aeropuerto de Ezeiza), SAEZ–SGAS (Aeropuerto de Asunción del Paraguay), SGAS – SUMU aterrizando en este último, a las 13:25LT, sin novedades de mantenimiento (según Registro Técnico de Vuelo). -Posteriormente la Aeronave fue inspeccionada y acondicionada por funcionarios de mantenimiento de la empresa, para la realización de su próximo vuelo programado para las 20:00LT. -El PF al mando llegó al aeropuerto una hora y media antes de la hora fijada para la salida, realizando los trámites pertinentes a la presentación del plan de vuelo y Migraciones, mantuvo una conversación con Pilotos de PLUNA en las instalaciones da le terminal de pasajeros. Se dirigió a la posición de estacionamiento Nº17, donde se encontraba la aeronave CX-LAS. -El PNF llegó al portón de ingreso de las instalaciones de la DINACIA (Dirección Nacional de Aviación Civil e Infraestructura Aeronáutica). Fue recibido por el Gerente General de la empresa AIR CLASS, quien lo trasladó a las oficinas de mantenimiento, para retirar el sobre con la documentación necesaria para el vuelo. Posteriormente fue trasladado a la terminal de pasajeros para realizar los trámites pertinentes. Luego de ello se dirigió a la zona de estacionamiento del avión para realizar el vuelo (19:38LT según horario de las cámaras de seguridad). -Simultáneamente con la llegada del PF a la posición de estacionamiento Nº17, la carga de aproximadamente 750 Kg. fue transportada desde el edificio de la Aduana a la aeronave, donde se acondicionó en el piso de la misma por un operario de una empresa de handling. La carga ocupaba aproximadamente el 40% del volumen del compartimiento del Fuselaje del Avión, no siendo usadas las redes de sujeción para contener la misma. -Se observó por parte del personal de tierra que el PF mantuvo comunicaciones telefónicas desde su celular previo al vuelo, fuera y dentro de la Aeronave. -Las comunicaciones Aeronáuticas fueron realizadas en frecuencias de 118.1 TWR (Torre de Control) y 128.5 ACC (Centro de Control de Área de Carrasco) de acuerdo al siguiente detalle: 19:37LT: El PF se comunicó con la Torre de Control en la frecuencia 118.1 diciendo: “Torre Carrasco, buenas noches Mike, el LAS”. TWR: “Walter, buenas noches LAS, adelante”. C.I.A.I.A. Informe No. 541 10 CX-LAS: “En la posición 17 y estaríamos 23UTC proponiendo salir a Ezeiza con nivel 100”. TWR: “Copiado, ya te llamo”. El PNF recién había llegado y se encontraba cerrando la puerta delantera, cuando la aeronave ya estaba con el motor derecho encendido. 19:41LT: TWR: “Sabes Walter aún no me ha llegado el plan de Uds.” CX-LAS: “Fue presentado 22:30”. TWR: “Bueno, ok….reviso”. CX-LAS: “Ok….ya no tengo más que hacer de aquí”. 19:51LT TWR: “Bueno, llegó”. CX-LAS: “Adelante”. TWR: “Carrasco Ezeiza, vía ruta plan, nivel 100, respondedor 6045, pista 24, 260 grados, 20 a 25 nudos, ajuste 1023”. CX-LAS: “Copiado Mike, muchas gracias, te llamo para rodar”. TWR: “Si correcto ¿podría ser un poquito antes la salida o tiene que ser en la hora?”. CX-LAS: “Ya”. TWR: “Perfecto, me llama entonces para rodar, 7 grados la temperatura”. CX-LAS: “Listo para rodar”. 19:52LT: CX-LAS: “Listo para rodar”. TWR: “Muy bien, por el Charly o Delta como prefieran para la 24. Que les queda mejor?” CX-LAS: “Charly y aceleramos por pista”. TWR: “Charly y me llamas para ingreso”. 19:53LT: CX-LAS: “Ingreso para el LAS”. TWR: “LAS ingresan backtrack a 24”. CX-LAS: “Con backtrack a 24”. C.I.A.I.A. Informe No. 541 11 TWR: “LAS copia al salir”. -Personal de Aeropuerto notó que la aeronave carreteó a velocidad fuera de lo normal. -A partir de este momento tomó las comunicaciones el PNF. CX-LAS: “listo para copiar LAS”. TWR: “Izquierda DAGUS, y el ascenso libre para 100”. CX-LAS: “Izquierda DAGUS, libre ascenso para 100 LAS”. TWR: “Afirmativo, autorizado a despegar de 24, 240 25 nudos”. CX-LAS: “Autorizado a despegar por 24, LAS”. TWR: “Hay una racha hasta 27 ahora me indica”. CX-LAS: “Comprendido LAS”. -La aeronave giró 180° y comenzó la carrera de despegue. 19:55LT TWR: “LAS, 55 (hora del despegue), cambio con Montevideo 128.5, buen vuelo Whisky”. CX-LAS: “128.5 hasta la vuelta, muchas gracias LAS”. TWR: “Chau, hasta luego”. CX-LAS: “Un abrazo, gracias viejo, hasta luego (Contestó el PNF). Frecuencia 128.5 19:57LT: CX-LAS (PNF): “Montevideo Control CX-LAS, buenas noches”. ACC: “Buenas noches LAS, contacto radar por derecha directo a Sargo, 100”. CX-LAS: “Directo a Sargo y solicitamos 080 de nivel para el LAS”. ACC: “Autorizado 080 LAS”. 19:59LT: El ACC al ver en su pantalla que la Aeronave viró con rumbo opuesto al correcto, lo volvió a llamar diciendo: “LAS, Montevideo”. -El PNF contestó de inmediato con total normalidad: “estamos virando con proa SARGO LAS”. C.I.A.I.A. Informe No. 541 12 -La aeronave realizó un viraje a la derecha y desapareció de la pantalla del Centro de Control, cuando mantenía una altura de 3.400 ft. (Pies) y una velocidad de GS (velocidad terrestre) de 283 kts. (Nudos). -20:00LT-Desapareció la aeronave de la pantalla del controlador. -20:01LT-TWR se percató que el CX-LAS desapareció de la pantalla. -20:05LT-ACC comunicó la desaparición del CX-LAS al COA (Centro de Operaciones Aéreas). -20:06LT-Se realizó la comunicación de la pérdida de contacto del CX-LAS con el CCR (Centro Coordinador de Rescate). Nota: Las horas de referencia utilizadas en la transcripción de las comunicaciones fueron extraídas del registro de grabaciones. C.I.A.I.A. Informe No. 541 13 Nota: La cartografía está confeccionada en base a datos extraídos del Google Earth y su utilización es netamente ilustrativa. C.I.A.I.A. Informe No. 541 14 Datos utilizados para confeccionar LAS GRAFICAS DE VARIACIÒN DE VELOCIDAD Y ALTITUD con respecto AL TIEMPO DE VUELO EVENTO UTC ALT VEL EVENTO UTC ALT VEL 1 22:55:18 0 27 36 22:57:38 4300 171 2 22:55:22 0 32 37 22:57:42 4400 175 3 22:55:26 0 71 38 22:57:46 4300 182 4 22:55:30 0 94 39 22:57:50 4100 193 5 22:55:34 0 105 40 22:57:55 3800 207 6 22:55:38 0 111 41 22:57:59 3600 219 7 22:55:42 0 134 42 22:58:03 3600 231 8 22:55:46 300 143 43 22:58:07 3400 242 9 22:55:50 500 145 44 22:58:11 3400 247 10 22:55:54 600 145 45 22:58:15 3300 256 11 22:55:58 800 147 46 22:58:19 3300 270 12 22:56:02 800 148 47 22:58:23 3200 278 13 22:56:06 800 149 48 22:58:27 3200 283 14 22:56:10 1400 161 49 22:58:31 3300 285 15 22:56:14 1600 161 50 22:58:35 3400 285 16 22:56:18 1800 161 51 22:58:39 3500 284 17 22:56:22 2000 161 52 22:58:43 3500 284 18 22:56:26 2100 161 53 22:58:47 3500 286 19 22:56:30 2300 163 54 22:58:51 3400 289 20 22:56:34 2400 171 55 22:58:55 3300 298 21 22:56:38 2500 175 56 22:58:59 3200 293 22 22:56:42 2600 177 57 22:59:03 3000 297 23 22:56:46 2700 179 58 22:59:07 3000 301 24 22:56:50 2900 180 59 22:59:11 3000 302 25 22:56:54 2900 181 60 22:59:15 3100 301 26 22:56:58 3100 179 61 22:59:19 3300 299 27 22:57:02 3300 177 62 22:59:23 3500 298 28 22:57:06 3500 176 63 22:59:27 3700 296 29 22:57:10 3700 175 64 22:59:31 3700 277 30 22:57:14 3700 173 65 22:59:35 3700 279 31 22:57:18 3800 169 66 22:59:39 3400 276 32 22:57:22 4000 168 67 22:59:43 3400 274 33 22:57:26 4100 165 68 22:59:47 3400 276 34 22:57:30 4200 165 69 22:59:51 3400 280 35 22:57:34 4200 167 70 22:59:55 3400 282 71 22:59:59 3400 283 Cada Evento corresponde a casi 4” de rotación de la antena de Radar de Carrasco. C.I.A.I.A. Informe No. 541 15 0 50 100 150 200 250 300 350 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000 1 3 5 7 9 11 13 15 17 19 21 23 25 27 29 31 33 35 37 39 41 43 45 47 49 51 53 55 57 59 61 63 65 67 69 71 VEL ALT C.I.A.I.A. Informe No. 541 16 1.1.3 Lugar del suceso -Zona General: SW de la Isla de Flores. -Coordenadas: latitud S34 57 702 longitud W55 54 815. -Hora local del suceso: 20:01(23:01UTC). -El accidente ocurrió en horas nocturnas. 1.2 Lesiones a personas 1.2.1 Tabla de lesiones LESIONES TRIPULACIÓN Mortales 2 Graves - Leves - Ninguna - TOTAL 2 -Los cuerpos de los pilotos no pudieron ser localizados. Se recuperaron trozos de ropa que fueron identificados por los familiares, como pertenecientes a la tripulación. 1.3 Daños sufridos por la Aeronave. 1.3.1 Descripción de daños de la Aeronave. -La aeronave resultó totalmente destruida debido al gran impacto contra la superficie del mar, (golpeando con un ángulo aproximado de 88º nariz abajo). 1.4 Otros daños. -No se registraron. 1.5 Información sobre el personal. 1.5.1 Piloto al mando (PF) Sexo Masculino Nacionalidad Oriental Fecha de nacimiento 23/2/49 (63 años) Licencia TLA 461 con vencimiento el 30/set/12 Habilitaciones Aviones Monomotores Multimotores terrestres hasta 5.700 kg. Instrumentos de Avión Comandante en SW 4 C.I.A.I.A. Informe No. 541 17 otorgado el 7 de octubre de 2004 Horas totales 16.177:49 hs al 5/3/12 Horas en los últimos 90 días 48h.20´ Horas en los últimos 7 días 6h15´ Horas en las últimos 24 h 1h50´ Ultimo simulador No posee entrenamiento de simulador en SA 227 Ultimo Certificado Médico 2/3/2012 -Recurrent SA 227AC 11/5/12 1.5.2 Copiloto (PNF) Sexo Masculino Nacionalidad Oriental Fecha de nacimiento 23/2/78 (34 años) Licencia B 1728 Habilitaciones Aviones Monomotores Multimotores Terrestres hasta 5.700 kg. Otorgada el 2 de enero de 2012, Instrumentos Avión, Copiloto Fairchild Metro III otorgada el 29 de marzo de 2012, Competencia Lingüística Nivel 4 con vencimiento 20 de Julio de 2013 Horas totales 406:15 al 22/agosto/2011 Horas en los últimos 90 días 84h30´ Horas en los últimos 7 días 9h05´ Horas en las últimos 24 h 0 Ultimo simulador No posee entrenamiento de simulador en SA 227 Ultimo Certificado Médico 17/junio/2011 -Recurrent SA 227AC 11/5/12 -No poseía curso de CRM (gestión de recursos de tripulación). 1.6 Información sobre la aeronave. 1.6.1 Tabla de Información. Fabricante Fairchild Metro III Modelo SA-227 A Matrícula CX-LAS Número de Serie AC-482 Fecha de fabricación 1981 Certificado de Aeronavegabilidad Nº1075,vigente al 9 Nov.2013 C.I.A.I.A. Informe No. 541 18 -Aeronave: -Biturbo hélice de ala baja. -Dimensiones: -Largo 21.50 m. -Ancho 15,60 m. -Alto 5,30 m. -Tripulación: -Dos pilotos. -Configuración: -19 pasajeros o 1500 kg de carga. -Máximo rango de alcance: -3180 km. -Velocidad máxima operacional -248 Kt. PLANTA MOTRIZ MOTOR 1 MOTOR 2 Fabricante Garret Garret Modelo TPE331-11V-6166 TPE331-11V-6166 Nº de Serie P44101C P44119C T.D.N. 23820 26966.4 T.D.U.R.G. 1711.6 1852.3 HELICES Marca DOWTY DOWTY Modelo R321/4-82-F/8 R321/4-82-F/8 Serie DRI/DRG/4583/85 DRI/DRG/1456/81 1.6.2 Detalles de la Documentación -La aeronave ingresó al país en el mes de noviembre de 2009 proveniente de USA. -El RTV de la aeronave no presentaba reporte de fallas, ya que era práctica habitual que las tripulaciones escribieran las novedades en una hoja aparte, lo comunicaran verbalmente o a través de correo electrónico. -Los manuales de mantenimiento presentados por la empresa eran de fecha 30 de Set. 2010 revisión 130. Certificado de Matrícula NOV 2009 Categoría Normal Tipo de tren Retráctil Propietario AEROVIP LTDA. Explotador AIR CLASS T.D.N. 26158.8 C.I.A.I.A. Informe No. 541 19 -Poseía certificado de Aeronavegabilidad vigente hasta el 9/11/2013 (otorgado el 9/11/2011). -De acuerdo a la documentación remitida por el Departamento de Aeronavegabilidad se encontraron las siguientes discrepancias: En el formulario de reporte de inspección realizado a la aeronave el 30/11/2011, figuran: o Hélices Mc Cauley. o Piloto automático OK.irector de Vuelo. OK. o AFM vigente y aprobado. o MEL vigente y aprobado. o Batería 1. o Peso y balance figura realizado en un taller habilitado. -Defectos en GIROS DIRECCIONALES y RADAR: -De acuerdo a una lista de reportes de novedades y acciones tomadas de carácter interno, proporcionada por el Representante Técnico de la empresa, se toma conocimiento de varias y repetidas fallas relacionadas con los giros direccionales y sistema de radar meteorológico. -La aeronave, en un vuelo SAEZ (Aeropuerto de Ezeiza)-SGAS (Aeropuerto de Asunción del Paraguay) de fecha 28/5/12, se dirige a SUMU (Aeropuerto de Carrasco), por problemas técnicos, no habiendo reportes de la falla en el RTV (Registro Técnico de Vuelo). -Al ser comparadas las Horas de los libros de vuelo de los pilotos, con las horas de los RTV, las mismas no coinciden. -Para realizar la investigación se contó con los libros de aeronave, motor y hélice, así como también órdenes de trabajo e inspecciones proporcionados por la empresa. -Se contó además con los manuales de operación y listas de chequeos de la aeronave. 1.6.3 Peso y balance. -Se realizó la reconstrucción de los cálculos de peso, resultando que la aeronave estaba dentro de los límites permitidos. Peso de vacío ZFW 4122 Kg Trip. y equipaje 200 Kg Combustible 800 Kg Carga 750 Kg Peso de despegue 5872 Kg (Max. peso de despegue 6577 Kg) 1.6.4 Componentes o sistemas que pudieran haber contribuido en el accidente. 1.6.4.1 Componentes de energía eléctrica-descripción y funcionamiento. 1.6.4.1.1 Descripción y funcionamiento. C.I.A.I.A. Informe No. 541 20 a. El sistema eléctrico de las aeronaves serie SA227 proporciona 28 VDC, 115 VCA y 26 VAC a todos requerimientos eléctricos del avión. Cuentan con monitoreo y dispositivos de advertencia para informar a la tripulación de cada estado de funcionamiento de AC o DC. b. DC Power (24-30-00)* La energía eléctrica básica para el avión es proporcionada por 28 VDC. El sistema de DC consta de; dos arranque-generadores, su control y componentes de protección, dos baterías de níquel- cadmio, provisiones para una unidad de alimentación de tierra DC (GPU) y componentes de protección e indicación. Energía eléctrica para el arranque de motor es suministrada por los arrancadores-generadores y las baterías o la GPU y baterías. Las baterías también son fuente de energía eléctrica de emergencia c. Alimentación (24-20-00)* En la instalación estándar de dos inversores, 26 VAC y 115 VAC es suministrada a los instrumentos de aviónica y de vuelo por uno de los dos inversores estáticos a la vez. 1.6.4.2 Inversores estáticos 1.6.4.2.1 Descripción y operación (24-20-10)* -Dos inversores estáticos alimentados por corriente continua de 28V- 350 volt-amp están instalados como equipo estándar. Cualquier inversor proporciona corriente alterna para el avión. 1.6.4.2.2 Operación y Control del inversor estático dual -Sólo un inversor es utilizado en cualquier momento. La tripulación selecciona el inversor a utilizarse cambiando el interruptor de control del inversor (INVT NO.1/NO.2) situado en el panel de interruptores de copiloto. En el caso de la falla de inversor la tripulación debe seleccionar el otro inversor. * REFERENCIA DEL MANUAL DE MANTENIMIENTO C.I.A.I.A. Informe No. 541 21 ESQUEMA DEL SISTEMA ELECTRICO LEFT GEN LEFT BATTERY RIGHT BATTERY GPU BATTERY BUS RIGHT GEN LEFT ESSENTIAL BUS RIGHT ESSENTIAL BUS NON ESSENTIAL BUS NO. 1 INVERTER NO. 2 INVERTER L 26 VAC BUS R 26 VAC BUS L 115 VAC BUS R 115 VAC BUS 24-50-00 24-20-00 24-60-00 24-30-00 24-40-00 C.I.A.I.A. Informe No. 541 22 1.6.4.3 Voltímetro de AC y alarma de falla de barra 1.6.4.3.1 Descripción y operación (24-20-20)* a. El monitoreo y alarma AC está comprendido por un voltímetro (2) seleccionable (1) de barra ubicado en el panel de la consola delantera izquierda. b. El voltímetro de AC es alimentado desde el sistema de 115VAC c. Cada barra de 115VAC alimenta también un relé de falladle barra. Cuando el voltaje está presente en la barra, el relé está energizado y desconecta la alimentación a la luz de alarma de barra AC. Si la energía se pierde, el relé desenergiza y la luz de alarma se ilumina. 1.6.4.3.2 Luces de Alarma a. Instalación estándar de dos inversores, aeronaves S/N 420-999 (1) La luz L AC BUS se ilumina indicando que la barra AC izquierda no está energizada. El inversor seleccionado ha fallado y el otro inversor no está alimentando la barra, usualmente indica un defecto en el circuito de conexión entre barras. (2) La luz R AC BUS se ilumina indicando que la barra AC derecha no está energizada. El inversor seleccionado ha fallado y el otro inversor no está alimentando la barra, usualmente indica un defecto en el circuito de conexión entre barra. (3) Ambas luces LAC BUS y R AC BUS se iluminan indica que ninguna de las barras de AC está energizada, usualmente indica una completa falla de alimentación de energía de AC. * REFERENCIA DEL MANUAL DE MANTENIMIENTO C.I.A.I.A. Informe No. 541 23 C C.I.A.I.A. Informe No. 541 24 -Específicamente en la aeronave CX-LAS, los equipos que funcionaban con energía 115 Volts.AC eran: Instrumentos de navegación (RMI). CVR (Grabador de voces de cabina). FDR (Grabador de datos de vuelo). Horizonte artificial del Comandante (ADI). Radio altímetro. VOR. ADF. Nota: Hasta la fecha no se ha recibido información sobre el sistema de cableado de aviónica solicitado a la empresa. 1.6.5 Sistema estático-pitot 1.6.5.1 Descripción y operación (34-10-00)* El sistema estático pitot consiste en probetas pitot y entradas de estática, sistemas de acoplamientos y cañerías para guiar el aire de impacto (pitot) al velocímetro y aire estático a las tuberías de estáticas. Las tuberías de estática proveen múltiples de conexión para los velocímetros, altímetros e indicadores de velocidad vertical. 1.6.5.2 Pitot El sistema pitot consiste en tubos pitot que reciben la presión de aire de impacto y cañerías para convertir la presión de aire de impacto a los velocímetros del piloto y copiloto (fig. ítem 4) y a la llave de velocidad (ítem 3). Los drenajes (fig. ítem 8 y 9) en las tuberías previenen la acumulación de humedad. El cuerpo del pitot contiene un calentador de deshielo. Los cuerpos pitot para el modelo SA227-AC están montados sobre la piel de la sección de nariz derecha e izquierda enseguida detrás del radome. 1.6.5.3 Estática a. La estática consiste en venteos en la parte trasera del avión para recibir presión estática (ambiente) y de cañerías para convertir presión de aire estática a los instrumentos de navegación del piloto y copiloto y a la llave de velocidad. b. En las aeronaves SA227-AT, AC y BC se usan dos sistemas estáticos separados. Los instrumentos del piloto están conectados a las entradas inferiores derecha e izquierda, mientras que para los instrumentos del copiloto están conectados a las entradas superiores derecha e izquierda. Las acoplamientos de estática (fig. ítem 10) ubicada detrás de los paneles de los pilotos guían el aire estático de las cañerías a los velocímetros, altímetros e indicadores de velocidad vertical (fig. ítem 4, 5 y 6). c. En las aeronaves SA227-AT, AC y BC, la válvula selectora provee una fuente alterna de alimentación a los instrumentos del piloto y copiloto. La válvula selectora está conectada al sistema de instrumentos del piloto y suministra una fuente alterna de alimentación estática solamente a los instrumentos del piloto. C.I.A.I.A. Informe No. 541 25 CAÑERÌA PITOT CAÑERÌA ESTÀTICA d. En las aeronaves SA227-TT (no aplicable). e. Las líneas estáticas debajo del panel derecho del suelo en el compartimiento de equipaje suministra aire estático a la llave de presión (fig. ítem 3) Una válvula selectora alterna (fig. ítem7) en el panel de instrumentos del piloto suministra una fuente alterna de suministro de aire estático al panel de instrumentos del piloto solamente. Los drenajes de estática (fig. ítem 8) previenen la generación de humedad en el sistema. * REFERENCIA DEL MANUAL DE MANTENIMIENTO C.I.A.I.A. Informe No. 541 26 1.7 Información Meteorológica. 1.7.1 Condiciones Meteorológicas Carrasco 34º50,0S 56º00,7W elevación 32,9m SNMM. Información pronosticada -El pronóstico de área emitida para FIR Ezeiza (período de validez 1600 UTC del día 06/06/12 hasta las 0100 UTC del día 07/06/12) como para el FIR Montevideo (período de validez 2100 UTC del día 06/06/12 hasta las 0900 UTC del día 07/06/12) prevé como FENOMENO SIGNIFICATIVO: MASA DE AIRE DE ORIGEN POLAR MARITIMA SOBRE COSTA ATLANTICA GENERA NUBOSIDAD BAJA ESTRATIFORME CON LLUVIAS Y NEVADAS AISLADAS. -Pronarea de FIR Montevideo pronosticaba: -Engelamiento: leve a moderado entre FL 030/200. -Isoterma de cero grado: a VER/SUMU FL040. -Isoterma de cero grado: a VER/EZE FL010. -Pronóstico de Aeródromo emitido por FIR Montevideo: -Se prevén precipitaciones temporarias y asiladas en zonas costeras, ocasional caída de granizo. Vientos en zonas costeras de 20-28 Kts. con rachas de 30-40 Kts. -Se emitió un AVISO DE AERÓDROMO (Nº1) para FIR Montevideo ente las 1200UTC del día 06/06/12 hasta las 0000 UTC del día 07/06/12 con las siguientes condiciones: -Se prevé, rachas de vientos del sector W de 30-40 Kts. en zonas sur y este a acompañados de chaparrones aislados. -Sigmet para FIR Ezeiza emitido a las 17:25 Z: -Engelamiento severo entre los FL010/150 moviéndose al E a 20kt, sin cambios. Información meteorológica aeronáutica METAR HORA 2000UTC (17:00LT) -26018G28KT 9999 BKN026 BKN060 06/01 Q1021 NOSIG -Viento del sector SW (260º), intensidad de 18 Kts. con rachas de 28 Kts. -Visibilidad horizontal de más de 10 Kms. -Nubosidad: 5 a 7 octas a 2600 Fts. y de 5 a 7 octas a 6000 Fts. (parcialmente cubierto). -Temperatura del aire al abrigo meteorológico era de 6 ºC. -Temperatura de punto de rocío 1º C. -Presión a nivel medio del mar 1021 hPa (hectopascales). C.I.A.I.A. Informe No. 541 27 METAR HORA 2100 UTC (18:00LT) -27018G28KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG -Viento del sector W (270º), intensidad de 18 Kts., con rachas de 28 Kts. -Visibilidad horizontal de más de 10 Kms. -Nubosidad, 5 a 7 octas a 3000 Fts. y 5 a 7 octas a 6000 Fts. (parcialmente cubierto). -Temperatura del aire al abrigo meteorológico era de 6 ºC. -Temperatura de punto de rocío 1º C. -Presión a nivel medio del mar 1022 hPa (hectopascales). METAR HORA 2200 UTC (19:00LT) (valido para hora del accidente) -26015G25KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG -Viento del sector SW (260º) intensidad de 15 Kts. con rachas de 25 Kts. -Visibilidad horizontal de más de 10 Kms. -Nubosidad: 5 a 7 octas a 3000 Fts. Y 5 a 7 octas a 6000 Fts. (parcialmente cubierto). -Temperatura del aire al abrigo meteorológico era de 6 ºC. -Temperatura de punto de rocío 1º C. -Presión a nivel medio del mar 1022 hPa (hectopascales). METAR HORA 2300 UTC (20:00LT) -25015G25KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1023 -Viento del sector SW (250º) intensidad de 15 Kts. con rachas de 25 Kts. -Visibilidad horizontal de más de 10 Kms. -Nubosidad: 5 a 7 octas a 3000 Fts. Y 5 a 7 octas a 6000 Fts. (parcialmente cubierto). -Temperatura del aire al abrigo meteorológico era de 6 ºC. -Temperatura de punto de rocío 1º C. -Presión a nivel medio del mar 1023hPa (hectopascales). -A la hora 19:10LT (22:10 UTC) se comprobó la existencia de un Cumulus congestus en la trayectoria de vuelo hacia el punto de reporte DAGUS. -De acuerdo a anotaciones anteriores de diferentes Pilotos, en esta Aeronave el radar meteorológico no era confiable. -La tripulación no pasó a recabar información por la oficina meteorológica. 1.8. Ayudas para la navegación. 1.8.1 Tabla de Equipamiento de la Aeronave -La aeronave estaba equipada con el siguiente equipamiento de ayuda a la navegación: C.I.A.I.A. Informe No. 541 28 EQUIPO MARCA MODELO VOR COLLINS VIR 30 ADF COLLINS ADF60 DME COLLINS DME40 GPS GARMIN 155 GPS GARMIN 430 (no habilitado) 1.8.2 Piloto automático y Director de Vuelo -La aeronave no poseía piloto automático ni director de vuelo. 1.9. Comunicaciones. -Las comunicaciones entre la aeronave y el Control de Tránsito Aéreo se realizaron en frecuencias 118.1 y 128.5 (TWR y ACC) sin inconvenientes técnicos. -No se realizaron comunicaciones desde la aeronave demostrando la existencia de inconvenientes a bordo. -Las conversaciones relacionadas fueron transcriptas en Sección 1.1.1. 1.10 Información de Aeródromo. -La información del Aeropuerto Internacional de Carrasco (SUMU) se encuentra en el AIP URUGUAY 2.9.1. -Clasificación Categoría 4E. -Servicio de Salvamento y extinción de incendios: 9. -Ubicación: coordenadas 34º50”02S 56º01”41W. -Cuenta con 2 pistas operativas, orientación 06-24 y 01-18. -Posee procedimiento aproximación ILS. -Posee procedimientos aproximaciones GPS. -Al momento del accidente Carrasco contaba solo con radar secundario. -No posee radar meteorológico. -Desde la posición de estacionamiento No.17 hasta cabecera pista 24 (recorrido realizado por la aeronave), hay una distancia de 1980 ms. (medición realizada en mapas de Google Earth). C.I.A.I.A. Informe No. 541 29 1.11 Registradores de vuelo. 1.11.1 Detalle Grabador de Voces de Cabina: CVR (Cockpit Voice Recorder). -Modelo: A100 S/N 6652. -Fecha de instalación: 10/02/92. -Este tipo de equipo, graba los últimos 30 minutos desde que se energiza, a través de una cinta magnética sinfín. -En agosto de 2012 se reprodujo el contenido de la cinta en los laboratorios de la NTSB (National Trasportation Safety Board), agencia de investigación de accidentes de EE.UU. (Washington DC). Allí se comprobó que la grabación extraída no correspondía al vuelo del accidente. -Con los datos obtenidos de la grabación, los registros de servicio de los controladores de tránsito aéreo y grabaciones de tránsitos reportados, se determinó que correspondía a los últimos 30 minutos del vuelo inmediatamente anterior al accidentado. Grabador de Datos de Vuelo: FDR (Flight Data Recorder). -Modelo: F1000. -Fecha de instalación: 05/08/2000. -Este tipo de equipo, graba datos varios parámetros de vuelo por un total de 99 horas, desde que se energiza, a través de una memoria sólida. -En setiembre de 2012 se decodificó el contenido de los registros en los laboratorios de la NTSB (National Trasportation Safety Board), agencia de investigación de accidentes de EEUU,(Washigton DC). -Se comprobó que la grabación extraída no correspondía al vuelo del accidente. -Con las comunicaciones obtenidas en la grabación del CVR y datos del RTV se determinó que correspondía hasta el apagado del vuelo inmediatamente anterior al accidentado. 1.11.2 Condición de los Registradores -Los registradores fueron recuperados del fondo del Rio de la Plata, pasados los cuarenta días; habiendo permanecido expuestos a una profundidad de 11 ms. Aunque ambos presentaban roturas en sus carcasas, conteniendo agua y barro en su interior, la decodificación de sus datos demostró que los equipos funcionaban correctamente hasta el vuelo anterior al accidentado. 1.12 Información sobre los restos de la Aeronave y el impacto. C.I.A.I.A. Informe No. 541 30 1.12.1 Descripción de la zona del Accidente -La Aeronave impactó en el Río de la Plata, zona general SW de la Isla de Flores. (Latitud S34 57 702 longitud W55 54 815). -Los restos ubicados durante las tareas de búsqueda, se encontraban a una distancia aproximada de 2 Kms. al SW de la Isla de Flores, concentrados en un área de aproximadamente 90 metros de radio. (Anexo A) -Se rescataron las partes significativas de todas las áreas de la Aeronave (motores, hélices, trenes de aterrizaje, puerta de carga, puerta de pasajeros, cono de cola, etc.). 1.13 Información médica y patológica. -La tripulación se encontraba en condiciones aptas para el vuelo, según exámenes correspondientes del gabinete psicofísico. (Anexo B) 1.14 Incendio. 1.14.1 Detalle. -No hubo vestigios de incendios en vuelo o después del impacto. 1.15 Supervivencia. 1.15.1 Descripción de Actividad de Búsqueda -El Centro Coordinador de Rescate desplegó dos Aeronaves en la búsqueda luego del accidente. -Se mantuvo búsqueda aérea por un lapso permanente de 30 días. -Se solicitó apoyo a la Armada Nacional para la búsqueda en el mar. -La búsqueda marítima tuvo varios inconvenientes meteorológicos en las primeras horas de la operación. -Durante el tiempo total de búsqueda las condiciones de mar, meteorología y diferentes razones obligaron a que la operación fuera cancelada y reanudada en 6 oportunidades. -El equipamiento usado en la búsqueda marítima fue Sonar de Barrido Lateral. 1.16 Ensayos e investigaciones. 1.16.1 Vuelos de Comprobación C.I.A.I.A. Informe No. 541 31 -Se realizó un vuelo de comprobación en una Aeronave de las mismas características para comprobar funcionamiento de equipamiento y comportamiento de instrumentos. -Se efectuó la reconstrucción del vuelo del accidente en una Aeronave de la Fuerza Aérea de similares características. 1.16.2 Exámenes de plantas propulsoras (motores y hélices) -Se realizó desarme y análisis de los motores en un taller especializado, dando por resultado el correcto funcionamiento de los mismos en el momento del impacto. (Anexo C) -Se realizaron análisis sobre el material de las hélices, resultando sin problemas para su operación. (Anexo C) 1.16.3 Comunicaciones. En el Laboratorio de Acústica, del Instituto de Física de la Facultad de Ingeniería de la Universidad de la República se analizaron con un software específico, las comunicaciones por frecuencia aeronáutica entre un SA227 METRO III y el control de tránsito aéreo (Anexo K). 1.16.4 Análisis sobre los restos. -Se realizaron una pericias por parte de la Dirección Nacional de Bomberos, arrojando como resultado que no hay vestigios de incendio en vuelo o después del impacto. (Anexo D) -Se mantiene contacto con la NTSB para asesoramiento y consultas. -Se realizaron análisis sobre los descargadores estáticos, resultando sin problemas de operación. (Anexo E) - Se realizaron análisis sobre restos del giro vertical, dando como resultado que no se encontraba operando al momento del accidente. (Anexo F) 1.17 Información sobre organización y gestión 1.17.1 Información relativa. Explotador ORGANIGRAMA DE LA EMPRESA Y DE LA GERENCIA DE MANTENIMIENTO (RAU 121.365 /135.423; 121.369 a) El siguiente organigrama de la Empresa y Gerencia de Mantenimiento define la cadena de autoridad que se observa en la conducción de sus actividades: C.I.A.I.A. Informe No. 541 32 1.17.2 Certificación y marco normativo -Esta aeronave operaba bajo RAU 135. -No había designado un Inspector Principal de Operaciones (IPO) para la Empresa, evidenciando falta de recursos humanos para un adecuado seguimiento por parte de la Autoridad Aeronáutica. -Se detectaron errores en el asentamiento de datos del formulario de inspección, para la certificación de la aeronave, proporcionado por los Inspectores de Aeronavegabilidad. 1.18 Información adicional. -La aeronave poseía malla de sujeción de carga, la cual no fue usada. -Se encontró un alambre sujetando anillas del sistema de ajuste de altura del asiento de tripulación, sistema que había sido retirado. -La aeronave cargó 600 lts. de combustible autorizado. GERENCIA DE MANTENIMIENTO ASEGURAMIENTO DE LA CALIDAD PRESIDENCIA INGENIERIA PLANIFICACION y CONTROL MANTENIMIENTO SEGURIDAD DE VUELO ASESOR LEGAL GERENCIA DE OPERACIONES PILOTOS INSPECCION MECANICOS MATERIALES Y LOGISTICA ALMACEN C.I.A.I.A. Informe No. 541 33 -Se realizó de inmediato una inspección ocular a otra aeronave similar a la siniestrada, perteneciente a la misma empresa, encontrándose los siguientes detalles: -Cajones de madera en el corredor del compartimiento de carga. -Revestimiento de paredes con “cartonplast”. -Planchas de metal que oficiaban de piso de carga sin aseguramiento. -Listas de comprobación que no cumplen con lo estipulado por el fabricante. -El extintor de fuego no estaba cargado con los químicos que corresponden. Estas discrepancias fueron reportadas de inmediato al Departamento de Aeronavegabilidad. -Durante el transcurso de esta investigación se realizaron Recomendaciones de Seguridad acerca de las discrepancias encontradas. -El tren de aterrizaje se encontraba retraído en el momento del accidente. -Se encontró el actuador del estabilizador totalmente extendido. -Se constató una diferencia de 2 minutos 40 segundos entre la hora mostrada por las cámaras de seguridad y la indicada por la TWR. -Se constato la instalación de un GPS (Garmin 430) pantalla color sobre del panel de instrumentos, encima del panel de luces de advertencia. (No habilitado por el Departamento de Aeronavegabilidad). 1.19 Técnicas de Investigación útiles y eficaces. -Análisis sobre el material de las hélices en la Facultad de Ingeniería. -Análisis de los descargadores estáticos en la Facultad de Ingeniería. - Análisis de espectros de frecuencia en la Facultad de Ingeniería. -Pericias Técnicas por parte de la Dirección Nacional de Bomberos. -Estudio de corrosión sobre el material de las hélices en la Facultad de Ciencias. -Análisis sobre restos de instrumentos en Paez Aviónica (Buenos Aires – Argentina). - Análisis sobre el material de las hélices en CITEDEF (Buenos Aires – República Argentina). -Medición de sección de ambos motores para determinar el ángulo de impacto. (Anexo G) C.I.A.I.A. Informe No. 541 34 2. ANALISIS: -La División Pericias Técnicas, de la Dirección Nacional de Bomberos, realizó el análisis sobre los restos de la Aeronave y ropa recuperados, no encontrando indicios de incendio en los mismos. (Anexo D) -El análisis del combustible suministrado a la Aeronave no arrojó indicios de contaminación. -Se estudiaron los RTV (Registros Técnicos de Vuelo) y libros proporcionados por la empresa relacionados con la Aeronave, motor, hélice y mantenimiento, encontrándose discrepancias que motivaron la emisión de recomendaciones de seguridad. -Se hizo un análisis de espectrometría sobre comparación de frecuencias, lo que dio como resultado que el espectro generado por la barra de corriente eléctrica de 115 v no estaba presente en las comunicaciones del vuelo al momento del accidente. -Se decodificaron los grabadores de abordo (CVR y FDR), los cuales arrojaron como resultado las grabaciones del vuelo inmediatamente anterior. -Se reconstruyó el vuelo en una aeronave de la Fuerza Aérea, el cual no pudo llegar a su final por la peligrosidad de las maniobras realizadas. -Se estudiaron los factores meteorológicos, los cuales presentaban condiciones de engelamiento y cizalladura media. -Se analizó plantas de propulsoras, dando como resultado el correcto funcionamiento de las mismas. -Se estudiaron los antecedentes de la tripulación dando como resultado legalmente capacitados y psicofísicamente aptos para el vuelo. -De acuerdo a la documentación remitida por el Departamento de Aeronavegabilidad se encontraron las siguientes discrepancias: En el formulario de reporte de inspección realizado a la aeronave el 30/11/2011, figuran: o Error de asentamiento en la marca de hélices,(Figuran hélices Mc Cauley en lugar de Dowty Rotol). o Piloto automático OK (la aeronave no lo tenía en operación). o Director de Vuelo. OK (la aeronave no lo tenía en operación). o AFM vigente y aprobado (no existente) o MEL vigente y aprobado(no existente),solo poseía MMEL o Batería 1 (la aeronave lleva como equipamiento estándar 2) o Peso y balance figura realizado con balanzas de menor tonelaje; figurando exactamente los mismos datos que los años anteriores. C.I.A.I.A. Informe No. 541 35 -Se detectó la sustitución de una hélice por otra, no siendo asentado este cambio en el libro correspondiente. -Existen tres Listas diferentes de Comprobación de Procedimientos de Cabina, que a su vez difieren de la Lista de Chequeo del Fabricante. -Las tripulaciones no se ajustaban a la realización del procedimiento de cálculo de peso y balance. -Se analizó el actuador del estabilizador horizontal dando como resultado que la actitud de la aeronave al momento del impacto era de toda nariz abajo. 2.1 Generalidades -La secuencia de eventos del presente accidente se inició en la omisión del pasaje de la tripulación por la Oficina de Meteorología a recabar la información de la situación climática. La misma presentaba condiciones de cizalladura media agravadas por parámetros de engelamiento. (Anexo I) -El Plan de Vuelo presentado no correspondía a la Aeronave CX-LAS, en primera instancia figuraba la Aeronave CX-CLS. (Anexo H) -No se realizaron de manera interactivas las listas de chequeo previstas para ANTES DE LA PUESTA EN MARCHA y PUESTA EN MARCHA -No se aseguró la carga con las redes de seguridad previstas. -TWR solicitó la posibilidad de despegue antes de la hora prevista. -En el carreteo, cuando se le autorizó el rodaje sobre pista en uso, la aeronave se desplazó a alta velocidad (75 Km/h). -Posterior al despegue la aeronave comenzó un viraje hacia su izquierda, ingresando a un cúmulo congestus que se encontraba en esa área; esta nubosidad estaba conformada por condiciones de humedad y temperaturas de engelamiento. (Anexo I) -Mientras se encontraba dentro de la nubosidad, la aeronave es advertida por el ACC de su desviación de ruta, realizó un viraje por derecha para volver a su curso, manteniendo velocidades superiores a la VMO. (Velocidad de máxima operación) 2.2 Operaciones de vuelo 2.2.1 Instrucción/calificación/evaluación de la tripulación (Anexo J) 2.2.1.1 Piloto Comandante (PF) C.I.A.I.A. Informe No. 541 36 Licencia vigente Piloto de Transporte de Línea Aérea No.460, expedida el 7 de Enero de 2004, última renovación efectuada el 5 de Marzo de 2012, con vencimiento de psicofísico al 30 de Setiembre de 2012. Habilitaciones vigentes Aviones monomotores multimotores terrestres hasta 5700 kgs. Instrumentos avión. Comandante en SW4 otorgado el 7 de Octubre de 2004. Air Class. Horas de Vuelo Registra un total de 16177 horas con 49 minutos al 5 de Marzo de 2012. 2.2.1.2 Copiloto (PNF) Licencia vigente Piloto Comercial No. 1728, expedida el 17 de Junio de 2010, última renovación efectuada el 17 de Junio de 2011, con vencimiento de psicofísico al 30 de Junio de 2012. Habilitaciones vigentes Aviones monomotores multimotores terrestres hasta 5700 kgs. Instrumentos avión. Copiloto Fairchild Metro III otorgada el 29 de Marzo de 2012. Competencia lingüística Nivel 4 con vencimiento 20 de Julio de 2013. Horas de Vuelo Registra un total de 406 horas con 15 minutos al 22 de Agosto de 2012. 2.2.2 Procedimientos operacionales -De acuerdo a los análisis de datos recabados del video radar, audio de comunicaciones con CTA, Oficina Meteorológica, fotografías de las cámaras de seguridad y testigos podemos indicar lo siguiente: -No se realizó una planificación adecuada de la misión, ya que no se recabaron los últimos datos de la situación meteorológica existente. -El anclaje de seguridad de la carga no fue realizado, pese a disponer de los medios. C.I.A.I.A. Informe No. 541 37 -No se realizó el correcto control de la lista de chequeo correspondiente a “ANTES DE LA PUESTA EN MARCHA”. Este chequeo consiste en un trabajo interactivo de preguntas y respuestas por parte de la Tripulación, lo que no se pudo realizar por no encontrarse el PNF a bordo de la Aeronave. -No se efectuó control de lista de chequeo de “PUESTA EN MARCHA”, mientras el PF realizaba el arranque de motores el PNF cerraba la puerta de pasajeros. -CTA solicitó al PF la posibilidad del despegue antes de la hora. -La tripulación solicitó instrucciones para carreteo las que no fueron proporcionadas por el CTA por no haber recibido Plan de Vuelo hasta ese momento, por lo tanto la aeronave permaneció 10 minutos con motores encendidos esperando autorización. -Luego de recibir instrucciones para carreteo, la aeronave solicitó rodaje por Taxiway “C” y pista en uso. -Al ingresar la aeronave a la pista en uso, recibió instrucciones de despegue; realizó un carreteo a velocidad excesivamente rápida, habiendo recorrido 2500 mts. en 2 minutos. (La velocidad máxima de carreteo es de 15 Km/h, la velocidad de rodaje del CX- LAS fue de 75Km/h). -Luego del despegue, de acuerdo a las instrucciones de TWR, la aeronave realizó un viraje por izquierda hacia el punto de chequeo DAGUS. -Durante el ascenso el CX-LAS solicitó cambio de nivel de vuelo de FL100 a FL080. -La aeronave se mantuvo en ascenso y en viraje por izquierda ingresando en el cumulo estacionado al sur sobre el Río de la Plata. -El ACC llamó a la aeronave al advertir la desviación de ruta, la misma se encontraba con un rumbo 180º opuesto al que debía mantener, (pudiéndose observar que el avión mantenía velocidades superiores a la VMO) (Mapa pag.14) -El PNF respondió el llamado y el avión realizó un viraje por derecha para retomar su ruta, luego se precipitó al mar, (la aeronave realizó la maniobra sin reducir su velocidad) (Mapa pag.14) 2.2.3 Condiciones meteorológicas -Las condiciones meteorológicas en el aeropuerto de despegue no impedían o entorpecían el decolaje de la aeronave C.I.A.I.A. Informe No. 541 38 -Los pronósticos y las predicciones de área preveían nubosidad con condiciones de engelamiento, la cual a la hora del despegue se encontraba estacionada al sur de Montevideo sobre el Río de la Plata. La nubosidad estacionada estaba compuesta por un Cumulo Congestus, con temperaturas de menos de 0ºC y humedad saturada (condiciones de agua sobre enfriada, la cual se convierte en hielo cristalino inmediatamente al hacer contacto con la estructura del avión) (Anexo I) -Los datos proporcionados por TWR para el despegue (temperatura 7ºC y sin indicaciones de humedad visible) no ameritaba encender el Sistema de Calefactores de Tubo de Pitot. De acuerdo a lo previsto en el Manual de la Aeronave se debe operar dicho Sistema desde un máximo de 5º C y con humedad visible. -Se había generado una advertencia de cizalladura media (vientos arrachados de gran intensidad) (Anexo I) -Por lo expuesto se puede afirmar que es factor determinante para la ocurrencia del presente accidente. 2.2.4 Comunicaciones -TWR solicita al PF la posibilidad de realizar el despegue antes de la hora prevista. -De acuerdo a los análisis realizados las comunicaciones pudieron ser colaboradores en la ocurrencia del presente accidente. 2.2.5 Ayudas para la navegación -El equipamiento de tierra funcionó correctamente, determinándose que no contribuyó a la ocurrencia del presente accidente. 2.2.6 Zona del accidente y área circundante -La Aeronave impactó en el Río de la Plata, zona general SW de la Isla de Flores. (Latitud S34 57 702 longitud W55 54 815). 2.3 AERONAVES 2.3.1 Mantenimiento de la aeronave -Con los análisis realizados a los restos de la aeronave no se pudo determinar que los trabajos de mantenimiento efectuados pudieran haber contribuido a la ocurrencia del accidente. -Con los análisis realizados a los restos de las hélices no se pudo determinar que los trabajos de mantenimiento efectuados pudieran haber contribuido a la ocurrencia del accidente. C.I.A.I.A. Informe No. 541 39 -Con los análisis realizados a los restos de los motores no se pudo determinar que los trabajos de mantenimiento efectuados pudieran haber contribuido a la ocurrencia del accidente. 2.3.2 Performance de la aeronave -La performance de la aeronave Fairchild (M7 Aerospace LP) SA227-AC, de los motores Honeywell TPE331-11V-6166 y de las hélices Dowty Propellers R321/4-82-F/8, se encuentra basada en los Certificados Tipo A8SW, E4WE y P61GL de la Federal Aviation Administration y en los Manuales Técnicos y Manuales de Servicios de los fabricantes Fairchild, Honeywell y Dowty, aceptados por la Dirección Nacional de Aviación Civil e Infraestructura Aeronáutica. -La performance de la aeronave no influyó en el desarrollo del accidente. 2.3.3 Peso y balance - Al momento del accidente, la aeronave se encontraba dentro de los parámetros de peso por lo que se determina que ese factor de la aeronave no contribuyó a la ocurrencia del suceso. 2.3.4 Transporte de personal y carga -La Aeronave no transportaba pasajeros. -De acuerdo al manifiesto de carga proporcionado por la empresa DHL el peso de la carga era de 750 kgs.de equipaje, siendo ubicado en el compartimiento posterior de la aeronave.(Anexo K) -Se determinó que no se transportaba ningún tipo de mercancía peligrosa. -No se puede determinar que la carga pudiera haber contribuido a la ocurrencia del accidente. 2.3.5 Instrumentos de la aeronave -Según los registros de mantenimiento, todos los instrumentos a bordo se encontraban operativos y aeronavegables. -De acuerdo a los diferentes análisis realizados, los instrumentos alimentados con corriente 115 Volts AC, no se encontraban energizados. (Anexo L) -Por lo expuesto anteriormente, se puede afirmar que este último es un factor sumamente influyente para la ocurrencia del accidente. -La VMO de la aeronave es de 246 kts., se encuentra señalada en el indicador de velocidad: (Anexo P) -La aeronave no contaba con un sistema de alarma de sobre velocidad. 2.3.6 Sistemas de aeronave C.I.A.I.A. Informe No. 541 40 2.3.6.1 Motores -Se realizó desarme de ambos motores en el taller “División Turbo” (República Argentina), arrojando como resultado el correcto funcionamiento de los mismos en el momento del impacto. -No se encontraron indicios de que pudieran haber contribuido a la ocurrencia del accidente. 2.3.6.2 Hélices. -De acuerdo a los análisis realizados por la Facultad de Ingeniería y Facultad de Ciencias sobre las hélices, se descarta: -Desprendimiento de las mismas. -Fallas de material. -Sobrecarga eléctrica. -De acuerdo a los análisis realizados en CITEDEF, se descarta la influencia de las Hélices en el Accidente. -No se encontró ningún indicio de que las Hélices pudieran haber contribuido a la ocurrencia del accidente. 2.3.6.3 Combustible -No se encontró ningún indicio de que pudiera haber contribuido a la ocurrencia del accidente. 2.3.6.4 Registradores de vuelo (Anexo M) A) Cockpit Voice Recorder (CVR) -Con los datos obtenidos de la grabación de datos del FDR y registros del RTV, se determinó que el equipo funcionó correctamente hasta el apagado del vuelo inmediatamente anterior al accidentado. -Este equipo contiene un sistema de emisión de audio para su localización, el cual chequeado luego de su recuperación demostró que se encontraba emitiendo señal. B) Flight Data Recorder (FDR) -Con los datos obtenidos de la grabación del CVR y registros del RTV, se determinó que el equipo funcionó correctamente hasta el apagado del vuelo inmediatamente anterior al accidentado. 2.3.6.5 Emergency Locator Transmitter (ELT) C.I.A.I.A. Informe No. 541 41 -La unidad E.L.T. no se localizó debido que la aeronave quedó sumergida en el Río de la Plata, este tipo de equipo necesita mantener la antena al aire libre para ser captado. 2.3.7 Daños a la aeronave -La aeronave sufrió un impacto contra el fondo del Rio de la Plata, quedando totalmente destruida y sumergida a una profundidad de 11 mts. 2.4 FACTORES HUMANOS 2.4.1 Factores Médicos, Psicológicos Y Fisiológicos del personal 2.4.1.1 Piloto Comandante -Al momento del accidente, según el certificado del Examen Psicofísico vigente, no presentaba problemas psicológicos y/o fisiológicos que pudieran haber limitado su capacidad para la toma de decisiones o para la operación de la aeronave. -No se pudo realizar una evaluación post accidente por no haberse encontrado el cuerpo. 2.4.1.2 Copiloto -Al momento del accidente, según el Examen Psicofísico vigente, no presentaba problemas psicológicos y/o fisiológicos que pudieran haber limitado su capacidad para la toma de decisiones o para la operación de la aeronave. -No se pudo realizar una evaluación post accidente por no haberse encontrado el cuerpo. -De acuerdo a los análisis de los hechos este factor es sumamente influyente en el accidente. 3. CONCLUSIONES: 3.1 Conclusiones Generales -El PF y el PNF cumplían con los requisitos de capacitación y entrenamiento en la aeronave Fairchild SA227-AC, encontrándose debidamente habilitados y familiarizados con el tipo de aeronave y su operación. -Al momento del accidente el PF no presentaba problemas sicológicos y/o fisiológicos que pudieran haber limitado su capacidad para la toma de decisiones o para la operación de la aeronave. -El PNF no poseía CRM (gestión de recursos de tripulación) -Los Sistemas de Aeronave (motores y hélices), las ayudas a la navegación, performances, combustible y peso no contribuyeron para la ocurrencia del accidente. C.I.A.I.A. Informe No. 541 42 -No está programado Entrenamiento en Simulador para esta Aeronave. -La empresa no poseía procedimientos de vuelos estandarizados y aprobados por la autoridad Aeronáutica. -De acuerdo a las fechas exhibidas en la documentación el certificado de Aeronavegabilidad se otorgó antes a la realización de la inspección -No se respetó la correcta realización de las Listas de Chequeos. -Las Aeronaves pertenecientes a esta Empresa, si bien son del mismo modelo, difieren en la Operatividad de sus Sistemas. -La aeronave tenía instalado un GPS no habilitado colocado encima del panel de instrumento. -Se recuperaron el 40% de los restos de la aeronave, habiéndose rescatado las partes más importantes de la misma. -Se excedieron velocidades máximas permitidas de Operación. -La aeronave no poseía malla de contención de la carga. -No se recabaron los datos de las Condiciones Meteorológicas existentes y su progreso. -Las condiciones Meteorológicas en la zona donde se desarrolló el Vuelo, contenían parámetros de temperatura y humedad óptimas para la generación de hielo cristalino. En esta área también se presentaban cortantes de viento de gran intensidad (cizalladura). -El instrumento de Horizonte artificial (ADI) no tiene indicaciones claramente visibles cuando se encuentra fuera de funcionamiento. -Los Manuales de Mantenimiento que presentó la empresa al momento del accidente se encontraban desactualizados. -La Empresa no poseía MEL autorizado por la Autoridad Aeronáutica. -El peso y balance de la aeronave figura realizado con balanzas que no cuentan con la capacidad adecuada. -Los valores de peso y balance de la aeronave no presentan variaciones de un control de peso a otro. -La empresa no poseía procedimiento para la manipulación y seguridad de la carga a transportar. -No figura la realización de los formularios de peso y balance antes de cada vuelo. C.I.A.I.A. Informe No. 541 43 -Los RTV estaban incorrectamente llenados, se toman solo las horas de despegue y aterrizajes, desconociéndose las horas de puesta en marcha y apagado de motores lo que hace que las horas reales de la aeronave, motores y hélices, componentes, no sean coincidentes. -La composición de las tripulaciones no son analizadas antes de su conformación, evidenciando carencias en el manejo de los Recursos Humanos. -No se asentaban las discrepancias de mantenimiento en los RTV, motivando que las siguientes tripulaciones desconozcan las novedades. -Se encontraron irregularidades en la manera de ejecutar el mantenimiento de la aeronave. -Se encontraron discrepancias en el llenado y firmas de los comandantes de vuelo en los RTV. -Se encontraron tareas de mantenimiento realizadas sin estar documentadas ni firmadas en el RTV, algunas de ellas sin la correspondiente habilitación de taller. -Las aeronaves poseían extintores de fuego inapropiados. -Se constató una inapropiada configuración y equipamiento para vuelo de carga (piso, revestimiento, anclaje, etc.). 3.2 Causa probable y factores contribuyentes 3.2.1. Causa probable La Comisión de Investigación de Accidentes e Incidentes de Aviación, determina como probable (s) causa (s) del accidente, lo siguiente: -Pérdida de Control de la Aeronave por encontrarse volando con indicaciones erróneas de los instrumentos de vuelo, sumado a la posible formación de hielo cristalino sobre su estructura, motivando una pérdida de conciencia situacional de la tripulación. 3.2.2 Factores contribuyentes -Falta de información Meteorológica Aeronáutica del área en el momento de la Operación. -Falta de confianza en el Radar Meteorológico de la Aeronave (el PF había realizado varias anotaciones en el RTV acerca de la operatividad del mismo). -De acuerdo a los diferentes análisis se pudo determinar que el sistema eléctrico 115 Volts A.C., no se encontraba energizado, por lo que se presume una incorrecta realización de la lista de chequeos en diferentes procedimientos, lo que motivó obviar ítems de control del funcionamiento de los instrumentos de navegación. C.I.A.I.A. Informe No. 541 44 (El control de encendido de los inversores esta marcado con un asterisco en las listas de chequeo de la aeronave, lo que determina que el ítem debe ser realizado con la asistencia del PNF) (Anexo N) -El PF había realizado sus últimos cinco vuelos en otra Aeronave (CX-CLS), en la que si bien es del mismo modelo que la accidentada, los inversores no energizan los Instrumentos de Navegación. (Anexo Ñ) -El Plan de Vuelo presentado mostraba la Aeronave CX-CLS como prevista para realizar la Misión. -Solicitud de TWR para despegue antes de la hora determinada por plan de vuelo. -El carreteo se realizó excesivamente rápido, lo que condicionó la realización del correcto chequeo de las listas de comprobación para el despegue. -No reconocer la falla de Instrumentos, motivó realizar un viraje que desvió la Aeronave de la ruta y la dirigió hacia un Sistema de Nubosidad con condiciones de Engelamiento. -No percatar la posible formación de hielo cristalino en la estructura de la Aeronave, realizando un viraje que agravó la situación. -Posible exceso de confianza del PF acompasado por la corta experiencia del PNF y la falta de un CRM interactivo. -Posible obturación del sistema estático de pitot, lo que generaría indicaciones erróneas de velocidad, altura y actitud. (Anexo O) -Posible pérdida de la conciencia situacional (percepción de uno mismo y aeronave en relación ambiente dinámico del vuelo y amenazas, con capacidad para pronosticar lo que ocurrirá basado en la percepción) -Al no energizar el Sistema de Vuelo, el modelo del Instrumento de Horizonte Artificial (ADI) instalado en la Aeronave da una indicación de ascenso permanente. Este modelo de instrumento no posee una banderilla de indicación cuando se encuentra fuera de operación, la inoperatividad del instrumento está indicada en la parte inferior del mismo donde se encuentra una barra que solo cambia de color de rojo (fuera de operación) a negro (operativo). (Anexo P) -Mantener un vuelo con velocidades por encima de la VMO, situación agravada por la realización de un viraje; encontrándose en condiciones meteorológicas donde se debe reducir la velocidad para mantener el control de la aeronave. -Ubicación de un GPS no habilitado en una posición que podría confundir a la tripulación por su luminosidad. C.I.A.I.A. Informe No. 541 45 4. RECOMENDACIONES DE SEGURIDAD DIRECCION NACIONAL DE AVIACION CIVIL E INFRESTRUCTURA AERONAUTICA -Realizar la RECERTIFICACION de la empresa explotadora . -Realizar la coordinación horaria entre los relojes de las cámaras de seguridad y TWR. Seguridad Operacional /Departamento de Aeronavegabilidad -Extremar las inspecciones de las aeronaves a fin de corroborar que las mismas cumplan con todas las exigencias y normas previstas en las Reglamentaciones Nacionales e Internacionales respecto a las autorizaciones otorgadas por la Autoridad Aeronáutica tanto para versión pasajeros como carga. -Estandarizar los RTV de todas las aeronaves, con el fin que las inspecciones, aplicación de los AD, vencimiento de los componentes y trabajos realizados sean los correspondientes y se realicen con las horas reales. -Mantener la designación de un Inspector Principal de Operaciones (IPO) para control de cada empresa. -Evaluar la existencia de un procedimiento de fuego en vuelo (lista de chequeo) en el compartimiento de carga (versión cargo). -Realizar un estudio de las Listas de Comprobación y Operación de la aeronave a fin de autorizarlas y que las mismas estén acorde a las del representante del fabricante. Empresa explotadora de la aeronave accidentada: -Que todas sus aeronaves, cumplan con las normas de seguridad correspondientes. -Se sugiere que las aeronaves estén provistas de “SMOKE DETECTORS” en el compartimiento de carga principal (recomendación de la FAA.) -Tener un procedimiento para el uso de un dispositivo o red de contención con el fin de prevenir que la carga no tenga posibilidades de movimientos que puedan afectar la seguridad del vuelo de la aeronave. -Que la carga transportada se encuentre en todo momento amarrada en forma segura y que no obstaculice las salidas de emergencia. -Capacitar debidamente en un simulador de vuelo a sus pilotos, a fin de que todas las maniobras de simulación de emergencias que no pueden realizarse en el avión sean practicadas y tengan una percepción más real y un entrenamiento más adecuado. C.I.A.I.A. Informe No. 541 46 -Realizar CRM interactivo con todos sus tripulantes a fin de lograr un óptimo desempeño, mejor entendimiento en la cabina de pilotaje, minimizar errores y mayor integración con los pilotos de menor experiencia. -Realizar el correcto análisis y confección de las Listas de Comprobación y chequeo en todas las operaciones de la aeronave, para luego solicitar la correspondiente aprobación. -Estudiar la modificación de la lista de comprobación del ítem 13 de “after start before taxi” donde dice: -13.Avionics, Inverter & G.P.S. ………………………..ON modificar por: -13.Avionics………………………………………………ON -14.Inverter………………………………………………ON & CHEQUED -15.GPS.. ……………………………………………….. .ON -Mantener las documentaciones de mantenimiento y aeronaves actualizadas. -Exigir a las tripulaciones el correcto llenado de los RTV asentando discrepancias de mantenimiento ocurridas en el vuelo, con el fin de ser solucionadas y para conocimiento de próximas tripulaciones de las fallas acaecidas. -Realizar el procedimiento correcto de llenado de los RTV al ser solucionada una anomalía de mantenimiento, siendo autorizada exhibiendo la firma del técnico responsable correspondiente. -Exigir a las tripulaciones la confección del formulario de peso y balance de cada vuelo. -Cumplir con el Organigrama presentado a la autoridad aeronáutica, a efecto que cada departamento cumpla con sus responsabilidades Tripulaciones -Ajustarse estrictamente a las Listas de Chequeo y Procedimientos de Operaciones de las aeronaves. -Recabar Información Meteorológica Aeronáutica (de zona de despegue, ruta, lugar de aterrizaje y aeródromos alternos) de la oficina correspondiente y responsable, informarse del desarrollo de las condiciones climáticas con los técnicos de servicio. -Conocer el funcionamiento y las capacidades de los sistemas de información meteorológica de abordo y saber interpretar los datos que nos aportan. -Realizar en cada vuelo el correcto pesaje, distribución y anclaje de la carga transportada. C.I.A.I.A. Informe No. 541 47 -Confeccionar para cada vuelo el formulario de Peso y Balance. -Respetar los parámetros de operatividad de la aeronave determinados por el fabricante. -Realizar el correcto llenado de los RTV, asentando la totalidad de los datos, discrepancias de mantenimiento y la firma del Piloto Comandante responsable de realizar la anotación. INSTITUTO URUGUAYO DE METEOROLOGIA -Tener al personal, destinado a los aeropuertos, capacitado en Meteorología Aeronáutica a fin de asesorar a las tripulaciones acerca de la situación climática y su desarrollo. Empresas de carga -Es importante realizar un seguimiento y supervisión de la carga a ser transportada en el segmento que comprende desde que es despachada en la Aduana hasta la entrega en la aeronave, lo que garantiza una manipulación efectiva de la misma, así como el correcto procedimiento de estiba en el compartimiento del avión. SISTEMA DE BUSQUEDA Y RESCATE -Contar con el equipamiento necesario para la localización de las aeronaves siniestradas. C.I.A.I.A. ANEXO “A” ANEXO “A” CONTACT TOS EN ÁREA DE BUSQUEDA AVIÓN AIR CLASS Informe No. 541 48 A DE BUSQUEDA C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “B” 49 ANEXO “B” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “B” 50 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “B” 51 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 52 ANEXO “C” "2013 – Año del Bicentenario de la Asamblea General Constituyente de 1813" Departamento Mecánica Aplicada Departamento Mecánica Aplicada Departamento Mecánica Aplicada Departamento Mecánica Aplicada Villa Martelli, 27 de diciembre de 2013. INFORME TÉCNICO N° 18/13 (R 87/13) A solicitud de la Oficina de Investigación y Prevención de Accidentes e Incidentes de Aviación dependiente de la Dirección Nacional de Aviación Civil e Infraestructura Aeronáutica (DINACIA) de la República del Uruguay, se realizó un análisis de falla de una pala del motor de una aeronave que sufrió un siniestro. La aeronave, marca FAIRCHILD SWEARING modelo SA227AC METRO III número de serie AC482, se accidentó en el Río de la Plata. Según el solicitante el elemento a analizar permaneció sumergido en el fondo del río por al menos un mes. DESCRIPCIÓN En las Figuras 1 y 2 se observa el elemento en el estado de recepción. Se aprecia la pala fracturada. Se observan elementos del sellado (o-ring, banda de plástico) engarzados en el cuello. En la pala se aprecian dos tornillos de retención fracturados y otros dos sanos (no se muestran en las figuras) cuya planchuela está totalmente plegada. De acuerdo a lo informado por el solicitante la aeronave poseía un motor marca AIRESEARCH modelo TPE 331-11U-611G, con hélice marca DOWTY ROTOR modelo R321/4-82-F/8 número de serie DRI/DRG/4583/85 (DISEÑO 660709317-17). En la Figura 3 se muestra un esquema del montaje de las partes bajo estudio, proveniente del Fairchild Aircraft Illustrated Parts Catalog SA227 series, suministrado por el solicitante. CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 53 Figura 1: Recepción de la pala. a) Vista del extradós, b) vista del intradós. Figura 2: Recepción de la pala. a) Vista de la base, b) vista de la superficie de fractura (tope). Para realizar el análisis de falla se indicaron los siguientes ensayos: • Inspección ocular • Composición química • Microestructura y microdureza • Fractografía con lupa estereoscópica • Fractografía con microscopio electrónico El orden de los ensayos fue cambiando y algunos fueron reiterados según lo encontrado durante el estudio. a b a b CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 54 Figura 3: Esquema del propulsor, según el Fairchild Aircraft Illustrated Parts Catalog [1]. Inspección ocular La inspección se realizó a ojo desnudo y se registró con máquina fotográfica con macro. El primer rasgo importante detectado es una desviación de la pala hacia el intradós, como se aprecia en las vistas de perfil de la Figura 4. Figura 4: Pala vista de perfil. a b CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 55 Figura 5: a) Detalle de los tornillos de sujeción fracturados, b) detalle de los tornillos de sujeción sanos, c) detalle del o-ring y alojamiento plástico. Esa desviación corresponde a una deformación generalizada impuesta sobre el elemento que debe haber estado retenida al “cubo” durante este evento. Por otra parte la observación de los tornillos de sujeción, Figuras 5 a y b, nos muestra que estos han resistido. Un par de tornillos han llegado a la fractura. Incluso hasta se observa el alambre de seguridad en el caso de los tornillos no fracturados, Figura 5 b, donde la chapa es la que se deformó. Según informó el solicitante, el “cubo” se halló destruido de manera que es razonable suponer que la deformación observada en la pala probablemente haya ocurrido de manera simultánea y no posterior pues es necesario que uno de sus extremos esté fijo. La inspección de la superficie de fractura, Figura 6, muestra una zona central cuyo plano de fractura es perpendicular al eje de la pala, Figura 7 c. A esta zona la llamaremos región A. En los extremos correspondientes a bordes de ataque y de fuga hay un cambio en la orientación del plano de fractura ubicándose en ángulo tendiente a los 45º respecto del eje de la pala y respecto del plano de fractura antes descripto, Figuras 7 a, b y d. A estas zonas las llamaremos: región B a la cercana al borde de ataque y región D a la cercana al borde de fuga. Y finalmente hay una zona cercana al extradós donde la fractura cambia drásticamente de dirección resultando paralela al eje de la pala y a la superficie exterior del extradós, Figuras 7 e y f. A esta zona la llamaremos región C. Cada una de estas zonas tiene una rugosidad y topografías propias. a b c CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 56 Figura 6: Superficie de fractura. En las figuras 6 y 7 se aprecia también que la superficie de fractura no está “limpia” sino que está recubierta de zonas blancas y marrones. Dado que el elemento permaneció sumergido, es de esperar el desarrollo de óxidos de aluminio en virtud que el aluminio es el constituyente principal de la aleación de la pala. La alúmina es el óxido de aluminio más común y es de color blanco de manera que las zonas blancas pueden, a priori, suponerse formadas por estos óxidos. En cambio, las zonas marrones eran una incógnita. Además, dichas zonas marrones se hallan distribuidas no sólo sobre la superficie de fractura sino sobre todo el elemento incluyendo las superficies de extradós y el intradós que no tienen la aleación al desnudo pues están pintadas, Figuras 8 a y b. Pueden verse zonas marrones en las figuras 1, 4, 5, 6, 7 y 8. La fotografía con macro brinda la posibilidad de ver detalles en estas zonas marrones que no se disciernen tan claramente a ojo. Este detalle permite observar que algunas de estas zonas presentan una estructura, figuras 7 a y g y Figuras 8 a y b. Esto va en contra de lo que se observa normalmente con la formación de óxidos sobre la superficie de los metales. La forma que adquieren estos óxidos depende de diversas características, geometría, rugosidad, potenciales locales de corrosión, etc. y muestran estructura solo si debajo de ellos existe una estructura en la superficie del metal. Las zonas marrones se atribuyen entonces, al desarrollo de organismos vivos sobre estas superficies que dejan como restos de su accionar estas deposiciones calcáreas. En las Figuras 8 c y d se muestra en detalle dos marcas que se encuentran en el intradós (ver figura 1b) y que corresponden a un roce por contacto con otro elemento. En particular, en la Figura 8 c se aprecia que sobre la marca de roce se desarrolló una de las zonas marrones, hecho que pone en evidencia que la marca se generó con anterioridad a la inmersión. A B D C CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 57 Figura 7: fotografías seriadas de la superficie de fractura con macro. a) d) desde borde fuga hacia borde de ataque; e) y f) extradós y g) vista de perfil. a b c d e f g CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 58 Figura 8: Detalle de superficie del intradós (a) y el extradós (b) con zonas marrones. c) y d) Marcas en el intradós. 1 er Relevamiento Fractográfico Se practicó un primer relevamiento de la superficie de fractura utilizando un microscopio estereoscópico Leica Wild M8. Para la iluminación de la muestra se utilizó luz rasante, respecto de la superficie de fractura, provista por sendos terminales de fibra óptica. De esta manera, se realza la topografía presente en la superficie. La inspección se realizó con el microscopio pero las fotografías que abarcan gran superficie, Figura 9, se tomaron sin aumento con la cámara fotográfica en macro. En la región A de la fractura se observa claramente una estructura de crestas y valles que convergen a una zona de origen sobre la superficie del intradós [2,3]. Esta zona es la región de inicio de fractura, Figuras 9 c y d. Desde allí la fisuración avanza hacia el interior de la pala surcando la región A. Sobre los bordes tanto de ataque como de fuga, regiones B y D, se observan “labios a 45º” respecto de la región A que son típicos de las fracturas de materiales dúctiles y ocurren cuando la fisuración alcanza los bordes de la muestra o zonas de poco espesor. Finalmente, la aparición de la zona C donde cambia radicalmente la orientación de la superficie de fractura es compatible con lo que se encuentra en materiales, aluminio incluido, donde hay una orientación preferencial importante de la microestructura en una dirección dada. La fisuración, que se inicia en la región A, avanza por ésta y la región B y en parte por la C hasta que, alcanzada la zona D, se produce el cambio brusco en la dirección de la fisura, finalizando el avance de la fractura en las regiones C y D. Esta hipótesis será confirmada además por lo que se a b c d CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 59 observa bajo aumento. Sin embargo, como notaremos, el desarrollo de múltiples zonas calcáreas sobre la superficie de fractura impedía este análisis más detallado. Figura 9: Superficie de fractura con iluminación rasante, c y d) detalle señalando la zona de origen de la fractura. Tal como se aprecia en la Figura 10, que es un recorrido a aumento 6x de toda la superficie de fractura comenzando por el borde de ataque y finalizando por el de fuga, la superficie se encuentra enmascarada por el desarrollo de las zonas marrones. Estas se aprecian en todas las fotografías. Muchas de ellas no se apreciaban a ojo desnudo. En la Figura 11 se muestra la región D de la superficie de fractura y se aprecia además de zonas marrones, zonas blancas correspondientes al óxido. En consecuencia, se decidió intentar remover por lavado, las estructuras de las zonas marrones para poder inspeccionar mejor la superficie de fractura, aún a riesgo de perder información si fuera necesario realizar un ataque químico más importante. Para ello se intento “limpiar” la muestra por inmersión en una solución jabonosa dentro de una limpiadora ultrasónica por espacio de 10 minutos. Al no obtener resultados se repitió la limpieza ultrasónica durante diez minutos por inmersión en alcohol, luego en aguarrás y finalmente en acetona. Con cada limpieza por inmersión se verificó que no había cambios y se estimó que probablemente las zonas marrones fueran principalmente carbonatos de calcio ya que este es uno de los componentes comunes de este tipo de “incrustaciones”. Se decidió entonces probar una solución diluida de ácido acético. Para ello se sometió a la muestra a 5 minutos de limpieza ultrasónica en dicha a b c d CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 60 solución y al comprobar que removía las zonas marrones se completaron otros 5 minutos, totalizando entonces 10 minutos de tratamiento. Figura 10: a)j) Seriada con aumento 6x de la superficie de fractura. Figura 11: Superficie de fractura región D, 6x. a b c d e f g h i j a b c CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 61 Una vez finalizada la limpieza ultrasónica se procedió a un largo enjuague con agua para eliminar todo resto del ácido y detener su acción. Se secó la muestra y se procedió a reinspeccionar la superficie de fractura. 2 do Relevamiento Fractográfico Se procedió entonces a analizar nuevamente la superficie de fractura con el microscopio estereoscópico. Se notó la remoción completa de las zonas marrones, pero también un aumento de las zonas blancas correspondientes a los óxidos. Seguramente esto es consecuencia de los distintos intentos de limpieza. En cualquier caso permiten observar el aspecto de las zonas previamente ocultas. Figura 12: Superficie de fractura, región B, aumento 6x. En las Figuras 12 a, b y c se aprecia un barrido a 6x de la región B. La superficie presenta rugosidad escasa y sin marcas. Sobre el comienzo, Figuras 12 c y d se aprecia aplastamiento del borde, debido al contacto de la pala con otro objeto. En las Figuras 13 a y b se observa en detalle este aplastamiento. En las Figuras 12 d y 13 c se observa la zona de la región A que es el origen de la fractura. Se trata de una zona bastante lisa con algunas marcas perpendiculares a la superficie del intradós. Las características son distintas a las del resto de la región A, sin embargo, no se puede definir si se debe a un proceso previo de fisuración como el que podría ocurrir si se produce fatiga [2,3]. a b c d CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 62 Figura 13: Detalle de inicio de región B, a) 9x, b) 12x. c), d) Detalle de zona de origen, región A, 12x. Figura 14: Región C, barrido 6x. a b c d a b c d CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Figura 15: Región D, 6x. En la Figura 14 se muestra un barrido de la Región C. En la Figura 14 a, así como en el centro de las b, c y d se aprecia una superficie fibrosa típica de la fractura dúctil que se halla en "labios a 45º". En las Figuras 14 b, c y d se marcan mucho los bor superior de aspecto semejante a lo encontrado en la región B y el inferior con muchas marcas perpendiculares al borde. Estas marcas son típicas de roce por contacto entre las superficies de fractura al separarse. Esto suele ocurrir en las zonas que tienen tensiones de compresión y que son las últimas en fracturarse. Que se resalten particularmente los bordes debe estar relacionado con la microestructura metalúrgica generada en el proceso de fabricación que luego s En las Figuras 15 a y b se aprecia parte del borde de la superficie de fractura región D y se aprecian las mismas marcas generadas por roce que en las figuras 14 b, c y d, confirmando que se trata de las últimas zonas en fracturar. También se superficie de fractura no sólo resalta sino que llega incluso a fisurarse. Composición química Se cortaron dos secciones transversalmente a la pala a media altura con fines de realizar con una de ellas la metalografía. La otra sección se fraccionó en cuatro trozos más pequeños, uno de los cuales se utilizó para determinar la composición química. La composición química se obtuvo por método espectrométrico resultados obtenidos, que se muestran en la Tabla 1, corresponden a un aluminio del tipo AA 2014. a En la Figura 14 se muestra un barrido de la Región C. En la Figura 14 a, así como en el centro de las b, c y d se aprecia una superficie fibrosa típica de la fractura dúctil que se halla en "labios a 45º". En las Figuras 14 b, c y d se marcan mucho los bordes de la superficie de fractura, siendo el superior de aspecto semejante a lo encontrado en la región B y el inferior con muchas marcas perpendiculares al borde. Estas marcas son típicas de roce por contacto entre las superficies de Esto suele ocurrir en las zonas que tienen tensiones de compresión y que son las últimas en fracturarse. Que se resalten particularmente los bordes debe estar relacionado con la microestructura metalúrgica generada en el proceso de fabricación que luego s En las Figuras 15 a y b se aprecia parte del borde de la superficie de fractura región D y se aprecian las mismas marcas generadas por roce que en las figuras 14 b, c y d, confirmando que se trata de las últimas zonas en fracturar. También se aprecia en la Figura 15 c que el borde de la superficie de fractura no sólo resalta sino que llega incluso a fisurarse. Se cortaron dos secciones transversalmente a la pala a media altura con fines de realizar metalografía. La otra sección se fraccionó en cuatro trozos más pequeños, uno de los cuales se utilizó para determinar la composición química. La composición química se obtuvo por método espectrométrico según ASTM E 415. Los resultados obtenidos, que se muestran en la Tabla 1, corresponden a un aluminio del tipo AA b c Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 63 En la Figura 14 se muestra un barrido de la Región C. En la Figura 14 a, así como en el centro de las b, c y d se aprecia una superficie fibrosa típica de la fractura dúctil que se halla en "labios a des de la superficie de fractura, siendo el superior de aspecto semejante a lo encontrado en la región B y el inferior con muchas marcas perpendiculares al borde. Estas marcas son típicas de roce por contacto entre las superficies de Esto suele ocurrir en las zonas que tienen tensiones de compresión y que son las últimas en fracturarse. Que se resalten particularmente los bordes debe estar relacionado con la microestructura metalúrgica generada en el proceso de fabricación que luego se analizará. En las Figuras 15 a y b se aprecia parte del borde de la superficie de fractura región D y se aprecian las mismas marcas generadas por roce que en las figuras 14 b, c y d, confirmando que aprecia en la Figura 15 c que el borde de la Se cortaron dos secciones transversalmente a la pala a media altura con fines de realizar metalografía. La otra sección se fraccionó en cuatro trozos más pequeños, uno según ASTM E 415. Los resultados obtenidos, que se muestran en la Tabla 1, corresponden a un aluminio del tipo AA CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Elemento (% peso) Cu Mn Pala 4.8 0.95 AA 2014 3.9 a 5.0 0.40 a 1.2 El tipo de aluminio es adecuado y comúnmente empleado en la fabricación de palas de hélices y otras piezas aeronáuticas [4]. Microestructura y Dureza Para el análisis metalográfico se utilizó una sección de la pala y un trozo más pequeño. Se la pulió primero con lija, luego con paño y diamante y finalmente con alúmina hasta una granulometría de 0.05 micrón. Luego se atacó la estructura de granos típica de esta aleación con tratamiento térmico T6, Figuras 16, 17 y 18 [5]. En la Figura 18 se aprecian partículas de CAl (Fe,Mn) 3 SiAl 12 (negro) típicas de la aleación [5]. Figura Si Mg Zn Cr Ni Ti 0.79 0.20 0.03 0.004 0.02 0.014 0.5 a 1.2 0.20 a 0.8 0.25 0.10 - 0.15 Tabla 1: Composición química de la pala. El tipo de aluminio es adecuado y comúnmente empleado en la fabricación de palas de hélices y Para el análisis metalográfico se utilizó una sección de la pala y un trozo más pequeño. Se la pulió primero con lija, luego con paño y diamante y finalmente con alúmina hasta una granulometría de 0.05 micrón. Luego se atacó la muestra con reactivo de Keller revelando una estructura de granos típica de esta aleación con tratamiento térmico T6, Figuras 16, 17 y 18 [5]. En la Figura 18 se aprecian partículas de CAl 2 (gris claro) y partículas insolubles as de la aleación [5]. Figura 16: Muestra pulida y atacada, aumento 100x. Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 64 Fe Al 0.16 base 0.7 remanente El tipo de aluminio es adecuado y comúnmente empleado en la fabricación de palas de hélices y Para el análisis metalográfico se utilizó una sección de la pala y un trozo más pequeño. Se la pulió primero con lija, luego con paño y diamante y finalmente con alúmina hasta una muestra con reactivo de Keller revelando una estructura de granos típica de esta aleación con tratamiento térmico T6, Figuras 16, 17 y 18 [5]. (gris claro) y partículas insolubles CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Figura Figura Figura 17: Muestra pulida y atacada, aumento 200x. Figura 18: Muestra pulida y atacada, aumento 500x. Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 65 CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 66 Las fotografías de las figuras 16, 17 y 18 fueron tomadas del centro de la muestra, ya que en los bordes casi no se aprecia la estructura de granos debido al trabajado. Entonces las características de la estructura de granos en el centro y periferia de la pala confirman el forjado de la pieza. La dureza se determinó por medio de un durómetro tipo Rockwell escala B. Se tomaron tres mediciones y se realizó un promedio de las mismas, Tabla 2. Se adjunta además el valor nominal de la aleación AA 2014 T6. El valor medido es levemente inferior al típico [4]. HRB HB pala 73±2 116 AA 2014 T6 ---- 135 Tabla 2: Dureza Rockwell B, la escala Brinell (HB) se obtuvo por conversión. Fractografía con Microscopio Electrónico de Barrido Se obtuvieron mediante corte por hilo dos muestras de aproximadamente 10*25*10 mm, extraídas de la superficie de fractura en la región considerada previamente como de origen de la fractura. Se practicó un examen fractográfico con microscopio electrónico de barrido (SEM) sobre dichas muestras. En las Figuras 19 y 20 se aprecia la zona de origen de fractura donde se observan las marcas perpendiculares al borde antes citadas, figuras 12 c y 13 c. Si bien este tipo de marcas podrían tomarse como marcas de "sierra" de un proceso de fatiga, no hay marcas de "playa" también típicas del proceso citado. En la Figura 21 también se aprecia parte del interior de la región A, identificada con II en la figura 19. Al observar en detalle esta zona más interna, se nota una superficie de fractura típica de fractura dúctil con coalescencia de hoyuelos (dimples) [2], Figuras 21 y 22. Se notan incluso las microimpurezas de la aleación en el interior de los hoyuelos [2]. En las aleaciones dúctiles, la resistencia a grandes tensiones se manifiesta por su capacidad de deformar sin romperse. En este sentido la matriz de la aleación sometida a grandes tensiones, se deforma formando cavidades esféricas alrededor de microimpurezas (que existen en toda aleación industrial) hasta que no puede ya sostener el esfuerzo y se fractura, dejando la estructura de hoyuelos. En las Figuras 23, 24 y 25 se aprecia en detalle la zona de inicio identificada como I en la figura 19. El aspecto general es de una superficie llana, no se aprecian estrías de fatiga. Sin embargo, a menudo, en la región de inicio de fatiga y debido a la tensión cíclica no aparecen las estrías y se puede observar una región “plana” debido a aplastamiento por contacto entre las superficies de la propia fisura que se está generando. Este análisis no es concluyente en cuanto a si esta zona presenta una fisuración previa al evento de fractura debida a fatiga, pero si confirma que hay una zona (región A I) que presenta características distintas. Este hecho no puede ser atribuido a la limpieza de la superficie de fractura ya que como se observa en las figuras 21 y 22, las características de la superficie se preservaron en su mayoría. CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Figura Figura Figura 19: Región A, zona de origen de fractura. Figura 20: Región A, zona de origen de fractura I II Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 67 CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Figura Figura 21: Detalle de la zona II de la figura 19 Figura 22: Detalle de la figura anterior (21). Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 68 CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” Figura Figura Figura 23: Detalle de la zona I de la figura 19. Figura 24: Detalle de la figura anterior (23). Figura 25: Detalle de la zona I de la figura 19. CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 69 CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. ANEXO “C” La zona de inicio (Región A I) tiene una forma central de aproximadamente 0.8mm, pero mucho menor sobre los extremos, y una longitud sobre el borde de aproximadamente 5mm. En la figura 26 se aprecia la superficie de fractura en la región D. Se observan u hojuelas fracturadas. Esta forma es típica de la fractura de zonas muy direccionadas como el borde de la pala, donde el forjado tuvo su máximo efecto en la deformación y alargamiento de los granos. Análisis de los resultados La aleación base del cilindro, su microestructura y proceso de fabricación son las adecuadas para el uso dado. La deformación macroscópica observada, figuras 4 a y b, se produce por flexión, con el extradós en tracción y el intradós en compresión. Muy probablemente est con el daño al “cubo”. Sin embargo, lo observado en la superficie de fractura, figuras 9 a, b, c y d, indica una fractura por sobrecarga iniciada en el intradós (Región A I) debido a una aplicación de tensiones exactamente opuestas a las que originaron la deformación macroscópica. El análisis reveló que sobre el intradós hay marcas de roce, figuras 8 c y d, las mismas no se produjeron durante el rescate de la pala pues presentaban zonas marrones recubriéndolas, zonas que se generaron durante la inmersión prolongada. Una de esas marcas llega a la región A I de inicio de la fractura. Es probable que, con posterioridad al evento de deformación macroscópica, la pala haya entrado en contacto, probablemente por impacto, con otro eleme y las marcas halladas en el intradós. Lo hallado en la superficie de fractura indica una fractura dúctil por sobrecarga, con una pequeña zona (Región A I) iniciadora. La propa formación luego de labios a 45º y un cambio brusco de dirección final, que se asemeja a una delaminación, indica que la aleación y su microestructura dieron una respuesta correcta ante la solicitación de sobrecarga. Los microhoyuelos hallados en el examen por microscopía electrónica de la región A lo confirman. En particular, el cambio brusco de dirección de propagación de la fractura, de perpendicular al eje a paralelo al mismo, suele observarse en aleaciones direccionales donde la fractotenacidad (resistencia a la propagación de fisuras agudas) Figura 26: Detalle de la Región D. La zona de inicio (Región A I) tiene una forma irregular, figura 19, con una penetración máxima central de aproximadamente 0.8mm, pero mucho menor sobre los extremos, y una longitud sobre el borde de aproximadamente 5mm. 26 se aprecia la superficie de fractura en la región D. Se observan u hojuelas fracturadas. Esta forma es típica de la fractura de zonas muy direccionadas como el borde de la pala, donde el forjado tuvo su máximo efecto en la deformación y alargamiento de se del cilindro, su microestructura y proceso de fabricación son las La deformación macroscópica observada, figuras 4 a y b, se produce por flexión, con el extradós en tracción y el intradós en compresión. Muy probablemente esto haya ocurrido en simultáneo con el daño al “cubo”. Sin embargo, lo observado en la superficie de fractura, figuras 9 a, b, c y d, indica una fractura por sobrecarga iniciada en el intradós (Región A I) debido a una aplicación estas a las que originaron la deformación macroscópica. El análisis reveló que sobre el intradós hay marcas de roce, figuras 8 c y d, las mismas no se produjeron durante el rescate de la pala pues presentaban zonas marrones recubriéndolas, zonas que se eraron durante la inmersión prolongada. Una de esas marcas llega a la región A I de inicio de la fractura. Es probable que, con posterioridad al evento de deformación macroscópica, la pala haya entrado en contacto, probablemente por impacto, con otro elemento que produjo su fractura y las marcas halladas en el intradós. Lo hallado en la superficie de fractura indica una fractura dúctil por sobrecarga, con una pequeña zona (Región A I) iniciadora. La propagación inicial perpendicular al eje de la pala con la formación luego de labios a 45º y un cambio brusco de dirección final, que se asemeja a una delaminación, indica que la aleación y su microestructura dieron una respuesta correcta ante la e sobrecarga. Los microhoyuelos hallados en el examen por microscopía electrónica de la región A lo confirman. En particular, el cambio brusco de dirección de propagación de la fractura, de perpendicular al eje a paralelo al mismo, suele observarse en ciones direccionales donde la fractotenacidad (resistencia a la propagación de fisuras agudas) Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada Informe No. 541 70 irregular, figura 19, con una penetración máxima central de aproximadamente 0.8mm, pero mucho menor sobre los extremos, y una longitud sobre 26 se aprecia la superficie de fractura en la región D. Se observan una especie de hojuelas fracturadas. Esta forma es típica de la fractura de zonas muy direccionadas como el borde de la pala, donde el forjado tuvo su máximo efecto en la deformación y alargamiento de se del cilindro, su microestructura y proceso de fabricación son las La deformación macroscópica observada, figuras 4 a y b, se produce por flexión, con el extradós o haya ocurrido en simultáneo con el daño al “cubo”. Sin embargo, lo observado en la superficie de fractura, figuras 9 a, b, c y d, indica una fractura por sobrecarga iniciada en el intradós (Región A I) debido a una aplicación estas a las que originaron la deformación macroscópica. El análisis reveló que sobre el intradós hay marcas de roce, figuras 8 c y d, las mismas no se produjeron durante el rescate de la pala pues presentaban zonas marrones recubriéndolas, zonas que se eraron durante la inmersión prolongada. Una de esas marcas llega a la región A I de inicio de la fractura. Es probable que, con posterioridad al evento de deformación macroscópica, la pala nto que produjo su fractura Lo hallado en la superficie de fractura indica una fractura dúctil por sobrecarga, con una pequeña gación inicial perpendicular al eje de la pala con la formación luego de labios a 45º y un cambio brusco de dirección final, que se asemeja a una delaminación, indica que la aleación y su microestructura dieron una respuesta correcta ante la e sobrecarga. Los microhoyuelos hallados en el examen por microscopía electrónica de la región A lo confirman. En particular, el cambio brusco de dirección de propagación de la fractura, de perpendicular al eje a paralelo al mismo, suele observarse en ciones direccionales donde la fractotenacidad (resistencia a la propagación de fisuras agudas) CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 71 en una dirección es mucho mayor que en la otra. Nótese que la menor, en este caso es la paralela al eje, es decir aquella que tiende a producir la delaminación y no el quiebre de la pala. Esto es lo deseado para este elemento. Respecto de la zona iniciadora (región A I), el análisis no fue concluyente en cuanto a si se trataba de un fenómeno de fatiga previo al evento de rotura. En cualquier caso y con el fin de confirmar lo establecido en los párrafos previos, vamos a suponer que esa región estuvo previamente fisurada y estimar por mecánica de fractura la tensión remota a la que fue sometida la pala. Si ocurrió sobrecarga, esta tensión superará la resistencia a la tracción del material. Para lograr esta estimación vamos a modelar la pala como una placa finita [6], Figura 27, con una fisura elíptica, donde: 2c = 5mm es la longitud de fisura a = 0.8mm es la profundidad máxima de fisura t = 33mm es el espesor (aproximado en la región A I) w = 128mm es el ancho (aproximado) σ = es la tensión remota aplicada a determinar K 1C = 19 a 24 MPam 1/2 es la fractotenacidad del material (AA 2014) Figura 27: Modelo de fisura con origen en superficie para una placa finita. Entonces, la tensión remota se vincula con la fractotenacidad a través de: 1C K Q F a σ π ≥ donde Q es un factor que depende del cociente a/c y F es un factor que depende de los cocientes 2c/w, a/c y a/t, para los valores asignados resultan Q ≅1.11 y F≅ 0.5612 a 0.6974 (tanto en tracción como flexión). Luego σ≥603 a 947 MPa que es superior a la resistencia a la tracción del material (485 MPa). CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 72 Estos valores suponen una placa rectangular de sección transversal w*t; en la pala el espesor es variable siendo utilizado para el cálculo el de la región A I, por lo que se estima que las tensiones aplicadas son todavía más grandes en virtud que la pala tiene sección transversal más pequeña que la placa rectangular. Esto confirma una gran sobrecarga como factor principal en la fractura del elemento. La existencia de la zona de inicio (región A I) sólo determina la localización del comienzo de la fractura, pero con los niveles de tensión calculados la pala hubiera fracturado aún cuando esa zona de inicio no existiera. Conclusiones • La aleación del cilindro, su microestructura y proceso de fanricación son adecuadas para el uso dado. • La fractura ocurrió por sobrecarga iniciándose en el intradós y finalizando en el extradós. • Hay rastros, en el intradós, de contacto con un elemento sólido que pudo provocar la sobrecarga. • La superficie de fractura mostró principalmente una respuesta dúctil del material ante la solicitación. Tiene una pequeña zona de inicio cuyo mecanismo de generación no fue adecuadamente identificado. Esta zona de inicio no fue determinante en la fractura, en tanto que la sobrecarga habría producido la fractura aún sin zona inicio. Bibliografía 1. Fairchild Aircraft Illustrated Parts Catalog SA227 series 2. ASM Handbook, Volume 12, Fractography, reimpresión 1997. 3. ASM Handbook, Volume 11, Failure Analysis and Prevention, reimpresión 2003 4. ASM Handbook, Volume 2, Properties and Selection: Non Ferrous Alloys and special Purpose Materials, impresión 1990. 5. ASM Handbook, Volume 7, Atlas of microstructures, impresión 1972. 6. ASM Handbook, Volume 19, Fatigue and Fracture, impresión 1997. Realizado por: Mg. Victor Fierro Lic. Andrea Ansaldi Ing. Lucas Benítez Téc. Rodrigo Gabarain Responsable Técnico: Mg. Victor Fierro Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada CONFIDENCIAL Ing. Andrés La Terra Jefe Dpto. Mecánica Aplicada C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 73 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 74 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 75 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 76 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 77 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 78 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “C” 79 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 80 ANEXO “D” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 81 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 82 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 83 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 84 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 85 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 86 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 87 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “D” 88 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 89 ANEXO “E” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 90 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 91 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 92 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 93 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “E” 94 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “F” 95 ANEXO “F” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “F” 96 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “G” 97 ANEXO “G” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “G” 98 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “H” 99 ANEXO “H” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “H” 100 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 101 ANEXO “I” INFORMACIÓN METEOROLÓGICA: A partir del Skew T log P del Aeropuerto de Ezeiza se puede determinar el estado de la atmósfera unas 10 horas antes del accidente. Dicha información dejó claramente la división de la Tropósfera en dos zonas claramente antagónicas: la primera zona (entre la superficie y los 700 hPa -alrededor de 10000 ft-) y la segunda desde los 700 hPa hasta la Tropopausa. La primera zona (sfc-700hPa) estaba caracterizada por aire húmedo (superior al 90% en la humedad relativa- HR) con la presencia de nubosidad baja y media (según Metar de Aeroparque para la hora 12:00 UTC en adelante). Destacándose entre superficie y los 870 hPa una reducción en la HR (entre 76 y 87%). La segunda zona (desde 700 hpa hasta la Tropopausa) se caracteriza por aire extremadamente seco y con un nivel de Tropopausa a 27000 Ft. El viento máximo sobre la vertical del Aeropuerto de Ezeiza era de 85 Kt a 26900 Ft. La isoterma de cero grado centígrado se ubicaba a unos 1000 Ft. No se encontró indicios de inestabilidad significativa en los datos mencionados anteriormente. Se calculó el nivel de condensación por ascenso (NCA) a 1020 Ft como una primera base para nubosidad baja a una temperatura de 1ºC; el nivel de condensación por convección (NCC) a 3600 Ft como la base para las nubes convectivas a una temperatura de -3.3ºC. El tope de la nubosidad (formada a partir del NCA o el NCC) sería de 6000 Ft con una temperatura de - 8.3ºC. Destacándose también la cantidad de agua precipitable en 10 mm. El potencial de engelamiento o el estado de la atmósfera que conduce y controla el riesgo de este fenómeno estaba presente antes del accidente. Así la dejará establecida la información a través de diversos mecanismos preventivos, como fueron las pronareas y el sigmet. Las condiciones meteorológicas que surgen del análisis mesoescalar son post frente frío, el mismo pasa sobre la Estación Meteorológica de Ezeiza entre las 04 y 05 UTC, al tener en cuenta que la información proporcionada por el sondeo meteorológico de Ezeiza es válida a partir de las 12UTC. Pero la masa de aire que se encuentra sobre la zona del sondeo tiene un desplazamiento hacia el este (hacia la República Oriental del Uruguay), por lo tanto, pueden tomarse como representativa de las condiciones pre accidente. Estas condiciones meteorológicas sufrirán modificaciones sobre todo a meso escala y con la interacción del cuerpo de agua más próximo a la zona del accidente (Rio de la Plata). Cuando consideramos la información del viento proporcionada por el Skew T vemos claramente la presencia del sistema de alta presión ingresando a la República Argentina con una presión en superficie de 1020 hPa y una componente del viento de los 240º con14 Kt. A destacarse la fuerte cizalladura por velocidad en capas bajas (hasta los 3000 Ft). Si aplicamos la clasificación aprobada en la 5ª Conferencia de Navegación Aérea, celebrada en Montreal en 1967 (O.A.C.I., 1987), podemos calificar la cizalladura vertical del viento como moderada, fuerte o muy fuerte según supere los 4, 8 o 12 kt/100ft respectivamente. C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 102 El Metar de las 12UTC del Aeropuerto de Ezeiza dice vientos de los 240º a 08 Kt y a 100Ft sería de los 240º a 14 Kt, lo que nos da un gradiente de 6Kt/100Ft, pudiendo catalogarse a esta cizalladura como moderada a fuerte. Según la Fuerza Aérea Norteamericana (U.S. Air Force) la turbulencia por cizalladura vertical sería: o Cortante Vertical: Ligera 3-5kt/300m Moderada 6-9kt/300m Severa 10-15kt/300m Extrema > 15kt/300m Tomando en cuenta el Metar del Aeropuerto de Ezeiza emitido a las 12UTC el viento estaba a 08 Kt y a 300 m en la vertical a 25 Kt, por lo tanto, estaríamos en una turbulencia extrema (17Kt/300m). No se detectó la presencia de cizalladura direccional, ya que tanto en superficie como a 3000 Ft hay tan solo una diferencia de 19º. Como información relevante podemos encontrar velocidades que alcanzan los 47 Kt entre 2500 y 2700 Ft, observadas en el sondeo meteorológico del Aeropuerto de Ezeiza a las 12UTC. 1.1 SITUACIÓN SINÓPTICA PREVIA AL ACCIDENTE: Cartas de altura - hora 12UTC. Nivel 850 hPa: Presencia del frente frío a unos 4500 ft con un marcado gradiente de temperatura (10 grados de temperatura delante y detrás del frente). Valores negativos en la temperatura del punto de rocío (evidencia del ingreso de aire seco a ese nivel). Nivel 500 hPa: Un área de ascenso de aire (vaguada) se aproxima por el suroeste. Evidencia del reflejo de la corriente en chorro polar (con 50 kt) sobre el norte de la República Oriental del Uruguay. Nivel 300 hPa: Un área de ascenso de aire (vaguada) se aproxima por el suroeste. Corriente en chorro polar se ubica al noreste de la República Oriental del Uruguay con un núcleo de 90 kt. Sobre el área del siniestro predomina la parte convergente de la corriente en chorro en niveles superiores (a 27000 ft). 1.2 AVISO SIGMET. También FIR Ezeiza había emitido un Sigmet por severo engelamiento: WSAG31 SABE 061725 SAEF SIGMET -6 VALID 061730/062130 SABE-SAEF EZEIZA FIR SEV ICE FCST WI SAZH-SABP-SAZJ-SAZO- SAZH BTN FL010/FL150 MOV E 20KT NC= C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 103 1.3 AVISO DE AERÓDROMO. La Dirección de Meteorología Aeronáutica de la Dirección Nacional de Meteorología había emitido un Aviso de Aeródromo (Nº1) para FIR Montevideo entre las 1200 del día 06/06/12 hasta las 0000UTC del día 07/06/12 con las siguientes condiciones: Fenómenos significativos: RACHAS DE VIENTO DEL SECTOR W DE 30-40KT EN ZONAS SUR Y ESTE ACOMPAÑADOS DE CHAPARRONES AISLADOS 1.4 PRONAREAS PARA FIR EZEIZA Y MONTEVIDEO. La pronarea para FIR Ezeiza (período de validez: 16 del día 06/06/12 hasta las 01UTC del día 07/06/12) como también para FIR Montevideo (período de validez: 21 del día 06/06/12 hasta las 09UTC del día 07/06/12) preveían lo siguiente: FIR Ezeiza FBAG82 SABE 061501 PRONAREA FIR EZE VALIDEZ 1604 SOBRE MAPA DE 1200 UTC SIGFENOM: MASA DE AIRE DE ORIGEN POLAR MARITIMA SOBRE COSTA ATLANTICA GENERA NUBOSIDAD BAJA ESTRATIFORME CON LLUVIAS Y NEVADAS AISLADAS. C0RRIENTE EN CHORRO: NIL. VIENTO MAXIMO VER/EZE FL270/29085KT. TURBULENCIA: MOD SEV WI VER/YOS VER/PEH VER/LIO VER/NEC BTN FL165/FL300. ENGELAMIENTO: MOD SEV WI VER/YOS VER/NEC BTNFL010/FL150. ISOTERMA DE 0 GRADOS: VER/EZE FL010 VER/OSA (ESTIMADA) FL020 WIND/T: DIA CDU PAR SVO GUA ROS AER EZE FDO PAL MOR ENO NIN FL030/20030M03 FL065/27020M01 FL100/25015M07 FL165/28045M30 FL230/29060M40 FL300/29065M44 FL360/28070M52 LYE PEH GPI OSA BCA DIL MDP NEC FL030/22025P00 FL065/20035MM09 FL100/20045M16 FL165/19055M26 FL230/18070M36 FL300/18085M46 FL360/29085M57 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 104 1.4 METARES- De acuerdo a los Metares del Aeropuerto de Carrasco anteriores a la hora del siniestro se encontraba la siguiente nubosidad: SUMU 062200Z 26015G25KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG SUMU 062100Z 27018G28KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG SUMU 062000Z 26018G28KT 9999 BKN026 BKN060 06/01 Q1021 NOSIG SUMU 061900Z 25017G27KT 9999 BKN026 BKN060 06/02 Q1020 NOSIG SUMU 061800Z 25017G27KT 9999 -DZ OVC026 06/05 Q1020 NOSIG SUMU 061700Z 26018G28KT 9999 -DZ OVC023 06/03 Q1019 NOSIG SUMU 061630Z 26015G25KT 9999 DZ OVC017 06/04 Q1019 SUMU 061600Z 25016KT 9999 -DZ OVC017 06/04 Q1019 NOSIG SUMU 061500Z 24015KT 9999 DZ OVC015 06/04 Q1019 NOSIG SUMU 061400Z 26012KT 8000 -RA BKN015 OVC060 07/06 Q1018 NOSIG SUMU 061300Z 27011KT 8000 -RA SCT017 OVC060 07/06 Q1018 NOSIG SUMU 061230Z 27014KT 8000 RA BKN023 OVC060 07/06 Q1018 SUMU 061200Z 30006KT 8000 BKN023 OVC070 06/05 Q1017 NOSIG C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 105 2. INFORMACIÓN METEOROLÓGICA EN EL LUGAR Y HORA DEL ACCIDENTE. SUMU 062200Z 26015G25KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG 2.1 SITUACIÓN SINÓPTICA DEL TIEMPO. Carta de superficie- Hora 18:00UTC: Frente frío sigue su desplazamiento hacia el este. Fuerte gradiente de humedad. Ingreso de un sistema de alta presión con centro de 1036 hPa. 2.2 IMÁGENES SATELITALES. Como se mencionó anteriormente el frente frío había pasado a las 1500UTC sobre el Aeropuerto de Carrasco, por lo tanto, las condiciones que analizaremos a continuación basándonos en información remota son post frontales. A las 2040UTC se puede apreciar sobre la zona del accidente nubosidad baja y media del tipo CU, SC y AC (Cúmulo, Estratocumulo y Altocumulos) como se informa en el metar del Aeropuerto de Carrasco: SUMU 062000Z 26018G28KT 9999 BKN026 BKN060 06/01 Q1021 NOSIG A las 2140UTC puede identificarse sobre el Río de la Plata (a menos de 30km de la costa) la formación de Cumulos con cierto desarrollo (transformándose de un Cumulo Humilis a un Cumulo congestus o mediocris). Secuencia de imágenes del satélite Goes 13.- Relación gráfica entre la imagen satelital y el vuelo. El Metar de SUMU reporta lo siguiente: SUMU 062100Z 27018G28KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOSIG Treinta minutos después (2210UTC) se confirma la formación del Cumulo congestus mediante la información satelital. El metar de SUMU reporta lo siguiente: C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “ I ” 106 SUMU 062200Z 26015G25KT 9999 BKN030 BKN060 06/01 Q1022 NOS PRONÓSTICO. TAF SUMU 061600Z 0618/0718 27020G30KT 9999 SCT010 BKN060 TX07/0718Z TN03/0710Z TEMPO0618/0700 8000 SHRA BECMG0706/0710 23015KT En base al modelo numérico GFS (Global Forecasting System) se pudieron determinar las condiciones a las 1800UTC (con validez para la hora del accidente) Resumen final de las condiciones meteorológicas antes y durante el vuelo: • Existía en la atmósfera las condiciones de engelamiento, como aquél estado de la misma favorable para la acumulación de hielo en la aeronave. • También existía el potencial de engelamiento, como la información acerca del estado de la atmósfera que conduce y controla el riesgo de engelamiento; en este caso a través de diversos reportes y advertencias sobre tal riesgo. • La detección a través de la imágenes de satélite de un Cumulus congestus (TCU) sobre la costa, incrementaría las condiciones de engelamiento, sobre todo por ser una nube en pleno desarrollo vertical (favoreciendo la alta probabilidad de encontrarse dentro del mismo, una alta concentración de gotas sobreenfriadas). • No deja de ser importante la presencia de cizalladura vertical (por velocidad) moderada a fuerte ocasionando turbulencia extrema, por debajo de los 3300 ft. Asesores para el factor medio ambiente: Cap. (Nav.) Marisol Diana. AT.2ª Fernando Torena. C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “J” 107 ANEXO “J” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “J” 108 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 109 ANEXO “K” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 110 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 111 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 112 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 113 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “K” 114 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “L” 115 ANEXO “L” Montevideo, 23 de mayo de 2013 Análisis de los espectros de las señales de audio grabadas en la torre de control y emitidas desde la cabina de un avión CX-CLS, llamado “avión de ensayo”. Comparación con las señales emitidas desde la cabina del avión CX-LAS y grabadas en la torre de control el 6 de junio de 2012. El estudio se realizó con el programa grabador y editor de audio Audacity® versión 2.0.3, de uso libre. Figura 1: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión de ensayo cuando el sistema inversor está funcionando. La frecuencia de trasmisión es de 118.1 MHz. Se observa claramente una frecuencia de 400 Hz. Figura 2: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior Figura 3: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión de ensayo cuando el sistema inversor no está funcionando. La frecuencia de trasmisión es de 118.1 MHz. No se observa la frecuencia de 400 Hz. Figura 4: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior. Figura 5: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión CX-LAS a la frecuencia de 118.1 MHz. No se observa la frecuencia de 400 Hz. Figura 6: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior. Como elemento de comparación adicional se analizó también el audio emitido a la otra frecuencia (119.2 MHz) con y sin el inversor funcionando. Se muestran los resultados en las figuras 7 a 12. Figura 7: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión de ensayo cuando el sistema inversor está funcionando. La frecuencia de trasmisión es de 119.2 MHz. Se observa claramente una frecuencia de 400 Hz. Figura 8: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior. Figura 9: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión de ensayo cuando el sistema inversor no está funcionando. La frecuencia de trasmisión es de 119.2 MHz. No se observa la frecuencia de 400 Hz. Figura 10: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior. Figura 11: Espectro entre 0 y 1000 Hz de la señal emitida por el avión CX-LAS a la frecuencia de 119.2 MHz. No se observa la frecuencia de 400 Hz. Figura 12: Detalle entre 300 y 500 Hz del espectro anterior. Conclusión: En el avión de ensayo (CX-CLS), tanto a la frecuencia de trasmisión 118.1 MHz como a la frecuencia de 119.2 MHz se observa la frecuencia de 400 Hz solamente si está activado el inversor. En similares condiciones (señal emitida desde la cabina y grabada en la torre), el avión CX-LAS en su trasmisión del 06/06/2012 no muestra la señal de 400 Hz a ninguna de las frecuencia de trasmisión de 118.1 MHz y 119.2 MHz. Dr. Ismael Núñez Laboratorio de Acústica – Instituto de Física Facultad de Ingeniería – Universidad de la República C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 1 Figura 2 116 C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 3 Figura 4 117 C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 5 Figura 6 118 C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 7 Figura 8 119 C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 9 Figura 10 120 C.I.A.I.A. ANEXO “L” Informe No. 541 Figura 11 Figura 12 121 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 122 ANEXO “M” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 123 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 124 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 125 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 126 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 127 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 128 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 129 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 130 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 131 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 132 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 133 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 134 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “M” 135 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 136 ANEXO “N” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 137 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 138 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 139 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 140 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 141 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 142 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 143 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 144 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 145 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 146 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 147 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 148 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 149 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 150 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 151 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 152 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 153 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “N” 154 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “Ñ” 155 ANEXO “Ñ” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “Ñ” 156 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “O” 157 ANEXO “O” SISTEMA ESTATICO DE PITOT Un sistema estático de pitot está compuesto por un conjunto de instrumentos sensibles a la presión que se utiliza en la aviación para determinar la velocidad de un avión, el número de Mach, la altitud, y la tendencia de variación de la velocidad vertical. Este sistema cuenta con un tubo de Pitot, un puerto estático, y los instrumentos estáticos de pitot ,es utilizado para medir las fuerzas que actúan sobre un vehículo en función de la temperatura, densidad, presión y viscosidad del fluido en que está operando; otros instrumentos que pueden ser conectados a este sistema son los equipos de datos de aire exterior, grabadoras de datos de vuelo, codificadores de altitud, controladores de presurización de la cabina e interruptores de velocidad aerodinámica. Los errores en las lecturas del sistema estático de Pitot puede ser extremadamente peligroso ya que la información obtenida a partir del sistema ,tales como altitud y velocidad, es a menudo crítica para el vuelo Presión estática de Pitot Los instrumentos del sistema estático de pitot utilizan el principio de gradiente de presión de aire. Funciona mediante la medición de las diferencias de presiones y el uso de estos valores para evaluar la velocidad y la altitud; estas presiones son tomadas desde el puerto estático y del tubo de Pitot. La presión estática se utiliza en todas las mediciones, mientras que la presión del tubo de Pitot (dinámica)sólo se utiliza para determinar la velocidad aérea. Presión de Pitot La presión dinámica se obtiene del tubo pitot, es la medida de la presión de aire de impacto, también llamada presión total. El tubo de Pitot se encuentra a menudo en una sección del ala o el morro de una aeronave, orientado hacia adelante donde su abertura esta expuesta al viento relativo. Al situar el tubo de Pitot en tal ubicación, la presión de aire o presión dinámica se mide con más precisión, ya que será menos distorsionada por la estructura de la aeronave. Cuando aumenta la velocidad del aire se incrementa la presión de aire de impacto, lo que se traduce en el indicador de velocidad. La presión estática La presión estática se obtiene a través de un puerto estático ,normalmente es un orificio de empotrado en el fuselaje de la aeronave, y se encuentra ubicado en donde puede encontrar una zona de flujo de aire relativamente inalterado Las aeronaves pueden tener uno o más puertos estáticos. En las aeronaves que tienen más de un puerto estático, por lo general hay uno situado en cada lado del fuselaje, con esta disposición una C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “O” 158 presión media puede ser obtenida, lo que permite las lecturas más precisas en situaciones específicas de vuelo. Instrumentos Pitot-estática El sistema estático de pitot obtiene presiones para la interpretación de algunos instrumentos mecánicos tradicionales, en la actualidad las aeronaves modernas utilizan un ordenador de datos del aire para calcular la velocidad, la velocidad de subida, altitud y número de Mach. En otros aviones se recibe presión total y estática de 2 tubos pitot independientes y de 2 puertos estáticos tambien independientes, la computadora de datos de vuelo de la aeronave compara la información de ambos equipos y comprueba uno contra el otro Indicador de velocidad (Airspeed Indicator) El indicador de velocidad está conectado al tubo de Pitot y a las tomas de presión estática para realizar el calculo de comparación. La diferencia entre la presión del tubo de Pitot y la presión estática se llama presión dinámica. Cuanto mayor es la presión dinámica, más alta es la velocidad del aire. Un indicador de velocidad mecánico tradicional contiene un diafragma de presión que está conectado al tubo de Pitot.ell receptáculo del diafragma es hermético y se ventila al puerto estático. Cuanto mayor sea la velocidad, mayor es la presión dinámica, entonces mayor será la presión ejercida sobre el diafragma, y cuanto mayor será el movimiento de la aguja a través de la articulación mecánica. Altímetro (Altimeter) El altímetro de presión, también conocido como el altímetro barométrico, se utiliza para determinar los cambios en la presión del aire que se producen como variaciones de altitud de la aeronave. Los altímetros de presión deben ser calibrados antes del vuelo para registrar la presión con una altitud sobre el nivel del mar. La caja del instrumento del altímetro esta herméticamente cerrado y tiene una salida al puerto estático. En el interior del instrumento se encuentra un barómetro aneroide sellado. Cuando la presión varia el barómetro interno se expande o contrae, lo que se traduce mecánicamente en una determinación de la altitud. Indicador de velocidad vertical ( Vertical speed indicator) El variómetro, también conocido como el indicador de velocidad vertical, es el instrumento estático de Pitot utilizado para determinar si una aeronave está volando en el nivelado. La velocidad del aire vertical muestra específicamente la velocidad de ascenso o de descenso medida en pies por minuto o metros por segundo. La velocidad del aire vertical se mide a través de una articulación mecánica a un diafragma situado dentro del instrumento. La zona que rodea el diafragma se ventila a la toma estática a través de una fuga calibrada. Cuando el avión comienza a aumentar la altitud, el diafragma comenzará a contraerse a un ritmo más rápido que el de la fuga calibrada, haciendo que la aguja indique velocidad vertical positiva; lo opuesto ocurre cuando un avión está descendiendo C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “O” 159 Mal funcionamiento del sistema Tubo pitot Bloqueado: Esto genera un problema que sólo afectará a los indicadores de velocidad aerodinámica. Si el tubo de Pitot se obstruye, el indicador de velocidad registrara un aumento de la velocidad cuando el avión asciende, a pesar que la velocidad aerodinámica real sea constante ,esto es causado por la presión en el sistema de tubo de Pitot que permanece constante cuando la presión atmosférica está disminuyendo; inversamente el indicador de velocidad mostrará una disminución de la velocidad del aire cuando la aeronave desciende. El tubo de Pitot es susceptible de obstruirse por el hielo, agua, insectos o alguna otra partícula solida. Por esta razón, los organismos reguladores de la aviación, como la Administración Federal de Aviación de EE.UU. recomiendan que el tubo de Pitot puede comprobar si hay obstrucciones antes de cualquier vuelo. Para evitar la formación de hielo los tubos de Pitot están equipadas con un elemento de calentamiento. Obligatorio en todas las aeronaves certificadas para vuelo instrumental Puerto estático Bloqueado: Un puerto estático bloqueado es una situación más grave porque afecta a todos los instrumentos del sistema estático de pitot. Una de las causas más comunes de un puerto estático bloqueado es la formación de hielo en el fuselaje. Si un puerto estático se obstruye, el altímetro se congela en un valor constante, indicando la altitud a la que el puerto estático se bloqueó. El indicador de velocidad vertical se congelara en cero y no variara en absoluto, por más que realice variaciones de velocidad.. El indicador de velocidad funcionara inversamente al error que se produce con un tubo pitot obstruido y hace que la velocidad se lea menor de lo que realmente es cuando el avión asciende, cuando el avión está descendiendo dará indicaciones de exceso de velocidad C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “O” 160 C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “P” 161 ANEXO “P” C.I.A.I.A. Informe No. 541 ANEXO “P” 162