JUNTA INVESTIGADORA DE ACCIDENTES INFORME FINAL BELL 212 25 DE NOVIEMBRE DEL 2011

INFORME DE ACCCIDENTE AERONAVE BELL 212, OCURRIDO EL 25 DE NOVIEMBRE DEL 2011. 1. INFORMACION SOBRE LOS HECHOS.1.1. RESEÑA DEL VUELO.El día 25 de noviembre de 2011, el helicóptero Bell 212, estaba realizando un vuelo de prueba como parte del procedimiento de la compañía para ponerlo en línea de vuelo luego de haber sido sometido a un chequeo de mantenimiento de 3.000 horas. Esta operación se realizaba en las instalaciones de mantenimiento que mantiene la compañía en el sector de El Condado, autopista Manuel Córdova Galarza, en la ciudad de Quito. Para el efecto presentaron vía fax un Plan de Vuelo Visual en el que consta que tenían previsto realizar un vuelo local de 2 horas de duración (se repisó el número 2 sobre el número 1), con el propósito de realizar mediciones de vibración para efectuar los ajustes respectivos con el fin de enviarla a su lugar habitual de trabajo en la zona de El Coca, en la región oriental. A bordo de la aeronave se encontraban dos pilotos y dos mecánicos de mantenimiento. Esta operación se inició a las 16:40 UTC aproximadamente. Luego de hacer una serie de vuelos estacionarios a baja altura sobre la plataforma, inició el despegue. A las 16:47 UTC, el piloto inició la maniobra de despegue para lo cual orientó la aeronave hacia el noreste e inició un ascenso vertical hasta los 45 pies de altura, cuando realizaba la maniobra de traslación sufrió una pérdida de revoluciones del rotor por lo que decidió retornar a la plataforma, sin embargo no alcanzó a completar el aterrizaje y golpeó con el esquí derecho el borde de la quebrada adyacente a la plataforma y se deslizó por la ladera, cayendo hasta el fondo a 35 metros más abajo.

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Posición final del helicóptero en el fondo de la quebrada 1.2. LESIONES A PERSONAS.LESIONES Mortales Graves Leves Ninguna

TRIPULACION 1 1 -

PASAJEROS 2 -

OTROS -

1.3. DAÑOS SUFRIDOS POR LA AERONAVE.La aeronave resultó destruida a causa de la fuerza de los impactos.

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Vista del helicóptero recuperado del lugar del accidente 1.4. OTROS DAÑOS.No se produjeron otros daños 1.5. INFORMACION SOBRE EL PERSONAL.1.5.1. Piloto al mando.Al mando de la aeronave se encontraba el piloto ecuatoriano, de 58 años de edad, titular de la Licencia de Piloto de Transporte de Línea Aérea, amparada por el Certificado Médico de Primera Clase otorgado el 7 de julio de 2011, en el que consta la limitación de que debe poseer lentes correctivos para visión cercana mientras ejerce los privilegios de este documento. En su licencia constan las habilitaciones en equipos Bell 206, 47, 269, 427, 212, y 412. Además, durante su carrera profesional había volado los equipos Hughes 300, Bell 222, 205, Super Puma AS 332. Allouette 316 y Lama AS 315. En la compañía desempeñaba las funciones de piloto de equipos Bell 206, 212 y 412. La designación como piloto de equipo Bell 212 el 23 de febrero de 2011.

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Hasta la fecha del accidente había completado el siguiente record: Horas totales de vuelo:

8.885,8

Horas de vuelo en equipo Bell 212:

659,9

Había volado en los últimos 90 días: Había volado en los últimos 60 días: Había volado en los últimos 30 días: Había volado en los últimos 07 días:

83.9 64.5 28.2 15.2

1.5.2. Copiloto.Cumpliendo las funciones de copiloto de la aeronave se encontraba el señor ecuatoriano, de 52 años de edad, titular de la Licencia de Piloto Comercial, amparada por el certificado médico de Segunda Clase otorgado el 23 de mayo de 2011, en el que consta la limitación de que debe poseer lentes correctivos para visión intermedia y cercana mientras ejerce los privilegios de este documento. En su licencia constan las habilitaciones en equipos AS330. Además, durante su carrera profesional había volado los equipos Gazelle AS342, Super Puma AS332, Puma AS 330, Lama AS 315, Bell 47, 214, 212 y 412. En la compañía Aeromaster desempeñaba las funciones de copiloto de equipos Bell 212 y 412. Hasta la fecha del accidente había completado el siguiente record: Horas totales de vuelo: Horas de vuelo en equipo Bell 212:

4.041 190

No se pudieron conseguir los records actualizados a la fecha del accidente. En los archivos de Aeromaster no reposa el detalle de horas de vuelo posterior al 30 de octubre de 2011. Tampoco fue posible localizar el libro de vuelo del copiloto. 1.5.3. Otro personal técnico.Los señores Ariel Gustavo Ferrario y Pedro Carmelo Medina Jimenez, mecánicos de la compañía, se encontraban a bordo cumpliendo trabajos relacionados con el manejo del equipo RADS y el registro de esta información para corregir vibraciones durante la operación del helicóptero.

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1.6. INFORMACION SOBRE LA AERONAVE.El helicóptero Bell 212, matrícula HC-CLH, serie 30879, estaba amparado con el Certificado de Aeronavegabilidad No. 2224 UIO, expedido el 18 de noviembre de 2011, vigente hasta el 18 de noviembre de 2013. Fuselaje: Horas totales:

10.643,7

Motores: Motor Nro. 1 Marca y modelo: Serie: Horas de servicio desde overhaul: Horas de servicio desde nuevo: Tiempo entre overhaul (TBO): Remanente: Ciclos: Fecha de instalación:

PRATT&WHITNEY, PT6T-3 CP-PS-61597 1.316.1 7.954.5 4.000 2.683.9 1176 junio 18, 2009

Motor Nro. 2 Marca y modelo: Serie: Horas de servicio desde overhaul: Horas de servicio desde nuevo: Tiempo entre overhaul (TBO): Remanente: Ciclos: Fecha de instalación:

PRATT&WHITNEY, PT6T-3 CP-PS-60758 807.9 7.468.9 4.000 3.192.9 744 noviembre 20, 2010

Rotor principal Pala No. 1 (roja) Marca: P/N: Serie: Tiempo desde nuevo (TSN): Tiempo desde overhaul (TSO): Tiempo entre overhaul (TSO): Tiempo de Retiro (Hard Time): Tiempo entre inspecciones: (TBI)

BELL 212-015-501-115 A-7429 3.7 Horas NA NA 4.000Horas 1.000Horas

Pala No. 2 (blanca) Marca: P/N: Serie: Tiempo desde nuevo (TSN):

BELL 212-015-501-115 A-7445 3.7Horas

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Tiempo desde overhaul (TSO): Tiempo entre overhaul (TSO): Tiempo de Retiro (Hard Time): Tiempo entre inspecciones (TBI):

NA NA 4.000Horas 1.000Horas

1.6.1. Programa de mantenimiento Manuales El Programa de Mantenimiento aprobado por la DGAC para esta aeronave está basado en el Programa establecido en el Manual de Mantenimiento del fabricante, documento BHT-212-MM-1, Revisión 13 de fecha septiembre-162010, teniendo todas las inspecciones programadas de acuerdo a la Parte B que establece Bell Helicopters (inspecciones de 25 horas/30 días, 300 horas, 600 horas/12 meses, 3.000 horas/5 años). De acuerdo a los reportes este era cumplido a cabalidad en esta aeronave. El Manual de Mantenimiento que se aplica para el mantenimiento de los motores de la aeronave, es el publicado por el fabricante Pratt & Whitney, Manual part number No. 3017042, Revisión 42 de fecha junio-18-2010. Este manual con la revisión que se hace referencia aquí es el que se encontraba vigente a la fecha del accidente de la aeronave. De acuerdo a los reportes, este era cumplido a cabalidad por Aeromaster en esta aeronave. El Programa de Mantenimiento aprobado para esta aeronave Bell 212, perteneciente a la compañía se encuentra aprobado por la DGAC dentro del Manual General de Mantenimiento del Operador RDAC Parte 133/135, con Revisión No.11 de fecha 23 de noviembre del 2011. El cual se encontraba vigente al momento del accidente. Directivas de Aeronavegabilidad y Boletines de Servicio Una vez revisado los records de cumplimiento de directivas de aeronavegabilidad y boletines de servicio de alerta mandatorios, se verificó que han sido cumplidos todos los aplicables; por lo tanto no se tiene ninguna discrepancia. Componentes Rotables Según el Máster de componentes rotables de fecha 12/20/2011, se verificó que todas las partes y componentes de acuerdo a este tengan la trazabilidad respectiva y que los tiempos de inspecciones, reparaciones y/u overhaul estén dentro de los períodos establecidos por los fabricantes. Bitácoras de aeronave En los registros realizados en la bitácora No. 0004351, de fecha 17 de noviembre del 2011, se realiza los registros de la liberación al servicio de la aeronave luego de las inspecciones cumplidas en la misma.

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En la bitácora No. 0004352, de fecha 22 de noviembre del 2011, se registra un vuelo realizado por la aeronave con una duración de 0,8 horas. En esta bitácora el piloto realiza la entrada en discrepancias del piloto respecto a las luces de los indicadores de RPM, (los RPM se mantiene prendida (flashea) al 100% RPM); en el espacio de acción correctiva/trabajos realizados se registra: 1.- Se remplaza RPM limit Detector ref. BHT-212-MM CAP 96-00-00 Ph 96-174. -Se realiza chequeo de vibraciones de rotor principal y rotor de cola de acuerdo al Cap 18-00-00 del BHT-212-MM. - Se realiza chequeo en tierra para prueba de transmisión de acuerdo a Cap. 63-31 del BHT-212-MM. En la bitácora No. 0004353, de fecha 23 de noviembre del 2011, se registra un vuelo realizado por la aeronave con una duración de 0,8 horas. En esta bitácora el piloto no realiza ningún registro de discrepancias; el personal de mantenimiento registra en el casillero de acción correctiva – Se realiza inspección diaria de acuerdo a Cap. 5-19 del BHT-212-MM. En la bitácora No. 0004354, de fecha 25 de noviembre del 2011, correspondiente al vuelo del día del accidente, no se registra tiempos de vuelo ni tampoco ninguna discrepancia de la aeronave. Trabajos relevantes Esta aeronave fue adquirida por la compañía Aeromaster Airways y llegó al país desarmada; es decir desmontadas sus partes; luego este helicóptero ingresa a la Estación de Reparación Ecuatoriana Aeromaster Airways S.A. TMAE-N-AMSAEMH-123-2N; certificada bajo la RDAC 145, con el fin de ser armada (montar sus partes y componentes) y cumplir las inspecciones requeridas bajo su programa de mantenimiento aprobado. En la Estación de Reparación AMSA se cumplen las inspecciones a esta aeronave correspondientes a: 25 horas/30 días, 100 horas/30 días, 300 horas, 600 horas/12 meses, 3.000 horas/5 años, e inspecciones especiales mismas que se detallan en el formulario AMSA MT2905 (Formato de liberación al servicio de aeronaves y/o componentes, de fecha 17 de noviembre del 2011). El release de mantenimiento de todas las inspecciones cumplidas se realiza a través del formulario AMSA MT2905; mismo que se encuentra anexo a la bitácora de la aeronave No. 0004351, de fecha 17 de noviembre del 2011. El formulario AMSA MT2905, cuenta con todas las certificaciones de los trabajos cumplidos en la inspección y certifican en este documento, todo el personal técnico encargado de realizar la liberación al servicio de este helicóptero.

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El formulario de cumplimiento de Schedule Component Inspection de 600 horas/12 meses se encuentra sin ser firmado o no cumplido, el ítem 12 que corresponde al Capítulo 76 de Pratt & Whitney (Engine: Perform Maximun Ng topping check), que tiene que ver con la realización de chequeos para verificar la calibración de la potencia máxima que deben generar los motores. El formulario de cumplimiento de Special Inspection de 1.200 Horas / 24 meses de operación de componentes se encuentra sin ser firmado o no cumplido, que corresponde a la referencia BHT-ALL-SPM, ítem 4; MAIN ROTOR DRAG BRACE, 204-011-140, que tiene que ver con los brazos de arrastre de las palas. De acuerdo al Manual General de Mantenimiento 135/133, Capítulo 2, página 7, ítem 2.14, Liberación al servicio de mantenimiento, establece que la liberación se realizará luego de la revisión de los historiales de mantenimiento; mandato que fue cumplido en todos los ítems, faltando únicamente el ítem 12 del Schedule Component Inspection de 600 horas/12 meses la firma de responsabilidad y en el ítem 4 de formulario Special Inspection de 1.200 horas / 24 meses de operación de componentes. 1.6.2. Peso y balance para este vuelo Para este vuelo se preparó un manifiesto de peso y balance, fue elaborado por el señor Patricio Salazar, que trabaja en la oficina de operaciones, los datos fueron dictados por el copiloto y en este documento consta lo siguiente: Peso básico de operación: Combustible: Peso pasajeros Peso total

7.252 900 340 8.492

Peso máximo de despegue: Peso máximo de despegue a 20C

11.200 10.500

Este documento no está firmado por el piloto. La Junta Investigadora procedió a realizar la verificación del peso del helicóptero al momento del accidente, tomando en cuenta el peso corporal constante en los certificados médicos de los ocupantes del helicóptero, que antes del despegue voló 8 minutos, el peso de aceite y del equipo RADS se determinaron con una balanza, obteniéndose los siguientes resultados: Peso vacío:

6.925,00

Fuel:

1.461,00

Aceite

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45,38

(incluye 13 libras de combustible no usable) (capacidad total menos 13 libras de combustible no usable incluidas en el peso vacío)

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Piloto: Copiloto: Mecánico Mecánico. EQUIPO rads

139,95 152,08 158,69 178,52 25,00

Combustible consumido Peso del helicóptero:

80,00 9.005,62

1.7. INFORMACION METEOROLOGICA El día 25 de noviembre de 2011, la oficina de meteorología del Aeropuerto Mariscal Sucre emitió los siguientes reportes: METAR DE LAS 16:00 UTC Viento: Visibilidad horizontal: Nubosidad: Temperatura: Punto de rocío: Reglaje altimétrico: Pronóstico trend:

330 grados, 3 nudos 10 km o más 3 - 4 octas a 4.000 pies 19 grados celcius 8 grados celcius 1027 hectopascales (30.34 pulgadas de mercurio) sin cambios significativos

METAR DE LAS 16:30 UTC Viento: Visibilidad horizontal: Nubosidad: Temperatura: Punto de rocío: Reglaje altimétrico: Pronóstico trend:

50 grados, 3 nudos 10 km o más 3 - 4 octas a 4.000 pies 20 grados celcius 7 grados celcius 1027 hectopascales (30.34 pulgadas de mercurio) sin cambios significativos

ESPECI DE LAS 17:00 UTC Viento: Visibilidad horizontal: Nubosidad: Temperatura: Punto de rocío: Reglaje altimétrico: Pronóstico trend:

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280 grados, 3 nudos 10 km o más 3 - 4 octas a 4.000 pies 20 grados celcius 7 grados celcius 1026 hectopascales (30.31 pulgadas de mercurio) sin cambios significativos

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1.7.1. Condiciones meteorológicas: Las condiciones meteorológicas reportadas para el aeropuerto eran buenas y adecuadas para el desarrollo de las operaciones aéreas, con vientos relativamente suaves de 3 a 4 nudos con una componente proveniente del norte. A pesar de que el sitio del accidente se encuentra aproximadamente a unos 5 km. de distancia podemos decir que dichas condiciones meteorológicas del aeropuerto, son representativas del lugar. 1.7.2. Inspección del sitio del accidente De acuerdo a la inspección realizada en el sitio del accidente, se pudo determinar que existe una manga de viento instalada sobre una edificación a una altura aproximada de 15 m., la misma que se encuentra en normal funcionamiento

Vista de la manga de viento sobre las instalaciones de Aeromaster

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1.7.3. Entrevistas al personal de AEROMASTER. El comandante Gerente de Operaciones manifestó que el piloto que se encuentra al mando de la aeronave es el responsable de evaluar las condiciones meteorológicas visuales durante la operación a realizarse, en cuanto a la dirección y velocidad del viento toma como referencia la manga de viento que se encuentra instalada sobre una edificación a una altura aproximada de 15 m. Otro testigo informa que en el momento del accidente él se encontraba en el interior de la oficina, por lo tanto no puede aportar con ninguna referencia relativo al comportamiento del viento. Un nuevo testigo manifiesta que se encontraba en la plataforma y que no existía viento que pudiera afectar a las operaciones. Un funcionario que se encontraba laborando en las inmediaciones de la plataforma, indica que no existía viento que afecten a las operaciones, sin embargo manifiesta que el viento es predominante de Norte a Sur, en la mañana con vientos suaves, mientras tanto que en la tarde se incrementa su velocidad y debido a esto toman las debidas precauciones para desarrollar las operaciones. El piloto al mando de la aeronave, manifestó que en el momento de realizar la operación tenía viento calma, para determinar esto, él se fijó en la manga de viento instalada sobre la edificación antes mencionada, previamente al desarrollo de la operación, él llegó al helipuerto procedente del Oriente en otra aeronave y que la aproximación y aterrizaje no tuvo ningún problema con relación a las condiciones de viento. El técnico en mantenimiento, quien se encontraba en la aeronave accidentada, coincide con las otras personas entrevistadas, indicando que no existía viento que afecte a la operación. 1.8. AYUDAS A LA NAVEGACION Este vuelo se cumplía bajo las reglas de vuelo visual. Sin embargo todas las ayudas a la navegación del aeropuerto Mariscal Sucre estaban funcionando normalmente. 1.9. COMUNICACIONES La aeronave no realizó ningún contacto con las dependencias de control de tránsito aéreo del aeropuerto de Quito. Este procedimiento se cumplía normalmente una vez completado el despegue, pues por encontrarse la base en una depresión respecto al nivel del aeropuerto de Quito, las llamadas se hacían solo cuando el helicóptero tenía una altura que permita las comunicaciones.

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1.10. INFORMACION DE AERÓDROMO El helipuerto consta de un área circular de concreto de 5 metros de diámetro insertado en el primer tercio desde el costado oriental y en el centro de la línea norte sur de una área verde semirectangular de 35 x 30 metros, que se encuentra al interior de las instalaciones de la compañía Aeromaster rodeada de edificaciones en los costados sur, oeste y noroeste, y limitada por el norte y este por una quebrada de 35 metros de profundidad. Frente al área de despegue existen árboles de gran altura y hacia el norte y este las edificaciones de una ciudadela, que incluyen canchas con cerramiento de malla, árboles y postes de alumbrado público.

Vista de la plataforma del helipuerto

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Obstáculos hacia el noreste helipuerto

Obstáculos hacia el norte del helipuerto

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Las características de esta zona no permiten que se cumpla con las superficies libres de obstáculos que se requieren para los helipuertos terrestres. Este helipuerto no está publicado oficialmente en ningún documento emitido por la DAC y se desconoce el tiempo en que ha estado en funcionamiento, ni el procedimiento seguido para realizar operaciones en estas instalaciones. Personal de Aeromaster ha referido que han estado operando en este helipuerto por, al menos, quince años antes de la fecha del accidente. 1.10.1. De acuerdo con el Anexo 14, las especificaciones para un helipuerto terrestre deben ser las siguientes: 1.10.1.1. Áreas de aproximación final y de despegue (FATO) La anchura no será inferior a 1,5 veces la longitud/anchura del helicóptero más largo/ancho para el cual esté previsto el helipuerto (clase de performance 1) De amplitud y forma tales que comprendan una superficie dentro de la cual pueda trazarse un círculo no inferior a 1,5 veces la longitud/anchura del helicóptero más largo/ancho para el cual esté previsto el helipuerto (clase de performance 1) Para el caso del equipo Bell 212, las dimensiones de la FATO deben ser de al menos 24,9 metros 1.10.1.2. Áreas de seguridad La FATO deberá estar circundada por un área de seguridad de por lo menos 3 metros a 0,25 veces la longitud/anchura (sea cual fuere la mayor dimensión) del helicóptero más largo/más ancho para el cual esté prevista el área. Para el caso del equipo Bell 212 el área de seguridad debe ser de 6,23 metros. El área total para el helipuerto debe tener una longitud/anchura de 31,13 metros Con estas limitaciones las construcciones del lado sur estarían separadas del borde de la FATO menos de 4 metros, considerando el límite norte de esta área el borde la quebrada. 1.10.1.3. Superficie de Aproximación La superficie de aproximación se inicia al borde del área de seguridad y empieza con la misma anchura. Para helicópteros de clase de performance 1, 2 y 3, la primera sección tendrá las siguientes características:

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Divergencia: Longitud: Anchura exterior: Pendiente máxima:

10% 245 metros 49 metros 8%,

Después de esta sección la pendiente máxima puede ser del 12,5%. En el caso del helipuerto de Aeromaster la zona más despejada (desde el borde de la quebrada hacia el noreste) tiene una pendiente del 33%, y los obstáculos empiezan en la orilla opuesta a 39 metros del borde de la zona de aterrizaje. 1.11. REGISTRADORES DE VUELO 1.11.1.

Esta aeronave estaba equipada con un grabador de voz de las siguientes características:

Marca y Modelo:

L-3/Fairchild FA2100-1020

Serie:

000207576

Grabador de voces, ubicado en el compartimento del helicóptero

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Placa de identificación del grabador de voz Este equipo se recuperó de entre los restos de la aeronave al día siguiente del accidente, sin daños aparentes y, fue trasladado a los laboratorios de la National Transportation Safety Board, en Washington D.C., Estados Unidos, para su lectura, trabajo que se realizó la semana del 20 de febrero de 2012. Debido a los daños por la humedad originados porque estuvo sumergido en el río desde el momento del accidente hasta su recuperación al día siguiente, no pudo energizarse normalmente, por lo que fue necesario desarmarlo para recuperar el chip de memoria y extraer la información usando otros procedimientos. Este grabador tiene dos canales de grabación que registran las dos últimas horas de operación. La grabación en esta porción de la memoria era completamente inentendible. Los otros cuatro canales de grabación registran los últimos 30 minutos de operación, de estos los tres primeros tenían una grabación completamente inentendible, solo un canal contenía datos en su mayoría entendibles, pero intercalados con porciones ininteligibles. La mala calidad de las grabaciones se debía probablemente a la falta de un mantenimiento adecuado del equipo. Se procedió a realizar la transcripción respectiva obteniéndose la siguiente información relevante: 00:00:33 00:01:02 00:05:07 00:06:16

MECH [preparación del helicóptero para el vuelo por dos mecánicos de la compañía] MECH [conversación ininteligible sobre la preparación del vuelo] CREW [tripulación en la cabina preparándose para el vuelo] MECH [mecánicos completando el nivel de aceite ]

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00:11:32 00:11:54 00:12:02 00:12:10 00:12:12 00:12:21 00:12:23 00:12:24 00:12:44 00:13:03 00:13:05 00:13:07 00:13:10 00:13:48 00:13:50 00:14:05 00:14:06 00:14:09 00:14:10 00:15:42 00:15:45 00:15:49 00:15:52 00:15:54 00:15:56 00:15:58 00:15:58 00:16:02 00:16:07 00:16:08 00:16:08 00:16:11 00:16:12 00:16:16 00:16:19 00:16:21

CREW [sonido de switches aparentemente preparándose para el encendido] PIC la torre sabe coger en estacionario nos coge la torre no sabe coger aquí abajo SIC el rato que nos botemos PIC ciento diecinueve siete SIC oki doki SIC ciento diecinueve siete? PIC si CREW [conversación sobre selección de frecuencias de radio] CREW [comentario sobre comodidades de cabina en este helicóptero] PIC fast erect tiene allá? SIC ahí está el fast erect PIC aplastamos al poner el inverter uno dos tres CAM [sonido de switch y energizado, similar a activación con el inverter] MECH quiere que le corte esto PIC gracias SIC alo alo alo PIC hola como me copia ahí SIC fuerte y claro PIC alo alo PIC okey numero uno PIC bomba apaga sube la presión SIC tenemos presión PIC numero uno libre MECH libre PIC hay que tener cuidado con la ITT de este MECH libre SIC ya le vamos a PIC ah falta este este y este [sonido de switches] SIC y este pancho PIC no no MECH estamos listos PIC start relay PIC engine uno MECH están con planta? PIC si está con planta PIC tenemos veinte y cinco

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00:16:22 00:16:24 00:16:24 00:16:25 00:16:27 00:16:28 00:16:31 00:16:33 00:16:35 00:16:36 00:17:41 00:17:44

00:19:00 00:19:43 00:19:59 00:20:19 00:20:25 00:20:52 00:20:53 00:21:15 00:21:47 00:22:02 00:22:05 00:22:19 00:22:24 00:22:39 00:22:40 00:22:42 00:22:44 00:22:48 00:23:07 00:23:27 00:23:30 00:23:43

PIC libre SIC vamos CAM [sonido similar a encendido de motor] PIC doce por ciento SIC doce por ciento CAM [sonido similar a activación de los ignitores] SIC veinte PIC sube la presión PIC ignición CAM [sonido de encendido de la turbina y de inicio de movimiento del rotor principal] PIC numero dos SIC si esta marcando el numero dos

CAM [sonido similar a disminución de potencia] CAM [sonido similar a un zumbido] MECH que pasa CAM [conversación inentendible] CAM [incremento de sonido de motores] PIC medio duro esta esto motor numero uno se fue la bomba se fue luz presión aguante un ratito cruz * CAM [sonido similar a disminución de potencia] CAM [conversación inentendible] PIC comuniquémonos con torre veamos si nos coge SIC el lima india es? PIC ah SIC y de donde salió lo de lima india comandante se acuerda? MECH de la CONAIE PIC hagamos estacionario MECH doce veinte no PIC perdón? MECH doce veinte CAM [sonido similar a incremento de potencia y de revoluciones del rotor] CAM [conversación inentendible] CAM [sonido similar a reducción de potencia y de revoluciones de rotor] CAM (idle) CAM [conversación inentendible]

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00:24:14 00:24:25 00:24:34 00:24:56 00:25:16 00:25:32 00:25:34 00:25:39 00:26:00 00:26:16 00:26:18

SIC le voy a pedir el manual * PIC se va a llevar a la casa para estudiar CAM [conversación inentendible] CAM ah PIC el uno esta en cincuenta y nueve el otro esta CAM [sonido similar a incremento de potencia y de revoluciones del rotor] SIC ya abrí la puerta CAM [conversación inentendible] CAM [sonido similar a incremento de potencia de motor] PIC listo CAM [conversación inentendible]

00:27:18

PIC *** tenemos full open, (fricciones), cien por ciento caution panel no lights

00:27:33 00:27:39 00:27:56

CAM [conversación inentendible] PIC anti-collision on (pitot heat) off [sonido de múltiples switches] CAM [1000Hz tono, 1/4 segundo pausa, entonces continua] [sonido de switch] PIC el horómetro cogió SIC tenemos uno punto seis PIC listo entonces *** CAM [sonido de motor cambia] PIC si esta un poquito PIC [conversación inentendible] PIC si ***esta medio raro no SIC [conversación inentendible] CREW [conversación inentendible] CREW después ** PIC porque ahorita debía estar yo con pedal izquierdo y estoy con pedal PIC con pedal derecho meto...okay? SIC [conversación inentendible] PIC no necesitas pedal izquierdo PIC oye llamemos a la torre a ver si nos coge PIC nos dirigimos hacia el eco de la estación CAM [sonido similar a reducción de revoluciones del rotor] CAM [conversación inentendible] CAM [sonido similar a reducción de revoluciones del rotor] CAM [sonido de golpe similar al del primer impacto] CAM [sonido de impacto]

00:28:08 00:28:11 00:28:15 00:28:30 00:28:37 00:29:02 00:29:18 00:29:23 00:29:27 00:29:45 00:29:49 00:29:54 00:29:57 00:30:06 00:30:17 00:30:20 00:30:29 00:30:41 00:30:46 00:30:58 00:31:00

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1.11.2.

Grabador de Parámetros del Motor

El helicóptero estaba equipado con un grabador adicional de parámetros de motor, de las siguientes características: Fabricante:

Altair Avionics, United Technologies

Modelo:

SmartCycle+

Grabador de parámetros de motor en el compartimento del helicòptero Este grabador no es un requisito obligatorio para este tipo de aeronave. El equipo se recuperó de la aeronave y fue enviado a los laboratorios de Pratt & Whitney Canadá en Norwood, Masachusets, Estados Unidos, para realizar su lectura, pudiéndose recuperar información, excepto la de los valores de N1 del motor número 2, porque posiblemente un sensor estaba defectuoso. La información obtenida coincidía razonablemente para ambos motores, a lo largo del evento, así como con los datos del examen acústico del grabador de voces.

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1.12. INFORMACION SOBRE LOS RESTOS DE LA AERONAVE Y EL IMPACTO El despegue del helicóptero se realizó con un rumbo de 38 grados, luego de elevarse y desplazarse 39 metros hacia adelante y haber ascendido 45 pies inició el retorno a la plataforma girando sobre su eje hacia el lado derecho. El esquí derecho del helicóptero impactó 1 metro abajo del borde de la quebrada a 17 metros a la derecha de la trayectoria inicial de despegue, una de las palas del rotor principal golpeó y dejó un corte en el borde a la derecha del lugar del primer impacto.

Sitio de impacto del Sky derecho en el borde de la quebrada

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Corte producido por la pala del rotor principal gen el borde de la quebrada

El helicóptero cayó 34,6 metros al fondo de la quebrada y quedó apoyado sobre el costado izquierdo. El botalón de cola se fracturó y la estructura sufrió importantes deformaciones. El fuselaje sufrió roturas y golpes especialmente en la zona delantera izquierda. La zona del impacto final tiene piedras de grandes dimensiones y es el lecho de un río que lleva las aguas servidas de la ciudad. La altitud del helipuerto obtenida con GPS era de 8.435 pies Todas las partes y componentes principales se encontraron en el lugar del impacto final, no se encontró evidencias de desprendimientos de partes antes del impacto. 1.13. INFORMACION MÉDICA Y PATOLOGICA 1.13.1. Piloto El piloto fue ingresado en una casa de salud de la ciudad de Quito con heridas en el lado izquierdo y frontal de la cabeza. Heridas nasales con desprendimiento de

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alas nasales. Tenía una luxación de la cabeza femoral. Fue necesario someterlo a operación reconstructiva facial y de cadera. El piloto fue sometido a exámenes para determinar la presencia de alcohol en su sangre, su resultado para alcohol sérico fue menor a 10,1 mg/dl. Fue dado de alta el 5 de diciembre de 2012. 1.13.2. Copiloto El copiloto fue ingresado con una herida en el pabellón auricular izquierdo, sangrado uretral, fractura iliopúbica izquierda, fractura de la columna vertebral. Se le hicieron exámenes complementarios encontrándose que la uretra había sido seccionada. Su condición hizo necesario trasladarlo a la unidad de cuidados intensivos, su estado de salud se fue deteriorando progresivamente presentando insuficiencia renal, que hizo necesaria diálisis y alteración de la función hepática y falla respiratoria. Este tripulante falleció el 2 de diciembre de 2011. De acuerdo con el protocolo de autopsia, la causa de la muerte fue sepsis y politraumatismos y el diagnóstico clínico fue falla multiorgánica El copiloto fue sometido a exámenes para determinar la presencia de alcohol en su sangre, su resultado para alcohol sérico fue menor a 10,1 mg/dl. 1.13.3. Mecánico 1 De 24 años de edad, presentaba una herida en la región frontal izquierda y laceraciones en el brazo y antebrazo izquierdo, y fractura en el fémur izquierdo. Fue dado de alta el 30 de noviembre de 2011. 1.13.4. Mecánico 2 De 34 años de edad, presentaba una herida fronto temporal izquierda y otra en el antebrazo izquierdo. Fue dado de alta el 27 de noviembre de 2011. 1.14. INCENDIO EN LA AERONAVE.No se encontraron evidencias de incendio en ninguna parte del helicóptero. El personal de Aeromaster que acudió al sitio del accidente, inmediatamente luego de su ocurrencia, descargó polvo químico debido a que salía humo de las turbinas.

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1.15. SUPERVIVENCIA.Uno de los mecánicos pudo salir inmediatamente de la aeronave. El otro sufrió la fractura de su fémur pero pudo evacuar la aeronave. Entre los dos ayudaron a salir al piloto que también sufrió lesiones graves, para lo que fue necesario romper las ventanas de la cabina. Para rescatar al copiloto, que había sufrido lesiones graves en su cabeza y cadera y otras lesiones internas, fue necesario remover el asiento del piloto. Este tripulante sufrió las lesiones mayores debido a que el helicóptero cayó sobre su costado izquierdo golpeando con mayor fuerza la cabina delantera de ese lado contra las piedras del río. Falleció el 2 de diciembre de 2011 a causa de las lesiones sufridas. Los cinturones de seguridad resistieron el impacto y aun cuando el piso de la cabina sufrió deformaciones importantes, los asientos se mantuvieron en su lugar con algunas deformaciones en sus herrajes. Ninguno de los tripulantes llevaba puesto casco de protección. Todos fueron trasladados de inmediato al Hospital Metropolitano. 1.16. ENSAYOS E INVESTIGACIONES.1.16.1.

ENTREVISTA Al PILOTO AL MANDO (efectuada el martes 29 de noviembre de 2011; se llevó a cabo en esta fecha debido a que fue sometido, entre otros procedimientos médicos, a una operación de reconstrucción facial).

El piloto manifestó a la Junta Investigadora que: El helicóptero había salido de mantenimiento y había hecho unos dos vuelos en los días anteriores. Le estaban esperando, llegó de la Shell a Quito en otro helicóptero, sin ningún problema. Aterrizaron en el mismo helipuerto sin ningún problema y les estaban esperando para que la tripulación que llegaba realice este vuelo de prueba de mantenimiento porque habían hecho unos ajustes nuevamente en este helicóptero. Hicieron el respectivo chequeo de preflight para ver que este bien. Una vez que le cargaron de combustible salieron nuevamente para hacer el vuelo, hicieron el encendido con las respectivas pruebas y luego una prueba en estacionario subió y bajó unas tres o cuatro veces, el helicóptero respondía. Lo único que notó es que no tenía bien el pedal izquierdo, porque al poner potencia hay que aplicar un poco de pedal, pero respondió el helicóptero y

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procedieron a salir al vuelo porque iba a corregir vibraciones con un equipo RADS. El momento que procedió a despegar una vez que habían cruzado la quebrada ya sobre el bosque experimentó una súbita pérdida de potencia, miró y ese rato se fijó en el triple tacómetro y las rpm estaba cayendo, en ese momento estaba entre un 70 o 75% y en ese momento su única reacción fue girar y darle un poquito de velocidad para que el helicóptero responda y pueda avanzar nuevamente al helipuerto pero como las revoluciones estaban cayendo el helicóptero giró y fue avanzando pero cayendo y no alcanzó a llegar al helipuerto. Sus compañeros le dijeron que faltó uno o dos metros para poder llegar, entonces solo llegó hasta el filo, chocó en el filo y comenzó a caer de cola, que este choque en el filo le ayudó a amortiguar la caída, pero no pudo hacer nada. Desde el mismo rato en que cayeron las rpm, el helicóptero ya pierde sustentación y comienza a descender. Intentó llegar al helipuerto pero no lo pudo lograr Antes del vuelo si hicieron un brieffing, que más que nada era un vuelo de vibraciones y ver los parámetros del motor, presiones, temperatura como se hace en un vuelo de prueba. Habían planificado hacer un vuelo de tres horas pero él pensaba hacer solo dos horas de vuelo, porque dos horas le parecían suficientes. Tenía pensado ir para el Valle de los Chillos, porque allá hay lugares donde hay como aterrizar sin molestar a la gente y para hacer una emergencia porque ahí hay campos baldíos donde se puede bajar sin molestar a las personas, que a veces se molestan. La primera señal de falla fue la baja de las revoluciones, de inmediato giró a la derecha y parece que como que trataron de aumentar un poco pero ese rato no hizo más que mirar afuera a ver dónde iba a caer. No recuerda haber escuchado alarmas, que estaban muy bajos pero como estaban con bajas revoluciones él pensaba que ojala alcancen a llegar pero topó en el filo con el esquí aparentemente con la parte delantera. No escuchó un ruido extraño ni nada raro, más bien recuerda que todo se puso silencioso. Que en el triple tacómetro solo vio que caían las revoluciones. Si había hecho otros vuelos desde esa plataforma. El viento normalmente varía, pero tratan de acomodarse lo mejor que se pueda, pero cuando hay viento de cola se espera que pase. Que ese día llegó del Puyo y las condiciones eran excelentes sin viento, ni en la cordillera, igual a aterrizar no hubo nada complicado. Tampoco había viento al momento del vuelo de prueba.

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Normalmente al igual que en esta ocasión el despegue se hace ascendiendo, y salen hacia la parte del bosquecito, pero ahí hay una cancha con mallas y ni siquiera pensó en esa zona que incluso esa parte está más alta. Despegó con potencia, cuando se aprestaba a despegar fue cuando sufrió esa pérdida de potencia. La primera falla que notó fue la pérdida de potencia, que no sintió un giro del helicóptero, pero sí que comenzó a bajarse, que no sintió nada sino más bien fue algo como silencioso porque el rato que iba a coger potencia ya estaban cayéndose las revoluciones. Ese despegue fue uno de máximo performance y con un poquito de velocidad, que el helicóptero si responde, que pensaba que no hubo ningún problema por el peso porque solo estaban los dos técnicos y combustible como para hacer unas dos horas de vuelo. Que no creía que estaba full combustible porque antes del vuelo el subía y bajaba y el helicóptero le respondía bien. No giró el helicóptero al momento de la falla y para retornar hizo el giro a la derecha usando el cíclico, que no recordaba pero pensaba que pudo haber puesto un poquito de pedal derecho porque con eso gana un poquito de revoluciones. Que el colectivo ni siquiera quiso mirar porque si le tocaba iba a perder potencia, pero lo que trataba de hacer ese rato es rápido la emergencia. Como estaban cayendo, si bajaba el colectivo más bien hubieran caído a los árboles No fue un vuelo de auto rotación, y más bien con la sustentación que tenía el helicóptero pudo avanzar, que le dio cíclico porque al darle cíclico le da un poco de velocidad y tal vez si le dio pedal. Que inconscientemente uno está preparado y lo que hizo es darle a la derecha porque ahí gana un poco de revoluciones pero como ya estaba cayendo no giró nivelado sino bajando, que como iba bajando pensó que si iba a llegar al helipuerto pero al tocar el filo empezó a deslizarse para atrás. Esa posición les ayudó a amortiguar el golpe que pensaba que ya adentro de la quebrada las palas han de haber golpeado abajo o contra la ladera de la quebrada. No sintió vibraciones previas ni en los vuelos en hoover, ni indicaciones de nada ni pérdida de potencia. Que si hubiera perdido potencia en el hoover ahí mismo se hubiera caído, que hizo tres cuatro cinco, que el otro piloto incluso le dijo que se vayan un poco para atrás por si acaso porque el espacio es estrecho para no estar muy cerca, y que ahí giraron y cuando ya estuvieron listos para el despegue despegaron.

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No han practicado fallas con un solo motor, que eso no se podría hacer porque pensaba que no iba a aguantar y peor en despegue. Que eso solo sería en caso de emergencia, que tal vez en crucero y dependiendo del peso. En ninguno de los motores oyó nada, como sabe sonar (simula el ruido), que estaba atento al despegue, que sintió que se iban para abajo y observó las revoluciones. Que la velocidad que llegaron a tener fue unos 20 nudos. No escuchó la alarma, que el trim estaba al 100% que para despegar estaba todo en orden. Que todo pasa tan rápido y estando tan bajo con pocas revoluciones y con pocas opciones de llegar al helipuerto no se fijó en luces ni nada, que tal vez estando volando alto si se tiene oportunidad de hacer todo, que aquí fue todo inmediatamente después del despegue y el hizo la única maniobra que podía. Habría una brisita de uno dos nudos cuando llegó del vuelo. Que el tiempo estuvo magnífico para el vuelo de llegada. Que la manga de viento ese día le indicaba a lo sumo un nudo. Que problemas de viento en este helipuerto no ha tenido, que consideraba que la manga le da una buena indicación. El Plan de Vuelo enviaron vía fax, que antes de salir mantienen la escucha por si hay algún tráfico, y para despegar tienen que elevarse un poquito para que la torre del Aeropuerto les escuche. Que lo que tratan es de salir rápido para el valle, y lo que se hace es llamar a avisar que han despegado de la plataforma de Aeromaster y se dirigen a tal parte y se mantienen en contacto con aproximación y en esa frecuencia se mantienen durante todo el vuelo. En una segunda entrevista realizada en marzo de 2012, el piloto indicó que vino trayendo otro helicóptero del Oriente y que aterrizó sin novedad, que las condiciones eran buenas y que ni en el trayecto ni en el aterrizaje tuvieron problemas. Dijo que sabía que tenía que regresar con el helicóptero accidentado para trabajar en el oriente y que esa orden y las coordinaciones hicieron los días previos a su llegada a Quito. Que les dijeron que tenían que regresar enseguida. Que las coordinaciones para este vuelo y el de regreso hicieron entre el Jefe de Operaciones y el copiloto. Que él no ordenó la carga de combustible hasta la capacidad total, que suponía que ese pedido hizo el copiloto y que nunca supo el peso real de despegue. Que no le presentaron ni elaboró ni firmó el manifiesto de peso y balance. Que estimaba que estuvo dentro de los límites pues durante los estacionarios que hizo antes del despegue el helicóptero rendía bien. Que pensaba que se cargó full combustible porque lo que quería la compañía es que inmediatamente después del vuelo de prueba se regresen con el helicóptero y como la carga se demora pensó que no querían que salgan tarde.

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Que cuando inició el despegue escuchó un cambio del sonido de los motores y vio que las revoluciones estaban cayendo, que cayeron de los motores y del rotor al mismo tiempo, y entonces el trató de regresar. Que hizo el viraje hacia la derecha pues así ganaba un poco de revoluciones. Que pensó que iba a llegar a la plataforma y trató de aguantarle pero no pudo. Que no quiso ganar velocidad porque eso le habría bajado aun mas las revoluciones. Que le faltó poco para llegar a la plataforma pero desgraciadamente topó en el filo y se fueron para abajo. Que no se decidió hacer la emergencia adelante de la trayectoria de despegue pues tenía bastantes obstáculos incluso una carpa de alguna fiesta en el parque de ese sector. Que en ningún momento el copiloto le indicó ni le cantó las lecturas de los instrumentos. Que no estaban usando cascos porque a él personalmente le estorbaban para volar, son pesados y dan mucho calor. Que si le consideraba de cuidado al espacio donde aterrizan pero no puso un ISP porque como nunca había pasado nada y no le parecía necesario. 1.16.2.

A ocupantes de la aeronave.-

Tecnico de Mantenimiento- Martes 29 Nov. 2011 Estaba a bordo y tiene Licencia de Primera Clase con habilitaciones en estructuras y motores Venían de hacer trabajos de mantenimiento ya un tiempo en ese helicóptero, y estaban el fase final de mantenimiento. Estaba con otro mecánico que le acompañaba para hacer chequeo de vibraciones. Llevaba el headset para poder indicarle al piloto que debía hacer. Que primero pusieron IDLE y tomó la lectura, luego con el 100% de Nr y tomó la lectura también sin novedad y después pidió al piloto que haga un hoover siguiendo los pasos del procedimiento, pero en este caso el equipo no leyó el dato y como no pudieron tomar la medida comentó con su compañero y decidieron salir a volar, diciéndose que al regreso harían la medición. Que le parece haber escuchado que gritó el piloto como algo “estoy perdiendo vueltas” o algo así, que no recordaba mucho del accidente, pero sus compañeros que fueron a rescatarles le habían encontrado afuera del helicóptero y le contaron que les dijo que ayuden a sus compañeros y se había sentado, pero no recordaba nada de eso, que no recordaba como salió ni lo que había conversado.

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Que en estacionarios cree que estuvieron unos 10 minutos, pero no sabía cuánto se alejaron del helipuerto. Que estaba de espaldas a los pilotos y asegurado el cinturón de seguridad. Que los pilotos no estaban usando casco ni ellos tampoco. Que no recordaba el sonido de una pérdida de potencia ni de nada anormal. Que lo único que oyó del piloto fue la indicación de que estaban perdiendo vueltas y luego los golpes. Que no podía ver el panel y por eso no vio alarmas Que ese día el viento estaba demasiado en calma, pero más bien el miércoles el viento estaba un poco fuete especialmente al aterrizar pero el día del accidente no había viento y creía que no fue por un problema de viento que ocurrió el accidente. Que no se dio cuenta de que maniobra hizo el piloto, que no sabía si regresaron o no. Que se subió último al helicóptero y se aseguró de verificar que todo esté bien, las puertas cerradas y aseguradas. Que él hizo el chequeo de prevuelo y verificó todo dos veces. Que no fue él quien puso combustible en el helicóptero. Que para hacer las mediciones se necesita poco viento porque si no, no se puede leer el instrumento. Que se necesita un piloto que lo mantenga estable en hoover y que el piloto lo mantenía muy bien pero no sabía porque no le leía el instrumento. Que ha volado con él muchas veces y le consideraba un buen piloto, que le tiene mucha confianza. Que para terminar de hacer las lecturas necesitaba hacer un vuelo a 60 nudos luego a 90 y después a la máxima velocidad que dé en altura porque en altura se limita hacer las lecturas con velocidad. Que los motores estaban bien, que estaban pegadas las agujas y nunca tuvieron un Split. Que los motores tenían mucha fuerza, que estaban despegando con 60 de torque, que estaban muy fuertes, y estaban saliendo solo cuatro personas. Que opinaba que estaba como “un toro”, que le habían quitado muchas capas de pintura y le dejaron pelado, que parecía que pesaba menos de las 6.900 libras, que habían trabajado con amor con pasión para sacar este helicóptero. Que no vio la manga de viento y que alguna vez escucho entre los pilotos que el viento complica un poco la operación en la tarde. Que no ha volado mucho en Quito y que aquí se hacen vuelos solo para traslados. Que en los vuelos anteriores no hubo problemas de ningún tipo solo un poco de viento a veces que les dificultó tomar las lecturas de vibraciones.

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Que el jueves no hubo piloto para volar, pero el viernes estaban pendientes de la tripulación que llegaba para hacer los vuelos y que los mismos pilotos iban a llevarse al oriente. Que el piloto le comentó que despegaba bien, que potencia y todo estaba bien, Que le decía pero no recordaba bien si era 30 o 60 lo que le decía, que estaba despegando casi sin meterle paso, que estaba fuerte y ya quería salir como cohete. Que el miércoles le corrigieron un poco el pitch, que estaban con un poquito de track en una de las palas y eso corrigieron con la computadora porque con bandera es prohibido. Que era uno a tres milímetros más alta. Les faltaba corregir vibraciones de alta con velocidad, que la grabación debió quedar en la computadora pero no sabía cómo quedó luego del accidente, Que por ejemplo de 0.20 de IPS llegaron 0.04 que le corrigieron casi todas las fallas que tuvieron. Que se sentía ya mejor pero con altos y bajos de emociones. En una segunda entrevista efectuada en marzo de 2012, ratificó que el vuelo era para tomar datos para corregir vibraciones en el helicóptero. Que no pudieron tomar los datos para vuelo estacionario porque el sol brillaba mucho y no se veía claramente la pantalla. Por esta razón decidieron salir para tomar los datos en vuelo y al regreso tratar de tomar las lecturas en estacionario. Que le pareció que todo estaba normal en el despegue, y que de pronto el piloto les dijo que se habían ido las revoluciones. Que trataron de regresar pero no alcanzaron a aterrizar. Que llamó a su compañero pero el ya había salido, que el piloto estaba tratando de salir y con su compañero le ayudó rompiendo las micas, que luego con las personas que bajaron retiraron el asiento del piloto para rescatar al copiloto. 1.16.3.

Entrevista a otro ocupante

Esta entrevista se hizo en marzo de 2012, pues luego del accidente, aun cuando recibió el alta al día siguiente del accidente, no recordaba nada del suceso. Indicó que algunas cosas del accidente no podía recordar. Que prepararon el vuelo para medir vibraciones y al comienzo no pudieron tomar las lecturas por la luz excesiva. Que luego despegaron y no se había dado cuenta que estaban regresando, solo vio que pasaban cerca de los árboles. Que luego se dio cuenta que estaba al fondo de la quebrada y con su compañero salieron del helicóptero. Que no recordaba nada más hasta cuando estuvo en el hospital. Que en el tiempo transcurrido desde el accidente estaba tratando de recordar que pasó pero no recordaba más detalles.

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1.16.4.

A testigos del accidente.-

Entrevista al equipo de apoyo que preparo el vuelo Indicaron que estuvieron preparando el helicóptero para el vuelo y en ese momento llegaron los pilotos con otro helicóptero, que al que llegó lo metieron y los pilotos pidieron combustible, al piloto le preguntaron cuanto le ponían y les contestó “hasta las tetas” y se fue para hacer el plan de vuelo. Que en plataforma se quedó el otro piloto y le volvieron a preguntar cuánto ponían y les indicó “a full”. Que entonces le enseñaron la muestra que habían sacado del surtidor para que vea que estaba bien y le dijo que de ese combustible le iban a poner y al volver a preguntarle cuanto quería, les contestó “a full”. Cargaron el combustible y cuando ya habían puesto casi setenta galones le volvieron a preguntar al piloto si le ponían full y el les dijo que si y que le dijeron que ya estaban setenta y él les dijo “dele no mas a full” que en total llegaron a poner noventa y cinco galones, que el total de capacidad de los tanques es de doscientos veinte galones. Un testigo indicó que el preparó la cabina que estaba trabajando en los servos y escuchó que el piloto pidió full combustible. Indicaron que los mecánicos realizaron el pre flight de mantenimiento. Que hicieron el drene y entregaron las muestras al supervisor para que le indique al copiloto porque ese rato ya no estaba el piloto. Que registraron el combustible que cargaron es decir los 95 galones con que se completó full. Uno de ellos estaba con el extintor el rato de encender y les dio las señales desde el circulo que es punto de reunión frente a la plataforma que tiene la H que se demoraron un poco y luego bajó el otro mecánico aparentemente para ver los motores y cerró las capotas y volvió a subir al helicóptero. El piloto dijo que hizo un vuelo estático como que estaba probando controles y luego el momento del accidente cuando ya estaba yendo a tomar la ruta hizo un viraje un poco brusco, que ese momento el estaba sujetando las palas del otro helicóptero para que no golpeen el rotor de cola. Que en ese momento volaron unos papeles y fue a recogerles, que el helicóptero estaba cerca de los árboles. Que normalmente cuando pasan los árboles ya se van pero esta vez como que no alcanzó la altura y comenzó a regresarse, comenzó a girar. Que hay pilotos que giran en la quebrada y salen para el sur y pensó que eso iba a hacer, pero empezó a regresarse y vio que estaba muy cerca de la peña y comenzaron a tocar las palas y el helicóptero se fue para atrás .

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Que no escucharon ningún ruido raro. Que todo parecía normal pero se dio la vuelta y eso es lo que les llamó la atención. Que bajaron enseguida cinco personas a la quebrada y cuando llegaron al helicóptero un mecánico ya estaba saliendo por la puerta del piloto, y uno de ellos abrió la puerta de emergencia. Que el piloto estaba tratando de salir por la ventana pero no podía por las micas rotas, que terminaron de romperles para ayudarle a salir por la ventana. Que al copiloto le sacaron al último. Primero llevaron al piloto al borde y los otros se quedaron retirando el asiento del piloto para poder rescatar al copiloto. Que hasta eso ya salió también el otro mecánico. Que de la oficina llamaron al 911 para pedir ayuda y que de acuerdo con el plan de emergencia tienen una cadena de llamadas. Indicaron que el helicóptero no tiene instalado un tanque auxiliar de combustible. El testigo indicó que para este vuelo no se elaboró una hoja de despacho (peso y balance) de manera que el piloto acepte el despacho y el peso para este vuelo, que todo se hizo verbalmente y el único registro de este vuelo fue el de la carga de 95 galones de combustible para completar la capacidad total de los tanques. 1.16.5.

Otros.-

El 25 noviembre 2011, el; GERENTE DE OPERACIONES, de la empresa, informó a la Junta Investigadora que: El piloto estaba al mando, vino volando el otro helicóptero que llegó el día del accidente. Viajó el día anterior en avión para traer el otro helicóptero que tiene que entrar a mantenimiento, que se habían hecho en los dos días anteriores vuelos de comprobación y él iba a continuar con el tercer día porque se hacen una serie de seis o siete vuelos antes de que regrese a trabajar al campo. Que el helicóptero había salido de una inspección mayor estructural. Que es política de la empresa que vayan dos mecánicos en este tipo de vuelos por lo que en los vuelos de prueba se cheque todos los sistemas y ellos van tomado nota de todas las novedades Que las comunicaciones con las dependencias de tránsito aéreo como es un vuelo local se envía el plan de vuelo y una vez que despegan se contactan con la torre de control, que como fue en despegue piensa que por eso no llamaron. Que le pusieron combustible para dos hora veinte Que hizo los estacionarios sobre el helipuerto, que el procedimiento es ese y se hace todo el tiempo que sea necesario, y luego hacen la traslación si es necesario hacia el norte.

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Que en este caso luego de los estacionarios cuando salía hacia el norte parece que el piloto algo vio o algo sintió y empezó a regresarse y no alcanzó a llegar. Que estaba previsto que realice un vuelo local solamente, en el sector de Pomasqui y de la Escuela de Policía. Que sobre la razón para regresar el comandante podrá dar su versión cuando se le entreviste, porque ya empezó a despegar y lo normal hubiera sido que continúe y se vaya Que en el borde se nota que golpeó la pala y que se arrastró el helicóptero. Que los encargados de despachar el combustible eran los mecánicos que estaban en el helicóptero, que esa es una garantía que se maneja, que los mecánicos que trabajaron estén a bordo para estos vuelos. Que no hay personal para dar información meteorológica, pero se cuenta con la manga de viento. El Señor PRESIDENTE DE AEROMASTER, el 25 noviembre 2011, manifestó que: El helicóptero hizo algunos estacionarios, girando, moviéndose a los lados y luego despegó, que ya estaba cruzando la quebrada sin llegar a otro lado de pronto giró como que se regresaba pero uno de los esquís topó el borde de la quebrada y cayó. Los día anteriores había volado haciendo vuelos de prueba el Cap. Cuesta sin ninguna novedad No estaba seguro de cuanto combustible le pusieron. Reiteró que no llegó a pasar la quebrada. Que subió y tomo la actitud de salir pero se regresó, nunca salió de la quebrada. Que iba a ser solo un vuelo local Que el Ministro de Salud envió una doctora para conocer el estado de los pilotos. Que no se percató del viento porque estaba dentro El Señor ADMINISTRADOR DEL HANGAR, el 25 noviembre 2011, dijo que: Estaba dentro de la oficina de mantenimiento viendo hacia la plataforma. El helicóptero estaba haciendo unos estacionarios y luego se elevó como para despegar pero de pronto giró a la derecha para regresar, y el esquí derecho pegó en el filo de la quebrada. No escuchó nada raro, ni vio humo ni nada raro.

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Que una vez que chocó dio un giro y cayó, que la pala pegó en el borde y levantó polvo Le llamó la atención que vaya a regresar y supuso que había algo malo, y cuando cayó pensó que en realidad algo le pasó. Que tenía una actitud normal. Que no tienen un radio para comunicaciones con las aeronaves. Que una vez que se inició el vuelo la gente que estaba en plataforma se retiró. El señor GERENTE DE MANTENIMIENTO de la empresa, el 25 noviembre 2011 informó que: La aeronave se encontraba aun en chequeos de mantenimiento, con certificado de aeronavegabilidad vigente y con los seguros respectivos y matrícula. Se estaban haciendo los chequeos finales de salida de mantenimiento antes de su traslado a El Coca para hacerle controles de vibración para luego iniciar trabajos en el campo. Había volado unas tres o cuatro horas antes del accidente, en diferentes días, y la idea del vuelo de hoy era completar cinco o seis horas para completar los retorqueos de instalación de componentes y enviarle ya a El Coca al día siguiente (sábado) o máximo el domingo. Los pilotos llegaron con otra aeronave la que tenía que entrar a un chequeo de 3.000 horas. Pero ayer (jueves) no pudieron cruzar Minitrack por mal tiempo por eso llegaron el día de hoy. Se sacó del hangar al helicóptero y la tripulación pasó a asumir el mando de la aeronave para los chequeos y posteriormente el traslado No recuerda la hora pero como a las once de la mañana se preparó la aeronave con full combustible, piloto, copiloto y dos técnicos con el equipo para determinar temas de mantenimiento. Que no se había realizado todavía el power check en altura porque no se dan las condiciones para hacer el chequeo, pero se habían hecho todas las corridas y pruebas necesarias para asegurar la aeronavegabilidad de la máquina. El día de hoy se procedió a completar el combustible, lo encendieron, y desde su oficina observó que casi de siete a diez minutos con la máquina sobre plataforma hicieron hoover de ahí despegaron, se trasladaron hacia el norte, regresaron, estuvieron haciendo hoover sobre el área del helipuerto y en ese momento hicieron una maniobra como una escapada tal vez para correr con velocidad al helicóptero pero al momento de topar el esquí se resbaló y cayó de lado. Pudo conversar con el piloto y lo poco que habló porque tenía la nariz destruida, le contó que perdió vueltas nada más, nadie gritó, nadie alertó nada, que intentó a toda costa quitar el paso para poder entrar al helipuerto pero nunca llegó.

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La máquina hasta ese día estaba con todos los parámetros normales y que no podía decir más sino esperar las investigaciones. Que sería interesante que participen investigadores de Bell y de los motores para profundizar un poco más la investigación. Para sacar el helicóptero pensaba que tal vez era necesario sacar los motores para alivianar la aeronave. (se le indica que una grúa de Atlas iba a ayudar al rescate para no tener que desarmarle y subirle entera) La aeronave fue liberada el viernes anterior (17 nov), que salió de un chequeo de 3.000 horas que iniciaron el 21 de marzo aproximadamente, que todos los trabajos se hicieron con respaldo de una orden de trabajo, que a los motores no se les hizo nada que estaban tal cual llegaron solo se les hizo chequeos de preservación de conservación, que no hubo parada brusca de palas que siguieron con rotación hasta el último y que únicamente la caída de vueltas le preocupaba por que el piloto no le pudo decirle si se fueron las revoluciones en uno o en los dos motores, no pudo identificar si hubo sobretemperatura o torque o presión. El otro piloto estaba en un estado que no podía dar ninguna declaración por el momento, que los mecánicos estaban en la parte trasera y no escucharon nada que les haya llamado la atención. En vuelos de pruebas habría volado unas tres horas. En una segunda entrevista, indicó que trabajaron en el helicóptero nueve meses. Que había venido de Sudán y al inspeccionarle vieron que no había tenido buen mantenimiento. Que se le hizo un trabajo completo incluida chapistería y era el orgullo de la oficina de mantenimiento. Que se le desarmó completa y se trabajó en todo. Que voló unas dos horas y media efectivas y unas cinco totales con las pruebas en tierra, y los vuelos en hoover. Que el miércoles anterior al accidente se hizo un vuelo de tracking hasta el nuevo aeropuerto, pero siempre se hizo con combustible para unos 40 minutos o una hora. Que los pilotos llegaron como a las 10 de la mañana con otro helicóptero y luego debían salir a hacer un último vuelo de comprobación a velocidades de 80 nudos para arriba y verificar como estaban las vibraciones. Si se le encontraba bien se había previsto que vaya directo al Coca. Que el piloto estuvo haciendo cosas en la oficina de operaciones y el otro piloto estuvo con la gente de mantenimiento. Que de lo que sabía pusieron full combustible por indicación copiloto y que él les ratificó que llenen los tanques “hasta las tetas”.

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Que en una conversación mantenida con el piloto le ratificó que sintió que se bajaron las revoluciones y por eso regresó. Que el helicóptero estuvo en plataforma unos diez minutos porque como el sol era fuerte el lente del RADS no leía las revoluciones y por eso el mecánico se bajó para limpiar el lente y vio que empezaron a despegar pero luego el techo le tapaba y solo escuchó pero nada anormal. Que luego vio que iba con la trayectoria como que iba a chocar el borde y eso le llamó la atención pero no sabía que estaba pasando. Que su apreciación era de un sonido normal de los motores, nunca oyó un sonido entrecortado ni nada extraño. Que las palas principales eran nuevas y que los daños eran por impacto contra el borde pero no con rotación. Que era la primera vez que habían tenido un problema así con este tipo de helicóptero, que le consideraba al 212 un buen equipo y siempre había operado sin problemas. Que a raíz de este accidente habían puesto una norma interna para que los vuelos de prueba se hagan temprano en la mañana. El Cap. PILOTO que realizó los vuelos anteriores (22 noviembre 2011) El 17 de noviembre realizó solo encendidos. Que solo encendió y subió potencia desde IDLE al 100% de revoluciones unas tres o cuatro veces nada más. El viernes hizo otro vuelo y algunos estacionarios, se chequearon luces y algunas marcaciones, temperaturas pero más atención el personal de mantenimiento le puso a la presencia de vibraciones pero nada más. Este vuelo fue normal sin ninguna novedad. Que no se voló el fin de semana y el lunes bajaron el rotor para hacerle un balance estático nada más y todo fue sin novedad. El martes encontró al helicóptero mucho mejor, se habían reducido bastante las vibraciones tanto en tierra como en vuelo estacionario solo encontró una novedad con la marcación del ITT que era solo marcación de instrumento y se corrigió, que ese día voló un poco más casi una hora haciendo vuelos estacionarios. El miércoles 23 con un copiloto hizo algunos estacionarios y luego decidieron hacer un vuelo de prueba. Despegaron cerca de la una de la tarde y fueron para el sector de Tababela al nuevo aeropuerto. Que no tuvo en ningún momento pérdida de potencia ni de RPMs, siempre estuvieron estables.

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Que lo único que encontró como novedad era que el pedal derecho no estaba alineado como a él le hubiera gustado, pero que eso no era novedad y no tuvieron ningún problema. Que volaron 0.8 horas. Que la idea para el día siguiente era probarle con full combustible para comprobar las lecturas de los tanques. Que nunca tuvieron problemas de nada ni pérdida de RPM, que hicieron pruebas de trim y de caídas de RPM incluso parta calibrar para que se active el audio cuando lleguen al 92% la alarma. Que solo el pedal le obligaba a hacer un poquito de fuerza para mantenerle nivelado. Que no hubo ningún problema los controles ni los motores que siempre funcionaron bien e incluso el encendido fue perfecto porque usan automático. Que todo estaba bien. Que en el sitio hay viento cruzado que es un poco molestoso pero que si se acomodan no hay problema con la operación. Que no ha tenido experiencias de viento descendente en ese sector. Que por motivos personales se excusó de volar el resto de la semana. Inspector de aeronavegabilidad de la DGAC a cargo de la compañía Indicó que efectivamente, una semana antes se otorgó el certificado de Aeronavegabilidad a la aeronave, luego de verificar que se hayan cumplido los requerimientos establecidos en las RDAC, que había la trazabilidad de todos los componentes, quedando pendiente comprobaciones en vuelo, por ejemplo la brújula pero en total fueron tres cosas que no afectaban la aeronavegabilidad. Que la compañía debía realizar las correcciones en vuelo y el día anterior con el señor Hector Rivera de aviónica haciendo chequeos en tierra y encontraron que todo estaba normal. Que la corrección de vibraciones era algo que tenían que hacer en vuelo. Que la compañía les presentó el Release to Service con todos los trabajos realizados y con las firmas del mecánico certificando que todo estaba hecho. Que por parte de la DAC estaba ya liberado el helicóptero pero lo que faltaba eran requerimientos propios de la compañía que no afectaban la aeronavegabilidad. Que encontraron las marcaciones y parámetros normales y no estimaron necesario realizar ningún otro procedimiento o vuelo de prueba porque la regulación le permite al inspector decidir si se hace o no un vuelo de prueba, pero en realidad solo hicieron unos holding pero no un vuelo en sí.

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Que una razón para evitar realizar los vuelos de prueba es la carencia de un seguro para los inspectores, pero si se hacen holding en helicópteros. Que el helicóptero vino embarcado y el motor era el mismo motor con que vino el helicóptero y solo se le hizo una inspección y pocos cambios pequeños porque había partes con poco tiempo de remanente, todo según el programa de chequeo de tres mil horas. Que se verificó la trazabilidad de todos los componentes y todo estaba en orden. Que existe una caja completa de los documentos de respaldo. Que cuando se le hizo la inspección no se encontraron discrepancias con relación a la falta de partes o las tuercas en las uniones, que puede ser que luego de la inspección pudieron hacer algún ajuste y por eso se encontraron así. Que la corrección de vibraciones es un trabajo que podían dejar para hacer en la nueva base, pero la compañía puede decidir donde a no ser que sean excesivas y sea necesario antes de operar. Que los documentos que exige la DAC estaban completos y legalizados que ellos tienen otros formatos internos que son propios de ellos pero no obligatorios. Que el helicóptero, de lo que conoce, aun no estaba incluido en las OSPECS por lo que hasta no concluir el trámite de inclusión no podía volar a Coca. Que las novedades que encontraron eran más bien trámites administrativos por ejemplo la codificación del ELT con el formato que corresponde al Ecuador, la instalación de los asientos que estaba en alemán, legalizar ante la DAC los trabajos mayores, certificado de exportación cambiar del alemán al inglés y otras similares pero no técnicas. Que no sabía porque volvieron a hacer corrección de vibraciones pero eso no invalida el Certificado porque son trabajos normales que solo tienen que registrar. Que ya había más trabajos por hacer a no ser que algún piloto haya reportado algo. 1.16.6.

Verificaciones efectuadas en la investigación de campo.-

1.16.6.1. Motores.Con la asistencia de la compañía Pratt&Whitney Canadá, fabricante de los motores se realizó una inspección de los motores para determinar su condición de funcionamiento al momento del accidente.

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Condición externa Se realizó inicialmente la inspección de los motores instalados en la aeronave, tal como fueron recuperados del lugar del accidente. Todas las superficies estaban cubiertas con lodo seco, suciedad y restos de agente extintor. No mostraban deformaciones por impacto. Todas las conexiones y sujeciones con la célula de los sistemas de combustible, aceite y eléctrico estaban intactos y asegurados.

. Costado izquierdo de la sección de potencia

Costado derecho de la sección de potencia

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Las varillas de conexiones del compensador de caída tenían continuidad desde el colectivo del fuselaje hasta los gobernadores Nf de la sección de potencia de los motores.No.1 y 2. El extremo de la varilla actuadora de la conexión del compensador de caída no tenía puesta la tuerca.de retención. El extremo de la varilla actuadora de entrada del compensador de caída que conecta al motor de beep (compensador) con el gobernador de torque de Nf no tenía el pasador de seguridad en la tuerca. La bota contra polvo de la varilla del motor de beep (compensación) en la pared de fuego estaba sin asegurar y suelta/floja en la zona de la varilla de conexión.

Vista del ensamblaje del compensador de revoluciones

Conexión del compensado con el control del colectivo

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Conexiòn del motor del compensador con el compensador

Unión del motor del compensador con el gobernador de Nf Las varillas de conexión de la unidad de control de combustible del fuselaje del motor No. 1 eran continuas desde el manubrio giratorio del colectivo hacia las varillas de conexión del control manual de combustible. Sin embargo la varilla inferior no tenía el pin de seguridad en la tuerca del extremo. El montante del tubo de torque de la unidad de control de combustible estaba fracturada por impacto. Las varillas de de conexión a la unidad de control de combustible del motor No.2, eran continuas desde el manubrio giratorio hasta las varillas de entrada de control manual de combustible. El indicador del brazo de la unidad de control de combustible estaba en la posición 95 grados. La leva del solenoide de flight idle y corte estaba justo arriba de la posición iddle. La varilla de conexión del fuselaje hacia el brazo de la entrada del control de combustible estaba deformada por el impacto

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Siguiendo a la inspección in-situ el motor se fue removido de la estructura de la aeronave colocado en un soporte para una inspección detallada. Caja de engranajes combinada La carcasa de la misma estaba intacta. Todos accesorios montados en la caja de engranajes, controles y accesorios estaban en su lugar e intactos. Sección de potencia No. 1 La carcasa exteriormente no mostraba deformaciones aparentes por impacto. El montante del calentador de combustible/aceite se fracturó por impacto. La bomba de combustible, el control de combustible manual y el control automático de combustible, el generador tacómetro de Ng, el fuel manifold, y el motor de arranque-generador estaban en su lugar e intactos. Sección de potencia No. 2 La carcasa exteriormente no mostraba deformaciones aparentes por impacto. El montante del calentador de combustible / aceite se fracturó por impacto. La bomba de combustible, el control de combustible manual y el control automático de combustible, el generador tacómetro de Ng, el fuel manifold y el motor de arranque-generador estaban en su lugar e intactos. Líneas neumáticas, aire de descarga del compresor (P3) y control de potencia de turbina (Pg) Sección de Potencia No. 1 Todas las líneas neumáticas estaban intactas y mostraban continuidad. Todas las uniones estaban seguras y frenadas con alambre. Un chequeo de presión realizado de acuerdo con lo establecido en el capítulo 71-00 del Manual de mantenimiento de motores P&WC PT6T-3 mostraron que no había fugas desde ninguna conexión o en alguna otra parte en el sistema de presión. Sección de Potencia No. 2 Todas las líneas neumáticas estaban intactas y mostraban continuidad. Todas las uniones estaban seguras y frenadas con alambre. Un chequeo de presión realizado de acuerdo con lo establecido en el capítulo 71-00 del Manual de mantenimiento de motores P&WC PT6T-3 mostraron que no había fugas desde ninguna conexión o en alguna otra parte en el sistema de presión. Detectores de limallas y filtros Los filtros de la sección de potencia de ambos motores estaban limpios.

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…. Filtros de aceite de la sección de potencia Nros. 1 y 2, respectivamente

Igualmente, los detectores de limallas principal y de accesorios de la sección de potencia de los dos motores estaban limpios.

… Detectores principales de limallas de la sección de potencia Nros. 1 y 2, respectivamente Filtro de aceite de la caja de engranajes combinada El alojamiento y el detector de limallas presentaban pequeños restos ferrosos.

Alojamiento y filtro de la caja de engranajes combinada

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Detector de limallas de la caja de engranajes combinada Estos se encontraban limpios.

… Detectores principales de limallas de la caja de accesorios Nros. 1 y 2, respectivamente Filtros de la bomba de combustible de la sección de potencia No. 1 y 2 Los filtros de la sección de potencia de ambos motores se encontraron limpios.

Filtros de la bomba de combustible de la sección de potencia Nros. 1 y 2, respectivamente Filtros de P3 de la sección de potencia No. 1 y 2 Estaban limpios. Los filtros pudieron ser soplados a través de ellos con presión de aire normal de los pulmones.

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Filtros de combustible de la sección P3 de potencia, Nros. 1 y 2, respectivamente Observaciones en el desmontaje de la sección de potencia No. 1 La falta local de herramientas especiales necesarias impidió el desmontaje. La inspecciones se hicieron boroscópicamente, de acuerdo al capítulo 72-00 del manual de mantenimiento. P&WC PT6T-3. Los rotores del generador de gas y de la turbina de potencia giraban libremente al ser rotadas con la mano. Sección de Compresor Se realizó una inspección visual con espejo y boroscopio de la primera etapa insitu. Los álabes del rotor y las aletas del estator no mostraban indicaciones de dificultad en su operación. Sección de Combustión Recubrimiento de la cámara de combustión El examen boroscópico realizado in situ a través de los orificios de los inyectores de combustible mostró que el recubrimiento (liner) presentaba una condición normal. El recubrimiento no mostraba ninguna dificultad operacional. Ductos de salida En la inspección boroscópica del ducto mayor de salida no se encontraron anormalidades, las huellas del patrón de la flama era normal. El ducto pequeño de salida no fue accesible. Sección de Turbina Anillo de las aletas guía del anillo de la turbina de compresión El examen boroscópico del anillo guía se hizo a través de las entradas de los inyectores. No se encontraron novedades en el anillo de las aletas guía de aire.

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Disco de turbina Nro. 1, lado de ingreso de aire Revestimiento de la turbina de compresión El revestimiento se examinó con boroscopio a través de las entradas de los inyectores. El revestimiento no mostraba signos de dificultades operacionales. Turbina del compresor Se inspeccionaron los álabes con boroscopio a través de la entrada de los inyectores Los álabes no mostraban signos de deficiencias operacionales. Sensores de temperatura ITT, arneses y barras de carga No fueron accesibles Alojamiento de la turbina de potencia No fue accesible Anillo de aletas guía de la turbina de potencia y deflectores inter etapas Los bordes de salida de las aletas guía se inspeccionaron con boroscopio, no se encontraron indicaciones de deficiencias operacionales. Ducto de la turbina de potencia La inspección efectuada con espejo y boroscopio no reveló ninguna anormalidad operacional. Turbina de potencia

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La inspección visual realizada con espejo y boroscopio muestra que los álabes no tenían signos de anormalidades operacionales. Eje y alojamiento de la turbina de potencia No fue desarmada. Los cojinetes Nros. 3 y 4 rotaban suavemente conjuntamente con la turbina al accionarle con la mano. Caja de accesorios Los engranajes giraban suavemente conjuntamente con el rotor del compresor y los engranajes de los accesorios al ser accionados con la mano. Observaciones del desmontaje de la sección de potencia del motor 2 La falta local de herramientas impidió el desmontaje. Todas las observaciones son como se observaron in-situ o a través inspección boroscópica, de acuerdo al capítulo 72-00 del manual de mantenimiento. P&WC PT6T-3 Los rotores del generador de gas y de la turbina de potencia giraban libremente al ser rotadas con la mano. Sección de Compresor Se realizó una inspección visual con espejo y boroscopio de la primera etapa. Los álabes del rotor y las aletas del estator no mostraron indicaciones de dificultad en su operación. Sección de Combustión El examen boroscópico mostró que el recubrimiento presentaba una condición normal, sin alteraciones. Recubrimiento de la cámara de combustión El examen realizado con boroscopio se realizó por las entradas de los inyectores. No se encontraron indicaciones de discrepancias operacionales. Ductos de salida En la inspección boroscópica del ducto grande de salida no se encontraron anormalidades, las huellas del patrón de la flama aparecía normal. El ducto pequeño de salida no fue accesible. Sección de Turbina Anillo de las aletas guía de la turbina de compresión

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El examen boroscópico del anillo guía se hizo a través de las entradas de los inyectores, no se encontraron novedades en el anillo de las aletas guía de aire.

Disco de turbina Nro. 1, lado de ingreso de aire Revestimiento de la turbina del compresor El revestimiento se examinó con boroscopio a través de las entradas de los inyectores. Los alabes no mostraban signos de dificultades operacionales. Turbina del compresor Se inspeccionaron los álabes con boroscopio a través de la entrada de los inyectores sin encontrar signos de deficiencias operacionales. Sensores de temperatura, arneses y barras de carga No fueron accesibles Alojamiento de la turbina de potencia No fue accesible Anillo de aletas guía de la turbina de potencia y deflectores inter etapas Los bordes de salida de las aletas guía se inspeccionaron con boroscopio, no se encontraron indicaciones de deficiencias operacionales. Ducto de la turbina de potencia La inspección efectuada con espejo y boroscopio no reveló ninguna anormalidad operacional.

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Turbina de potencia La inspección visual realizada con espejo y boroscopio muestra que los álabes no tenían signos de anormalidades operacionales. Alojamiento del eje y eje de la turbina de potencia No fue desarmada. Los cojinetes Nos. 3 y 4 rotaban suavemente conjuntamente con la turbina al accionarle con la mano. Caja de engranajes de accesorios Los engranajes giraban libremente conjuntamente con el rotor del compresor y los engranajes de los accesorios al ser accionados con la mano. Observaciones del desmontaje de la caja de engranajes combinada. No se realizó un desensamble completo por la falta de herramientas. La caja rotaba libremente en la dirección de funcionamiento continuamente con el accionamiento de accesorios. Las cuñas del embrague estaban ligeramente duras cuando se giraba en la dirección de sobre carrera con algún trabamiento de las cuñas en los dos embragues lo que es una característica de para súbita del motor. EVALUACIÒN DE LOS CONTROLES Y ACCESORIOS La evaluación de los controles y accesorios no mostraban indicaciones de anomalías de pre-impacto que podrían haber impedido una operación normal antes del impacto. Unidad de control de torque No mostraba daños por impacto. Se retiró para exámenes de laboratorio. CONTROLES DE LA SECCION DE POTENCIA Y ACCESORIOS DEL MOTOR No. 1 Calentador de combustible El calentador de combustible mostraba una fractura en su montante principal.. No se removió la unidad. Bomba de combustible No mostraba daños por impacto. Se retiró conjuntamente con los controles manual y automático para someterla a exámenes de funcionamiento. Control manual de combustible

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No mostraba daños por impacto. Fue retirada conjuntamente con la bomba y el control automático para someterlo a pruebas de funcionamiento. Control automático de combustible No mostraba daños por impacto. Se removió como una unidad con la bomba de combustible y el control automático de combustible para someterlo a pruebas de funcionamiento. Divisores de flujo e inyectores de combustible Los divisores de flujo e inyectores se removieron para facilitar el examen boroscópico del generador de gas. Estos elementos no mostraban obstrucciones o acumulaciones. Ignitores No fueron removidos Válvula de sangrado del compresor No mostraba daños por impacto. Se removió para exámenes de funcionamiento. El diafragma no mostraba fugas al apretar el pistón con la mano mientras se mantenían cerrados los orificios de salida y entrada. Gobernador de Nf No mostraba daños por impacto, su eje rotaba libremente. Fue removido para someterlo a pruebas de funcionamiento. CONTROLES Y ACCESORIOS DE LA SECCION DE POTENCIA MOTOR NUMERO 2. Calentador de combustible El calentador de combustible mostraba una fractura en su montante principal. Este componente no fue removido. Bomba de combustible No mostraba daños por impacto. Se retiró conjuntamente con los controles manual y automático para someterla a exámenes de funcionamiento. Control manual de combustible No mostraba daños por impacto. Fue retirada conjuntamente con la bomba y el control automático para someterlo a pruebas de funcionamiento.

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Control automático de combustible No mostraba daños por impacto. Se removió conjuntamente con la bomba para someterlo a pruebas de funcionamiento. Divisores de flujo e inyectores de combustible Los divisores de flujo e inyectores se removieron para facilitar el examen boroscópico del generador de gas. Estos elementos no mostraban obstrucciones o acumulaciones. Ignitores No fueron removidos Válvula de sangrado del compresor No mostraba daños por impacto. Se removió para exámenes de funcionamiento. El diafragma no mostraba fugas al apretar el pistón con la mano mientras se mantenían cerrados los orificios de salida y entrada. Gobernador de Nf No mostraba daños por impacto, su eje rotaba libremente. Fue removido para someterlo a pruebas de funcionamiento. EXAMEN DEL MOTOR EN MINT TURBINES, OKLAHOMA Con el propósito de determinar las causa de la baja de revoluciones que se determinó en la grabación del grabador de voces en cabina, la Junta Investigadora decidió realizar exámenes y pruebas adicionales a los motores, para lo cual se hicieron los contactos con la compañía Mint Turbines, de Stroud, Oklahoma para poder utilizar sus instalaciones, considerando que es un taller autorizado y cuenta con las facilidades necesarias requeridas por la Junta Investigadora. En las reuniones de coordinación el grupo de trabajo, en el que se encontraban especialistas en turbinas y en el modelo de turbinas instaladas en el helicóptero de Aeromaster, Investigadores de Accidentes de la NTSB de Estados Unidos, de Pratt&whitney Canadá, de Bell Helicopters y de la Junta Investigadora de Accidentes de Ecuador, se decidió no realizar pruebas de funcionamiento a la caja de reducción pues no se podía saber con certeza su verdadero estado al momento de la prueba y para evitar posibles nuevos daños internos en sus componentes, que podrían dar falsos resultados para la investigación. Sin embargo se realizó un examen sobre la correcta operación de los embragues números 1 y 2, determinándose que engranaban correctamente y rotaban

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libremente. La inspección de los componentes indicó que no había defectos en el ensamblaje. Con respecto a realización de una prueba de motores, se analizaron las opciones y se determinó que sin contar con los controladores de combustible en su condición original, no se podía obtener resultados concluyentes y además se podían producir daños adicionales a los componentes internos del motor. Se procedió a realizar el desarmado de los motores, con los siguientes resultados: Condición externa de los motores Los motores estaban en buena condición, no mostraban daños exteriores debido al accidente. Caja de accesorios La caja de accesorios fue separada de los motores para tener acceso al compresor, sin encontrar daños en este componente. No se encontraron desconexiones de líneas. Se encontró que un tubo de aire caliente se había doblado como resultado del accidente. En general todo este componente estaba en buena condición y no hubo evidencias de que haya contribuido a la ocurrencia del suceso. MOTOR NRO. 1 Compresor La primera etapa del compresor mostraba que los álabes estaban en condiciones de funcionamiento y mostraban pequeña erosión en los bordes de ataque.

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Primera etapa del compreso Había pequeñas cantidades de suciedad en el compresor, depositada durante el accidente.

Depósitos de suciedad en la primera etapa del compresor Toda esta sección estaba en condición de normal funcionamiento. No se encontraron motivos que puedan haber provocado una reducción del rendimiento, las novedades encontradas corresponden a daños provocados en el accidente por una para súbita y aterrizaje duro, su apariencia era la normal considerando su tiempo de servicio. Sección de combustión No se encontraron daños o desgastes que pudieran haber provocado una reducción en el rendimiento. No había rozamiento en las puntas de los álabes. Los espacios entre álabes estaban dentro de los límites.

Secciòn de combustión,

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Turbina de potencia El ensamble guía de la turbina de potencia estaba en buen estado. Las aletas guía estaban en condiciones de funcionar sin problemas.

Emsamble guía de la turbina de potencia Los álabes del disco de turbina de potencia hicieron contacto con la superficie de su alojamiento, lo que es normal en eventos de parada súbita y aterrizaje duro.

Disco de la turbina de potencia Los sellos de aire de la turbina también mostraban rozamiento.

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Sello de aire de la turbina No se encontraron daños en el alojamiento del eje. No hubo daños en el alojamiento de los cojinetes. Se encontró rozamiento del disco de la turbina en el área que gira dentro del estator, producido durante el accidente.

Exterior del disco de turbina En general esta sección se encontró en buen estado y su desarme no evidenció daños que pudieron haber provocado reducción de potencia. Todos los daños encontrados fueron resultado del accidente.

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En conclusión, los exámenes a las diferentes partes de los motores no indicaron defectos o daños que pudieran haber provocado una pérdida de potencia. La condición general del motor era buena y consistente con su tiempo de servicio. MOTOR NRO. 2 Compresor La primera etapa del compresor mostraba que los álabes estaban en condiciones de funcionamiento y mostraban pequeña erosión en los bordes de ataque.

Primera etapa del compreso Los álabes del compresor estaban en buen estado

Alabes de la primera etapa del compresor Se encontró ligero rozamiento en la superficie guía del estator, provocados a consecuencia del impacto

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Rozamiento en la superficie guía del estator Toda esta sección estaba en condición de normal funcionamiento. No se encontraron motivos que puedan haber provocado una reducción del rendimiento, las novedades encontradas corresponden a daños provocados en el accidente por una para súbita y aterrizaje duro, su apariencia era la normal considerando su tiempo de servicio. Sección de combustión No se encontraron daños o desgastes que pudieran haber provocado una reducción en el rendimiento. No había rozamiento en las puntas de los álabes. Los espacios entre álabes estaban dentro de los límites.

Secciòn de combustión, Turbina de potencia El ensamble guía de la turbina de potencia estaba en buen estado. Las aletas guía estaban en condiciones de funcionar sin problemas.

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Emsamble guía de la turbina de potencia Los álabes del disco de turbina de potencia hicieron contacto con la superficie de su alojamiento, lo que es normal en eventos de parada súbita y aterrizaje duro.

Disco de la turbina de potencia Los sellos de aire de la turbina no mostraban daños

Sello de aire de la turbina

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No se encontraron daños en el alojamiento del eje. No hubo daños en el alojamiento de los cojinetes. En general esta sección se encontró en buen estado y su desarme no evidenció daños que pudieron haber provocado reducción de potencia. Todos los daños encontrados fueron resultado del accidente. En conclusión, los exámenes a las diferentes partes de los motores no indicaron defectos o daños que pudieran haber provocado una pérdida de potencia. La condición general del motor era buena y consistente con su tiempo de servicio. 1.16.2.2 Examen de la estructura y sistemas Fuselaje El fuselaje tenía daños importantes en el costado izquierdo, consistentes con la dirección y fuerzas del impacto. La estructura donde va montada la transmisión mostraba deformaciones por aplastamiento hacia abajo. El esquí derecho se dobló y fisuró durante el impacto, pero tuvo que ser fracturado para facilitar la recuperación de la aeronave desde el fondo de la quebrada.

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Detalles de los daños en el costado izquierdo El botalón de cola sufrió daños importantes durante el impacto y una fractura detrás del compartimento de equipaje. Esta sección fue separada del resto de fuselaje cuando se recuperó el helicóptero.

Fractura del botalón de cola

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No se encontraron anormalidades estructurales previas al accidente. Transmisión El conjunto del cubo del rotor principal estaba sujeto a la parte superior del mástil. El mástil estaba deformado y doblado por contacto fuerte del cubo del rotor principal y por parada súbita consistente con las fuerzas del impacto. La transmisión principal se removió del helicóptero. Se hizo rotar libremente con la mano el mástil con el componente principal de la transmisión demostrando que había continuidad entre estos.

Dobladura del eje de la transmisiòn Los dos detectores de limallas se removieron y se encontraron limpios. El costado izquierdo de la carcasa del soporte de la transmisión se había fracturado de manera consistente con la sobrecarga durante el impacto, permitiendo el movimiento hacia abajo. Los cuatro montantes esquineros estaban intactos. El quinto montante y su soporte en la estructura estaban dañados por aplastamiento. El sumidero de accesorios de la transmisión en la parte baja de este elemento estaba separado por fractura de la transmisión. Las líneas de combustible de los sistemas números 1 y 2 de combustible estaban fisuradas por las fuerzas del impacto con el sumidero. El extremo delantero del eje principal de la transmisión estaba desalineado con la entrada del eje a la trasmisión. La entrada delantera (extremo de la transmisión)

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con su acople dentado mostraban desgaste severo y se observó salpicaduras de grasa en la zona circundante, consistentes con la separación de los acoples interior y exterior durante el impacto.

Desacople del engranaje de transmisiòn El acople exterior mostraba fracturas axiales consistentes con las fuerzas del impacto y se observó que la ranura dentada aparecía intacta con grasa en las zonas de acople. El eje de transmisión mostraba evidencia de marcas y de rozamiento en las secciones centrales y delantera del tubo, consistentes con rotación después del impacto. Los acoples interior y exterior del eje de transmisión posterior (extremo del motor) estaban juntos con evidencia de grasa en los acoples. Los dientes en la ranura del acople interno posterior estaban intactos. El primer eje de transmisión del sistema de transmisión del rotor de cola se encontró desacoplado de la ranura de la transmisión y de la caja de accesorios de la transmisión, consistente con desconexiones durante el impacto. Todos los cojinetes del botalón y fuselaje rotaban suavemente. El segundo eje estaba fracturado consistente con sobrecargas sufridas en el botalón de cola en el área posterior del compartimento de equipaje. El eje de tránsito para el empenaje vertical mostraba una fractura de casi los tres cuartos de la circunferencia del eje. Sin embargo, no se observaron evidencias de falla en el eje de transmisión del rotor de cola ni en la estructura de debajo de la aleta vertical.

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Fractura del eje de transmisión del rotor de cola El eje de transmisión en la aleta vertical fue cortada y movida inicialmente contra la aleta vertical. Posteriormente fue cortado a mano para demostrar continuidad rotacional. Ambas piezas giraban libremente en las cajas de 42 y 90 grados al girar desde las dos cajas con la mano. No se encontraron anomalías presentadas antes del impacto en los sistemas de transmisiones principal y del rotor de cola. Sistema de combustible Las bombas números 1 y 2 fueron probadas independientemente una por una, luego de aislarlas eléctricamente y aplicando energía desde un banco de baterías. La bomba número 2 (lado derecho) fue probada y se verificó que pasaba combustible al ser energizada desde el sistema eléctrico del helicóptero. Se observó una fuga significante en la línea bajo la transmisión del rotor de cola

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hacia el acople del sumidero de los accesorios. La lectura de presión se registró en solamente 0,5 PSI, bajo la marca del arco verde (4-35 PSI) para la operación. La bomba número 1 (lado izquierdo) no pudo ser energizada directamente desde el helicóptero debido a los daños en el costado izquierdo de la aeronave. Se observaron algunos cables cortados en este costado del helicóptero debido al impacto. El banco de baterías se conectó directamente a la bomba número 1 y operó normalmente y salpicó una cantidad significante de combustible por una línea dañada cerca del sumidero de la transmisión. Debido a la rotura de la línea no se pudo obtener lectura de presión en el indicador de la bomba número 1. Las bombas números 1 y 2 mostraron normalidad en su funcionamiento. Las válvulas de corte de combustible de ambos lados del helicóptero, números 1 y 2, se retiraron del helicóptero para un examen específico. Se verificó que ambas estaban en la posición full abiertas. La válvula para alimentación cruzada se removió y se encontró que estaba cerrada

Válvulas de corte Nros. 1 y 2 De acuerdo con lo manifestado por personal de Aeromaster, antes del vuelo fue cargado al máximo de combustible, es decir con 216,8 galones o 1474 libras de Jet A1, como consta en el manual de vuelo. Si se estima que el helicóptero consume 660 libras por hora, durante los 8 minutos de operación entre ground iddle, hoover y vuelo, se consumieron 80 libras. Al momento del accidente el helicóptero tenía 1.394 libras de combustible. No se encontraron anomalías previas al accidente en el sistema de combustible. Controles de Vuelo El helicóptero estaba equipado con controles de vuelo dobles. El bastón del control colectivo del lado del copiloto en el lado izquierdo del fuselaje, estaba fracturado cerca de la base, de manera consistente con las fuerzas del impacto.

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El control colectivo del piloto se encontró en una posición cercana a full down.

Bastón del colectivo del piloto Inicialmente el bastón del colectivo del copiloto solo se podía mover un pequeño espacio con la mano. El tubo de control del servo del colectivo fue desconectado en su extremo inferior y se encontró que podía moverse en su carrera completa. El control colectivo mostraba un pequeño doblamiento debido a que el tubo de control hacía contacto con el fuselaje cerca de la cabina en el área dañada por el impacto. El control cíclico del lado del piloto estaba fracturado en su base de forma consistente con las fuerzas del impacto. El control cíclico del copiloto estaba intacto y se movía con la mano en los cuatro cuadrantes. Los movimientos correspondientes se observaron en los dos lados, izquierdo y derecho, de los servos del cíclico y los tubos de extensión de los servos. En los controles de rotación del rotor principal se encontró desconectada el brazo de unión rojo de arrastre del plato giratorio en el anillo exterior. La oreja Roja de unión del anillo exterior del plato giratorio mostraba una fractura consistente con las sobrecargas del impacto. Los pedales antitorque del rotor de cola del lado del copiloto mostraban daños. Los pedales fueron actuados con la mano y se observó movimiento en los tubos hasta la sección media del tail boom (el tail boom estaba separado del fuselaje). El extremo delantero del tubo de control del rotor de cola estaba fracturado cerca de la abrazadera con muestras consistentes de con sobre esfuerzo. Aproximadamente 4 pies del tubo de control del rotor de cola estaba perdido entre las dos partes fracturadas/rotas.

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El tubo de control del rotor de cola mostraba fracturas por sobresfuerzo en su extremo posterior de la parte separada, coincidente con la zona donde se separó el tailboom. Se verificó que había movimiento normal del tubo del rotor de cola al realizar manualmente movimientos de cambio de pitch en el cubo del rotor de cola. No se observaron anomalías en los sistemas de control del rotor principal ni en el rotor de cola. Controles de motor Los bastones de control del colectivo del piloto y copiloto mostraban dobladuras entre los aceleradores de los motores números 1 y 2.. Los aceleradores de ambos motores tanto de piloto como de copiloto estaban cerca de la posición full. Los aceleradores conectan al sistema de control de N1 del motor (productor de gases) y a la unidad de control manual de combustible (MFCU) para cada motor. El indicador de la MFCU del motor 1 estaba entre las posiciones iddle (35 grados) y full (95 grados). El tope del solenoide estaba casi en la posición full en el acelerador. Estas indicaciones deberían coincidir en condiciones normales de operación. El soporte de las conexiones que está cerca al brazo de entrada de la No. 1 MFCU estaba fracturado por sobreesfuerzo, lo que explica la diferencia en las posiciones de estos indicadores. El indicador de la No. 2 MFCU estaba en la posición full 95 grados. El tope del solenoide No. 2 estaba a media carrera entre iddle y full. Se observó que el tubo vertical de la No. 2 MFCU estaba doblado, lo que explica la diferencia entres estos indicadores que en condiciones normales de operación deberían coincidir. El sistema de potencia de turbina N2 se controla a través de la posición del colectivo. Se encontró que había continuidad en el control de N2 desde el colectivo para ambos motores. La posición del control lineal del compensador de caída/droop se controla a través del switch de beep ubicado en el bastón del colectivo. El sistema compensador de caída no estaba seguro en varias partes: No había la tuerca en el control deslizante delantero, dos tuercas estaban floja y una no tenia seguridad en la parte posterior de la pared de fuego. Se desmontó el compensador de caída/droop y se energizó en un banco de pruebas encontrándose que funcionaba normalmente. Este elemento se encontró en la posición full retractada, que corresponde a máximas rpm en ambos motores. No se pudo verificar la regulación/calibración de los sistemas de control de N1 y N2 debido a las dobladuras de los tubos a consecuencia de los daños en el

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fuselaje. Aparte de la falta de seguridades del compensador de caída/droop existía continuidad en los controles de N1 y N2. No se encontraron anormalidades en los sistemas de control de N1 y N2. Rotores El hub del rotor principal estaba relativamente intacto excepto en los controles de pitch rojo y blanco que estaban fuera de sus agarres/montantes como resultado de las fuerzas del impacto. Las dos palas estaban dañadas por el impacto pero las vigas de las mismas estaban dobladas pero no presentaba fracturas. El conjunto del rotor de cola mostraba un fuerte impacto en un lado del montante/abrazadera contra el indicador de parada/paso estático. Este indicador estaba fracturado por un contacto duro consistente con las fuerzas del impacto, y la abrazadera estaba doblada. La una pala estaba doblada y la otra con daños leves en el borde de ataque. No se encontraron anormalidades previas al impacto en los sistemas rotores principal y de cola. Instrumentos, switches y breakers Casi la mayoría de instrumentos aparecían estar en condiciones estáticas de no operación, con algunos daños en los indicadores en posición de daños que en condiciones de estáticos. Los switches estaban en las posiciones de operación a excepción de los de batería, combustible e inverters que fueron apagados por personal de Aeromaster durante el rescate. Cinco circuit brakers estaban extendidos cuando se hizo la inspección. Los demás estaban en la posición de cerrados. No se encontraron anormalidades en los instrumentos, switches o brakers, previas al impacto. 1.16.3 EXÄMENES ADICIONALES Los siguientes componentes fueron trasladados a los laboratorios de la compañía Pratt&Whitney Canadá en Montreal, donde fueron sometidos a exámenes y pruebas de funcionamiento, supervisados por la Transportation Safety Board de Canadá.

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1.16.3.1 Accesorios de motores Motor Nro. 1 Unidad automática de control de combustible (AFCU) Las unidades automática y manual de control de combustible fueron retiradas como una unidad junto a la bomba de combustible. El examen exterior mostró que estaba cubierta con arena.

Unidad automática de contro de combustible La conexión del control de aceleración se movió libremente al accionarlo con la mano en toda su carrera, y las uniones entre la AFCU y la unidad manual de control de combustible (MFCU) mostraban continuidad. El tope de alineación estaba detenido en la posición de vuelo. La marca índice en el domo de Sg estaba alineada con la línea de referencia en el bypass de la manga de la válvula. En el domo de la válvula había una etiqueta de servicio, un adhesivo plateado en varios lugares. Al separar la AFCU el eje se movía libremente y no se encontraron evidencias de disolución de grasa en el cojinete. Los alambres de amarre de seguridad estaban colocados en todos los sitios. No había marcas de identificación en los sellos de seguridad. Antes de la prueba el adaptador de aire fue removido para inspeccionar el orificio y sangrado de Py. No se encontraron restos en el orificio ni en el sangrado de Py, en la entrada del codo de ingreso había hollín y restos fueron encontrados en la rosca del adaptador de aire. No había corrosión galvánica. Con la AFCU en el banco de pruebas el sistema de aire fue presurizado y las uniones se chequearon con solución jabonosa para determinar si había fugas. No se encontraron fugas. La AFCU fue corrida a velocidad fija, fijando la posición del acelerador y la P3 y se monitoreo para determinar si había un decrecimiento en el flujo de salida ( lo

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que podría ocurrir si había fugas en el fuelle). No se encontró decrecimiento de flujo durante toda la prueba. La AFCU se probó de acuerdo con la carta de prueba TR 1621 Rev 07 del manual de mantenimiento de Honeywell CMM 73-20-03 Rev 16. Se anotaron las siguientes observaciones: Prueba 1.01 y 1.02 medición del orificio de la válvula y bypass de la válvula de selección presión diferencial: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite máximo. Prueba 1.03 y 1.04 medición del orificio de la válvula y bypass de la válvula de selección presión diferencial: El flujo de la boquilla estaba sobre el límite máximo. La P1 (ingreso de combustible) menos la P2 (presión interna) estaba ligeramente abajo del límite mínimo. Prueba 3.01 selección del muelle del gobernador: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite máximo. Prueba 3.03 selección del muelle del gobernador: El flujo de la boquilla estaba abajo del límite mínimo. Prueba 4.01 velocidad en idle selección de parada y ángulo flight-idle del acelerador: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite máximo. Prueba 4.02 velocidad en idle selección de parada y ángulo flight-idle del acelerador: el ángulo requerido en el acelerador para alcanzar un flujo de 85 libras por hora estaba debajo del mínimo y aparentemente se debe a los daños sufridos en el impacto. Prueba 5.02 Limite inferior de aceleración y efecto de movimiento del acelerador: El flujo de la boquilla estaba ligeramente arriba del límite máximo. No hubo cantidades significativas de restos en los pliegues de los fuelles del gobernador ni en su alojamiento y algo de la película negra de los fuelles se había desprendido de la superficie de los fuelles. No había restos en la pantalla de ingreso del combustible. El espacio de la bobina entre los actuadores del gobernador y los cojinetes guía se midió y estaba dentro de los límites aceptables. El diagrama de la válvula by pass estaba etiquetado como 1Q08 lo que indica que se manufacturó el primer cuarto del 2008 y estaba dentro de los seis años de vida útil recomendado por Honeywell a la fecha del suceso. Se encontró un desgaste en la zona debajo de la etiqueta pero no fueron visibles señales de fuga. El diagrama estaba flexible. Se observó corrosión superficial en la válvula reguladora Pr, y había marcas de desgaste en la cubierta consistentes con contacto con los lados de la válvula.

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Unidad manual de control de combustible (MFCU) El exterior estaba cubierto con arena. Las conexiones del acelerador se movían libremente con la mano hasta el rango máximo y había continuidad entre la unidad automática y la unidad manual de combustible. Tenía cinta adhesiva plateada en algunos lugares. Había una etiqueta de servicio de Pratt & Whitney Accesories Bussines en el selenoide. Los amarres de seguridad estaban colocados en todos los lugares. No había marcas en los amarres de seguridad.

Unidad manual de control de combustible La MFCU fue probada de acuerdo con lo establecido en la carta de prueba TR 1686 Rev. 04 del Manual de Mantenimiento de Honeywell 73-20-02 Rev.19. Se registraron las siguientes observaciones: Pruebas 7 y 8: Con el selenoide energizado a 24 voltios dc el flujo de la boquilla estaba ligeramente arriba del límite máximo. Válvula reguladora de mínima presión (MPVR) El exterior esta cubierto con arena. Tenía los amarres de seguridad en sus lugares. No había marcas en los amarres de seguridad.

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Bomba de combustible Nro. 1 Bomba de combustible El exterior estaba cubierto con arena. El eje no pudo ser girado libremente, lo que es normal para la configuración de esta bomba. Tenía cinta adhesiva plateada en varios lugares. Los amarres de seguridad estaban en su sitio. No había manchas en el alojamiento del eje. Antes de la prueba se retiró el filtro para examinarle. No había combustible residual en el depósito ni material visible en los filtros del elemento, pero había daños en el tapón. La bomba se probó de acuerdo con la carta de prueba TR 3615 Rev. 14 del manual de mantenimiento de Hamilton Sunstrand CMM 73-1001 rev. 18. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 5, fuga en los sellos: La fuga por la toma de drenaje estaba sobre el límite máximo, lo que indica una fuga por el sello de carbón. Válvula de sangrado del compresor (BOV) El exterior estaba cubierto con arena. El pistón se movía libremente con la mano y producía un sonido de succión cuando se accionaba lo que indicaba que el diafragma estaba intacto. Tenía un anillo de arena alrededor del pistón. Los amarres de seguridad estaban en su sitio.

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Valvula de sangrado Nro 1 La válvula se probó de acuerdo con la carta de prueba TR7102 edición original del manual de overhaul de Pratt & Whitney P/N 3017043 Rev. 35. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 1, fugas: Las fugas a través de los pines reguladores estaba sobre el máximo límite. Esto podía demorar el cierre de la válvula. Prueba 2, calibración: la presión requerida para cerrar la válvula era menor que el límite máximo. Considerando los resultados de la prueba 1, esto sugiere que el punto de cierre podría haber sido ajustado para corregir las fugas por los pines reguladores. Gobernador de la turbina de potencia Nro. 1 (PTG) El exterior estaba cubierto con arena. El eje giraba libremente con la mano, y había indicios de disolución de la grasa del cojinete. El actuador del gobernador se movía libremente en todo el rango y llegaba al tope de máxima velocidad bajo influencia de su resorte. Había una marca anti violación de pintura amarilla en los dos topes de las tuercas y en el eje . Había una cinta adhesiva plateada en el codo de Pg. Los amarres de seguridad estaban en su sitio. El sello del orificio de la abrazadera estaba marcada IGS (International Governor).

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Governador de lla turbina de potencia del motor 1 Se hizo la prueba de acuerdo con la carta de prueba TR 5620 Rev. 07 del anual de mantenimiento de Honeywell 73-20-04 Rev. 11. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 1 y 2: El ángulo máximo del actuador del acelerador estaba arriba del limite máximo lo que indica un ajuste normal del tornillo de tope máximo. Prueba 4A: La diferencia entre Pr mínima y la presión Pg registrada en las pruebas 3 y 4 bajo el límite mínimo se supone originadas por contaminación. El desarmado parcial del PTG permitió observar restos en el desfogue de Pg. El análisis químico del residuo confirmó que era material orgánico similar a salpicaduras de urea-formaldeido Motor Nro. 2 Unidad automática de control de combustible (AFCU) Las unidades automática y manual de control de combustible fueron retiradas como una unidad junto a la bomba de combustible.

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Unidad automática de control de combustible El examen exterior mostró que estaba cubierta con arena. La conexión del control de aceleración se movió libremente al accionarlo con la mano en toda su carrera, y las uniones entre la AFCU y la unidad manual de control de combustible (MFCU) mostraban continuidad. El tope del part- power trim no estaba. La marca índice en el domo de Sg estaba alineada con la línea de referencia en el bypass de la manga de la válvula. Había una cinta adhesiva plateada en varios lugares. Al separar la AFCU el eje se movía libremente y no se encontraron evidencias de disolución de grasa en el cojinete. Los alambres de amarre de seguridad estaban colocados en todos los sitios. Los sellos de seguridad tenían marcado P&WCAB (Pratt&Whitney Canadá Accesories Busines) Antes de la prueba el adaptador de aire fue removido para inspeccionar el orificio y sangrado de Py. No se encontraron restos en el orificio ni en el sangrado de Py, No se encontraron restos fueron en la rosca del adaptador de aire. No había corrosión galvánica. Con la AFCU en el banco de pruebas el sistema de aire fue presurizado y las uniones se chequearon con solución jabonosa para determinar si había fugas. No se encontraron fugas. La AFCU fue corrida a velocidad fija, fijando la posición del acelerador y la P3 y se monitoreo para determinar si había un decrecimiento en el flujo de salida (lo que podría ocurrir si había fugas en el fuelle). No se encontró decrecimiento de flujo durante toda la prueba. La AFCU se probó de acuerdo con la carta de prueba TR 1621 Rev 07 del manual de mantenimiento de Honeywell CMM 73-20-03 Rev 16. Se anotaron las siguientes observaciones:

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Prueba 1.01 y 1.04 medición del orificio de la válvula y bypass de la válvula de selección presión diferencial: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite máximo. Prueba 3.01 selección del muelle del gobernador: El flujo de la boquilla estaba abajo del límite máximo. Prueba 3.03 selección del muelle del gobernador: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite mínimo. Prueba 4.01 & 4.02 selección de tope para velocidad en idle y ángulo flight-idle del acelerador: El flujo de la boquilla estaba arriba del límite máximo. Prueba 5.02 Limite inferior de aceleración y efecto de movimiento del acelerador: El flujo de la boquilla estaba ligeramente abajo del límite máximo. Se encontraron restos blancos en los pliegues de los fuelles del gobernador y en su alojamiento y algo de la película negra de los fuelles se había desprendido de la superficie de los fuelles. No había restos en la pantalla de ingreso del combustible. El espacio de la bobina entre los actuadores del gobernador y los cojinetes guía se midió y estaba dentro de los límites aceptables. El diagrama de la válvula by pass estaba etiquetado como 1Q08 lo que indica que se manufacturó el primer cuarto del 2008 y estaba dentro de los seis años de vida útil recomendado por Honeywell a la fecha del suceso. No se encontró desgaste visible en la superficie del diafragma y no había patrones de fuga visibles. El diagrama estaba flexible. Se observó corrosión superficial en la válvula reguladora Pr, y había marcas de desgaste en la cubierta consistentes con contacto con los lados de la válvula. El análisis químico de los residuos de los fuelles indicó que era oxido de aluminio y teflón. Unidad manual de control de combustible (MFCU) El exterior estaba cubierto con arena. Las conexiones del acelerador se movían libremente con la mano hasta el rango máximo y había continuidad entre la unidad automática y la unidad manual de combustible. El actuador del acelerador estaba doblado. Tenía cinta adhesiva plateada en algunos lugares. El tornillo de la cinta de sujeción estaba roto y en su cabeza estaba el alambre de seguridad. La cañería entre la unidad manual de control de combustible y la valvula para regular la presión mínima estaba abollado. Los amarres de seguridad estaban colocados en todos los lugares. Los amarres de seguridad estaban marcados como P&WCAB( Pratt & Whitney Canada Accesories Bussines)

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Unidad manual de control de combustible La MFCU fue probada de acuerdo con lo establecido en la carta de prueba TR 1686 Rev. 04 del Manual de mantenimiento de Honeywell CMM 73-20-02 Rev.19. Se registraron las siguientes observaciones: Pruebas 7 y 8: Con el selenoide energizado a 24 voltios dc el flujo de la boquilla estaba ligeramente arriba del límite máximo. Prueba de fugas: se observó una fuga externa. Las dos válvulas check fueron probadas de acuerdo con la carta de prueba TR0102 edición original de Honeywell CMM 73-20-02 Rev. 19, observándose lo siguiente: Fugas por presión de flujo inicial: se observó una fuga, esta puede no ser causa de la fuga encontrada en el examen indicado anteriormente. La funda de la válvula de apagado estaba limpia. El sello al final del eje del acelerador no giraba libremente y hubo dificultad para removerle. Al ser retirado se encontró corrosión bajo el sello. El alojamiento de la válvula estaba limpio y había un brillo visible en los asientos de la válvula. El diafragma del by-pass de la válvula estaba marcado 1Q08 indicando que fue manufacturada en el primer cuarto del año 2008 (dentro de los seis años de vida límite recomendado por Honeywell a la fecha del suceso). No se observó abrasión en la superficie del diafragma y no se encontraron patrones visibles de fugas. El diagrama estaba flexible. La fuga encontrada durante la prueba fue aparentemente causada por acción de desgaste del sello del eje de aceleración por la corrosión y resistencia encontrada durante el desarmado.

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Válvula reguladora de mínima presión (MPVR) El exterior esta cubierto con arena. Tenía los amarres de seguridad en sus lugares. No había marcas en los amarres de seguridad. Los amarres de seguridad estaban marcados como P&WCAB( Pratt & Whitney Canada Accesories Bussines) Bomba de combustible El exterior estaba cubierto con arena. El eje no pudo ser girado libremente, lo que es normal para la configuración de esta bomba. No tenía depósitos en el alojamiento del eje. Tenía cinta adhesiva plateada en varios lugares. Los amarres de seguridad estaban en su sitio.

Bomba de comustible Nro. 2

Antes de la prueba se retiró el filtro para examinarle. No había combustible residual en el depósito ni material visible en los filtros del elemento, pero había daños en el tapón. Los pliegues estaban deformados debido a que no estaba completamente colocado en su alojamiento (posiblemente luego de la inspección realizada luego del accidente) La bomba se probó de acuerdo con la carta de prueba TR 7102 edición original Rev. 14 del manual de mantenimiento de Hamilton Sunstrand CMM 73-10-01 rev. 18. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 2 filtro de la válvula check del bypass: La fuga por el agujero de descarga estaba sobre el límite máximo.

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Válvula de sangrado del compresor (BOV) El exterior estaba cubierto con arena. El pistón se movía libremente con la mano y producía un sonido de succión cuando se accionaba lo que indicaba que el diafragma estaba intacto. Tenía un anillo de arena alrededor del pistón. Los alambres de seguridad no estaban colocados en el agujero de diagnóstico. Había alambres de seguridad pero se encontraban rotos en los agujeros primario y secundario.

Valvula de sangrado Nro. 2 La válvula de sangrado se probó de acuerdo con la carta de prueba TR7102 edición original del manual de overhaul de Pratt & Whitney P/N 3017043 Rev. 35. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 1, fugas: Las fugas a través de los pines reguladores estaba ligeramente sobre el máximo límite indicado en el manual de overhaul. Esto podía demorar el cierre de la válvula. Prueba 2, calibración: la presión requerida para cerrar la válvula era ligeramente menor que el límite máximo. Y era un indicativo de un ajuste normal en el campo. Gobernador de la turbina de potencia Nro. 2 (PTG) El exterior estaba cubierto con arena. El eje giraba libremente con la mano, y había indicios de disolución de la grasa del cojinete. El actuador del gobernador se movía libremente con la mano en todo el rango y llegaba al tope de máxima velocidad bajo influencia de su resorte. Había una marca anti violación de pintura amarilla en los dos topes de las tuercas y en el eje. Había una cinta adhesiva plateada en el codo de Pg. Los amarres de seguridad estaban en su sitio. El sello del orificio de la abrazadera estaba marcada IGS (International Governor).

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Governador de la turbina de potencia Nro. 2 Se hizo la prueba de acuerdo con la carta de prueba TR 5620 Rev. 07 del manual de mantenimiento de Honeywell 73-20-04 Rev. 11. Se registraron las siguientes observaciones: Prueba 1 y 2: El ángulo máximo del actuador del acelerador estaba arriba del limite máximo lo que indica un ajuste normal del tornillo de tope máximo. Prueba 4A: La diferencia entre Pr mínima y la presión Pg registrada en las pruebas 3 y 4 bajo el límite mínimo se supone originadas por contaminación. Prueba 6: La diferencia entre Pr y Pg estaba bajo el mínimo límite y se supone que fue causada por contaminación. El desarmado parcial de la PTG permitió observar restos en el desfogue.y en el paso de aire de la válvula Pg. El análisis químico del residuo confirmó que era un componente con ester, posiblemente Molycote BG20 (un tipo de grasa para cojinetes de alta velocidad). También se detectaron silicona, aluminio, hierro y oxígeno (posiblemente oxido de aluminio). Un residuo similar y un componente con cobre (no identificado) también fue encontrado ell paso de aire de Pg. Unidad limitadora de torque (TLU) El exterior estaba cubierto con arena. Había una etiqueta de servicio en el alojamiento principal. Los amarres de seguridad estaban en todos sus lugares. Los sellos estaban marcados AEL (Honeywell)

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Unidad limitadora de torque Fue probada de acuerdo con la carta TR6606 Rev. 3 del manual de mantenimiento de Honeywell 73-20-01 Rev. 10. Se pudo observar lo siguiente: Se desarmó parcialmente y se encontró contaminación al final de los desfogues pero no estaban obstruidos. Conclusiones de las pruebas La ausencia de deformaciones por impacto evitó que hayan marcas entre los componentes que rotan y los estáticos, y permiten descartar cualquier simetría o diferencia de potencia entre las dos secciones de potencia. Los componentes internos del motor, controles y los accesorios no muestran signos de anormalidades pre impacto o daños que puedan haber influido en la normal operación antes del impacto. 1.16.7.

Performance

La compañía Bell Helicopters, por pedido de la Junta Investigadora realizó un análisis sobre el peso máximo con que podía realizarse esta operación, obteniéndose los siguientes resultados: Para este estudio se tomaron en cuenta las siguientes condiciones:   

Peso de despegue Altitude Altímetro

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8.990 lbs 8.741 pies 30,31 pg

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 

Temperatura Viento

22,5 grados centígrados calma

Se realizó una corrección del valor del altímetro, considerando que no está calibrado para nivel del mar de manera que se determine la altitud a la que estaba volando. Para esto se utilizó la ecuación: 

 Altitud  1000 * ( PISA  PCal )

Donde: PISA es el valor de presión a nivel del mar en pg de mercurio y PCal es el valor del altímetro calibrado en pulgadas de mercurio. Es decir 29,92 – 30,31. Este valor equivale a -390 pies, por lo tanto la altitud presión a la que estaba volando el helicóptero es de 8.351 pies. Los cálculos efectuados para la condición fuera de efecto suelo son: 

Con los motores operando a potencia de despegue:



Con los motores operando en potencia máxima continua 8.486 lbs.

9.227 lbs

Este análisis se hizo considerando que se debía cumplir el chequeo para asegurarse de que ambos motores estaban desarrollando la potencia adecuada. 1.16.8.

ANALISIS ACUSTICO DE LA GRABACION DE VIDEO DEL VUELO Y DEL ESPECTRO DE SONIDO DEL GRABADOR DE VOZ

En coordinación con la Junta Investigadora, la compañía Bell Helicopters realizó un análisis acústico de las grabaciones de video del accidente realizadas con un teléfono celular y del registro del grabador de voz. El video tomado con un equipo celular contiene los últimos 2 minutos y 28 segundos de vuelo. Está en formato MPEG-4, con una rata de grabación de 7,5 cuadros por segundo, 24 bit de color, y un tamaño de cuadro de 320x240 pixeles, con un total de 1110 cuadros. El audio de esta filmación es de 16 bit en un canal simple con una rata de 8.000 Hz. El registro de sonido del CVR fue descargado en los laboratorios de la National Transportation Safety Board. Este grabador puede grabar cuatro canales de audio que guardan 30 minutos en grabación de alta fidelidad (16.000 Hz de rata simple) y cuatro canales que guardan audio en menor fidelidad (8.000 Hz de rata simple), conservando un total de seis horas de grabación. Dos de los canales del CVR estaban vacíos, debido a que no tenían conectada ninguna fuente para el ingreso de los registros. Uno de los restantes canales grabó el micrófono del área de cabina (CAM). El otro canal solo captó partes entrecortadas de conversaciones, pero no contenía sonido válido para hacer un

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examen de audio. Solamente el canal de alta fidelidad del CAM pudo usarse para un análisis de frecuencias. La grabación del CAM se utilizó para sincronizar la información del teléfono celular y obtener por separado marcadores válidos mutuos. Primero el tiempo en el que se escucha el ruido del primer impacto en tierra de los skids se identifica claramente en la grabación del CVR y del celular. Segundo, el momento en que la aeronave despega que también se identifica claramente en ambas grabaciones. Estos marcadores permiten determinar que la diferencia de tiempo entre el inicio de la grabación del CVR y la del teléfono celular es de 28 minutos 35 segundos. Por lo tanto fue posible correlacionar las RPM precisas, determinadas de la grabación del CAM, con los correspondientes cuadros de video. 1.16.8.1.

Alarma de bajas revoluciones del rotor principal en Bell 212

En esta aeronave (serie 30879) al momento de su fabricación se instaló una sistema de alerta de bajas revoluciones del rotor principal. Durante el cheque operacional se ajusta para proveer un alerta audible y visual para alertar bajas revoluciones para un límite 92,6% +/- 2%. La amplitud de esta alarma es ajustable para apagarse a cero voltios. Esta alarma consiste en dos tonos, nominalmente de 1.000 y 200 hz, alternado a una rata de 5 veces por segundo. Después de su activación puede ser apagada por el piloto; sin embargo, si las RPM del rotor regresan hasta un 2,8% sobre el limite inferior de RPM, el sistema de alarma de audio se reconecta, y volverá a sonar si las RPM vuelven a caer otra vez bajo el límite. Esta alarma se transmite directamente a los headsets de piloto y copiloto por lo que no se espera que puedan escucharse en la grabación del micrófono de área. 1.16.8.2.

Análisis acústico

Se analizaron las frecuencias contenidas en la grabación de alta fidelidad de 30 minutos registrada desde el CAM y se generó un espectrograma. Se utilizaron varios rangos de frecuencia para identificad de manera confiable algunas de las frecuencias características del Bell 212 incluyendo: las frecuencias de los rotores principal y de cola y sus armónicos, caja de accesorios del rotor principal y de cola, bombas hidráulicas y velocidades de la turbina de potencia y de la velocidad del generador de gases. La velocidad de rotación de todos los componentes mencionados se obtienen conjuntamente a excepción de los generadores de gas de los motores que no es mecánicamente actuado por los rotores o la turbina de potencia. Las velocidades del generador de gas se identificaron en el análisis usando un porcentaje de la máxima velocidad rotacional, nominalmente 38.100 RPM (o 63% de frecuencia fundamental).

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El análisis del espectro del registro del micrófono de área revela una detallada historia de la velocidad del rotor (Nr) de las Velocidades del generador de gas (rotor del compresor) (Ng)

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La figura 3 muestra los datos de Nr y Ng (para ambas secciones de potencia de los motores) en porcentaje versus el tiempo para los tres últimos minutos de vuelo. En el eje x se muestra el tiempo corrido de los 30 últimos minutos de la grabación del micrófono de área.

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La figura 4 muestra la misma información para el último minuto de vuelo. Las flechas 1 a 10 son referencia para los cuadros del video correspondientes, que corresponden la flecha 1 al momento del despegue y la flecha 10 al momento del impacto.

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Entre las flechas 1 y 2 la aeronave se encuentra en vuelo estacionario dentro de efecto suelo. En la figura 1 se nota que al momento de elevarse, Ng sube desde alrededor del 81% hasta el 94% y la onda se mantiene entre 93% y 96% aproximadamente. Durante este tiempo las ondas de Nr están entre 99% y 102% aproximadamente. La flecha 2 muestra el inicio del incremento fuera de efecto suelo en vuelo estacionario, lo cual marca el inicio también de la caída en la velocidad del rotor. En este momento la velocidad del generador de gas subieron del 96 al 96,5 % y se mantuvieron hasta el impacto. Durante los 30 segundos finales de vuelo Nr decrece desde alrededor de 100% (flecha 2) a 80% al momento del impacto del skid (flecha 10). Las figuras 5 a 9 muestran los datos originales para varios rangos de frecuencia, de los que se obtuvieron los datos detallados. Algunas frecuencias características del Bell 212 se muestran con flechas en esos gráficos, tales como los armónicos de de los rotores principal y de cola, la malla de frecuencias de la caja de accesorios, la bomba hidráulica y los tonos del motor.

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Se debe notar que no se observa ninguna anomalía en los datos al momento del despegue. Durante la carrera en tierra a 100% de RPM y con pitch plano, a los 27 minutos 56,5 segundos (o 37 segundos antes del despegue) hay un sonido de 1.000 Hz que se escucha el la grabación del micrófono de área. Este tono puede verse en la figura 6. Este tono se registra por 7 segundos y se escucha un click que finaliza el ruido indicando que la señal fue apagada por el piloto o copiloto. Este tono no tiene las características de la alarma de bajas revoluciones del rotor principal. No hay evidencias de que este sonido sea indicación de un problema y la aeronave procede a despegar segundos después. SECUENCIA DEL DESPEGUE-DETALLE REVOLUCIONES DEL ROTOR

DE

LOS

VALORES

DE

00:01.0 100% RPM rotor – Al despegue. 01:55.5 99,5% RPM rotor-Las RPM empiezan a decrecer, la aeronave empieza a elevarse desde hoover a causa de efecto suelo

02:04.5 92,5% RPM rotor-la aeronave alcanza rotor-Las RPM bajan del el máximo de elevación y empieza a moverse mueve hacia adelante hacia adelante

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01:06.5 91,8% RPM 92%. La aeronave aun se

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02:10.0 92% RPM rotor, Primera imagen La aeronave empieza donde se observa que el piloto hala hacia arriba el cíclico

02:13.5 91.5% RPM rotora girar a la derecha

02:16.5 89% RPM rotor, la aeronave continùa 02:24.0 86% RPM rotor, la aeronave continúa girando a la derecha girando a la derecha mientras pierde altitud

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02:26.5 61% RPM rotor, La aeronave continúa rotor, la aeronave impacta el perdiendo altitud rápidamente

02:28.8

80% RPM

suelo con el skid

CHEQUEO DE POTENCIA y RENDIMIENTO DEL MOTOR De acuerdo con la carta Power Assurance Check Chart-PT6T, Figura 4.2 del Manual de Vuelo del equipo Bell 212, considerando una altitud de densidad de 8.500 pies y 22,5 ºC, se obtuvo que el valor de Ng es de 96,65%. El examen acústico del CVR indicó que el motor número 1 se mantuvo aproximadamente 96,6% y el motor número 2 al 96,1%, y los valores indican que mantuvieron similares rendimientos para ambos motores durante todo el vuelo. Estos valores son similares a los registrados en el equipo SmartCycle. De estos datos se deduce que el rendimiento de los motores fue el que correspondía para las condiciones de altitud y temperatura en que se estaba realizando el vuelo. La temperatura máxima registrada para el motor número 1 fue 735 ºC y 741 ºC. El límite de temperatura es de 765 ºC. PROCEDIMIENTOS Y TRABAJOS CUMPLIDOS EN LA AERONAVES Esta aeronave salía del Taller de Estación de Reparación de la compañía Aeromaster Airways; misma que tiene la habilitación de Estación de Reparación Certificada bajo la RDAC 145; luego de que se le realizara una inspección de 3.000 horas / 5 años. Se le realiza el reléase de mantenimiento de la inspección de 3000 horas / 5 años en la fecha indicada a través del formulario AMSA MT2905; mismo que se encuentra anexo a la bitácora de la aeronave No. 0004351.

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El formulario AMSA MT2905, cuenta con todas las certificaciones de los trabajos cumplidos en la inspección y certifican en este todo el personal técnico encargado de realizar la liberación de este helicóptero al servicio. El formulario de cumplimiento de Schedule Component Inspection de 600 Horas / 12 meses se encuentra sin ser firmado o no cumplido, el ítem que corresponde al Capítulo 76 de Pratt & Whitney, ítem 12. (Engine: Perform maximun Ng topping check). El formulario de cumplimiento de Special Inspection de 1200 Horas / 24 meses de operación e componentes se encuentra sin ser firmado o no cumplido, el ítem que corresponde a la referencia BHT-ALL-SPM; ítem 4 del MAIN ROTOR DRAG BRACE, 204-011-140. De acuerdo al Manual General de Mantenimiento 135/133, Capítulo 2, página 7, ítem 2.14 Liberación al servicio de mantenimiento establece que la liberación se realizará luego de la revisión de los historiales de mantenimiento; procedimiento que no se cumplió debido a que faltaron las firmas en los ítems de los formularios de inspección anteriormente anotados. De acuerdo al Manual de estación de Reparación 145, Capítulo V, página 20, ítem 5.27 y 5.27.1 Inspección final, Liberación y despacho al servicio y Declaración de liberación de mantenimiento establece que la liberación se realizará luego de la revisión de los historiales de mantenimiento; procedimiento que no se cumplió debido a que faltaron las firmas en los ítems de los formularios de inspección anteriormente anotados. 2. ANALISIS 2.1. Factor Material.El examen de la estructura, controles de vuelo, sistemas y motores no evidenció ninguna falla previa al accidente. 2.2. Factor Meteorológico.De acuerdo a los informes meteorológicos emitidos por la oficina del Centro de Análisis y Pronóstico del aeropuerto “Mariscal Sucre, se puede determinar que los vientos son relativamente suaves con velocidades de 3 a 4 nudos y una componente horizontal proveniente del norte, también se puede observar que el cielo se encontraba parcialmente nublado a 4000 pies de altura, sin la presencia de nubosidad de desarrollo vertical que pudiera afectar a las operaciones aéreas, esto se corrobora con el análisis realizado a las imágenes de satélite del día 25 de noviembre del presente año entre las 15:45 y 16:45 UTC., obtenidas del satélite GOES 12. A pesar de que el sitio del accidente se encuentra aproximadamente a unos 5 Km. de distancia, podemos decir que éstas condiciones meteorológicas, son representativas del lugar.

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De las declaraciones realizadas a las diferentes personas se determina que el viento era relativamente calmo. 2.3. Factor Humano.2.3.1. Planificación del vuelo De acuerdo con las versiones de personal de Aeromaster, el vuelo estaba previsto para efectuarse en cuanto la tripulación estuviera disponible luego de que llegue con otra aeronave que iba a entrar a mantenimiento. Para el efecto la compañía Aeromaster emitió el Memorandum Operacional 350O-AMSA-2011 (AUX) del 24 de noviembre de 2011, mediante el cual se disponía que los señores Patricio Villalba y Jorge Villegas realicen el vuelo de traslado del helicóptero Bell 212 matrícula HC-CHD, desde Shell hasta la base de Quito; se pongan disposición del departamento de Mantenimiento para realizar el vuelo de prueba del helicóptero Bell 212 matrícula HC-CLH, y proceda a su traslado hacia el Coca. Durante la preparación del helicóptero, el copiloto estuvo supervisando la carga de combustible y solicitó que fuera llenado al máximo de su capacidad. No se realizó ningún brieffing previo al vuelo. Tampoco se escucha ningún brieffing en el grabador de voces, aunque es necesario aclara que algunas porciones estaban ininteligibles, no hay indicios de que se haya cumplido este procedimiento. El personal a bordo tampoco recibió un brieffing antes del despegue. 2.3.2. Peso de despegue El peso y balance fue preparado por un personero de la oficina de operaciones, pero de acuerdo con su testimonio e informe, fue el copiloto quien le dictó los datos, limitándose a pasar los datos al formulario respectivo. El peso de despegue se anotó como 8.492 libras, y constan como datos de peso máximo 11.200 libras y como máximo de despegue a 20ºC un peso 10.500 libras. El peso real de despegue era de 9.005 libras. 2.3.3. Maniobra de despegue El despegue se inicia con una maniobra de rotación hacia los 38 grados y un ascenso casi vertical hasta los 45 pies aproximadamente, luego el helicóptero empieza a desplazarse hacia adelante. El diámetro de este helicóptero es de 14,96 metros (49,07 pies), es decir hasta esta altura el helicóptero y mientras se mantuviera sobre la superficie se encontraría dentro del efecto suelo, fenómeno aerodinámico que le proporciona un valor cercano al 7% adicional de sustentación.

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Sin embargo conforme se iba acercando al borde de la quebrada, el efecto suelo va desapareciendo hasta que se termina cuando se encuentra sobre la depresión. Durante todo el tiempo en que estaba realizando el vuelo estacionario las revoluciones del rotor se mantuvieron en 101%, hasta el momento 1:05 de la grabación en que inicia el despegue, luego de lo cual empezaron a disminuir. 2.3.4. Análisis Acústico CVR Del análisis de las grabaciones de audio y video que fueron tomadas con el teléfono celular de un empleado de la CIA. y, del audio del CVR, específicamente del micrófono de área y basados en el estudio del espectro de sonido, se puede determinar que las revoluciones del rotor se redujeron tan pronto el helicóptero empezó a salir del vuelo estacionario en efecto suelo. Las velocidades del generador de gas subieron ligeramente y las revoluciones del rotor cayeron rápidamente hasta el momento del impacto.

2.3.5. Retorno al helipuerto Al momento en que el piloto sintió la pérdida de revoluciones, decidió que era más seguro tratar de retornar al helipuerto, pues al frente tenía obstáculos y el espacio para un aterrizaje de emergencia era muy limitado. Esta decisión podría considerarse acertada considerando las características del terreno sobre el que volaba en ese momento, quebrada sinuosa cubierta de árboles, que no permitía que el piloto baje la nariz de la aeronave y vuele hacia adelante para ganar velocidad y solventar la emergencia. Además, en caso de sobrepasar los árboles, hacia el lado derecho de la ruta de despegue, hay, a más de los árboles, postes de alumbrado eléctrico y viviendas. 3. CAUSA PROBABLE.La Junta Investigadora estima que el accidente se produjo, debido a que el despegue se continuó a pesar de la pérdida de revoluciones al momento de iniciar el ascenso, la que no fue advertida oportunamente por la tripulación. 4. RECOMENDACIONES.4.1. En los registros de mantenimiento revisados como parte de la investigación del accidente de la aeronave se encuentran registros de mantenimiento no llenados completamente; es el caso de dos ítems faltantes, uno en el formulario Schedule Component Inspection de 600 Horas / 12 meses y otro en el formulario 1200 Horas / 24 meses; por lo tanto se recomienda que el TMAE AMSA cumpla rigurosamente con lo que establecen los procedimientos del MGM y el MPT de Aeromaster en cuanto al llenado de

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los registros de mantenimiento, previo a la liberación al servicio de las aeronaves. 4.2. Se recomienda que el Inspector (PMI) designado a la compañía Aeromaster verifique con mayor prolijidad los registros en los formularios utilizados en el cumplimiento de las inspecciones de las aeronaves. 4.3. Que se realice una nueva evaluación de las condiciones físicas del helipuerto de Aeromaster ubicado en la Avenida Córdova Galarza de la ciudad de Quito, pues en la investigación del accidente, la Junta Investigadora determinó que sus condiciones no guardan conformidad con lo estipulado por la OACI. 4.4. Que se reitere a todo el personal de la compañía la obligación de planificar los vuelos de acuerdo con las disponibilidades de personal, cumpliendo los procedimientos establecidos para el despacho y las obligaciones que correspondan a cada una de las áreas involucradas en la operación. 4.5. Que se reitere a los tripulantes de vuelo la obligación de cumplir los procedimientos de coordinación del trabajo, particularmente el monitoreo constante de los instrumentos de vuelo especialmente en las fases de despegue y aterrizaje. 4.6. Que se implemente en las RDAC una disposición a fin de que sea obligatorio el uso de casco por parte de los pilotos de helicóptero y de los de aviones monomotores en la región oriental.

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