Partie V, Manuel de navigabilité Chapitre 523, Sous-chapitre A & B

Règlement de l'aviation canadien (RAC) 2017-2

dernière révision du contenu : 2009/12/01

Préambule

SOUS-CHAPITRES

  • A (523.1-523.3),
  • B (523.21-523.253),
  • C (523.301-523.575),
  • D (523.601-523.871),
  • E (523.901-523.1203),
  • F (523.1301-523.1461),
  • G (523.1501-523.1589)

APPENDICES

A, B, C, D, E, F, G, H, I, J

(2002/03/01; pas de version précédente)

SOUS-CHAPITRE A GÉNÉRALITÉS

523.1 Applicabilité
(modifié 2009/12/01; version précédente)

  1. a) Ce chapitre contient les normes de navigabilité pour la délivrance des homologations de type et des changements à ces certificats de type, pour les avions des catégories normale, utilitaire, acrobatique et navette.
    (modifié 2009/12/01; version précédente)

  2. b) Réservé.
    (modifié 2009/12/01; version précédente)

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j 523-3) (92-01-02))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.2 Exigences rétroactives spéciales

  1. a) Sous réserve des exigences du RAC 605.24, et indépendamment de la base d'un certificat de type, chaque avion à usage ordinaire, à usage général et acrobatique ayant neuf sièges de passagers ou moins, à l'exclusion des sièges de pilotes, construit après le 12 décembre 1986, ou tout avion étranger entrant dans ces catégories pour l'entrée au Canada doit comprendre une ceinture et des bretelles de sécurité pour chaque siège faisant face à l'avant ou à l'arrière afin de protéger l'occupant contre des blessures graves à la tête lorsqu'il est soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes indiqués en 523.561 b)(2) de ce chapitre, ou d'assurer la protection de l'occupant spécifiée en 523.562 de ce chapitre lorsque cette section s'applique à l'avion. Dans les cas où les sièges sont disposés autrement, l'ensemble de retenue sur le siège doit être conçu pour assurer un degré de protection de l'occupant équivalant à celui assuré par les sièges faisant face à l'avant ou à l'arrière et munis d'une ceinture et de bretelles de sécurité.

  2. b) Chaque ensemble de bretelles posé au poste d'un membre d'équipage de conduite, comme l'exige la présente section, doit permettre au membre d'équipage, lorsqu'il est assis et qu'il a bouclé la ceinture et les bretelles de sécurité, d'exécuter toutes les fonctions nécessaires au vol.

  3. c) Aux fins de la présente section, la date de construction est :

    1. (1) La date d'approbation de l'inspection portée aux dossiers, ou son équivalant, indiquant que l'avion est complet et se conforme aux données de conception d'un certificat de type approuvées par le Ministre; ou

    2. (2) Dans le cas d'un avion de construction étrangère, la date à laquelle les autorités étrangères concernées certifient que l'avion est complet et délivrent un certificat original normalisé de navigabilité, ou l'équivalent dans ce pays.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))

(M. à j. 523-5)

523.3 Catégories d'avions

  1. a) La catégorie normale est limitée aux avions qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse au décollage certifiée maximale de 5 700 Kkg (12 566 lb) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation non acrobatique. L'utilisation non acrobatique inclut :

    FAR :

    (a) La catégorie normale est limitée aux avions qui ont à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse de décollage certifiée maximale de 12 500 livres (5 670 kg) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation non acrobatique. L'utilisation non acrobatique inclut :

    1. (1) Toute manoeuvre survenant en vol normal;

    2. (2) Les décrochages (à l'exception des décrochages dynamiques); et

    3. (3) Les 8 paresseux, les chandelles et les virages serrés dans lesquels l'angle d'inclinaison n'est pas supérieur à 60°.

  2. b) La catégorie utilitaire est limitée aux avions qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse au décollage certifiée maximale de 5 700 kg (12 566 lb) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation acrobatique limitée. Les avions certifiés dans la catégorie utilitaire peuvent être utilisés dans l'une quelconque des utilisations couvertes par le paragraphe a) de cette section et dans les utilisations acrobatiques limitées. L'utilisation acrobatiques limitée inclut :.

    FAR :

    (b) La catégorie utilitaire est limitée aux avions qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse au décollage certifiée maximale de 12 500 livres (5 670 kg) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation acrobatique limitée. Les avions certifiés dans la catégorie utilitaire peuvent être utilisés dans l'une quelconque des utilisations couvertes par le paragraphe (a) de cette section et dans les utilisations acrobatiques limitées. L'utilisation acrobatique limitée inclut :-

    1. (1) Les vrilles (si elles sont approuvées pour le type particulier d'avion) et;

    2. (2) Les 8 paresseux, les chandelles et les virages serrés, ou manoeuvres similaires, dans lesquels l'angle d'inclinaison est supérieur à 60°, mais non supérieur à 90°.

  3. c) La catégorie acrobatique est limitée aux avions qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse au décollage certifiée maximale de 5 700 kg (12 566 lb) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation sans restrictions autres que celles montrées nécessaires à la suite des essais en vol exigés.

    FAR :

    (c) La catégorie acrobatique est limitée aux avions qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, neuf places assises ou moins, une masse au décollage certifiée maximale de 12 500 livres (5 670 kg) ou moins, et qui sont destinés à une utilisation sans restriction autres que celles montrées nécessaires à la suite des essais en vol exigés.

  4. d) La catégorie navette est limitée aux avions multimoteurs qui ont, à l'exclusion des sièges pilotes, 19 places assises ou moins, et une masse au décollage certifiée maximale de 8 618kg (19 000 livres) ou moins.
    (en vigueur 2016/08/04)

  5. e) À l'exception de la catégorie navette, les avions peuvent être certifiés dans plus d'une catégorie, si les exigences de chaque catégorie demandée sont satisfaites.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

SOUS-CHAPITRE B VOL - GÉNÉRALITÉS

523.21 Preuve de conformité

  1. a) Chaque exigence de ce sous-chapitre doit être satisfaite pour chaque combinaison appropriée de masse et de centrage dans le domaine des conditions de chargement pour lesquelles le certificat de type est demandé. Ceci doit être montré :

    1. (1) Par des essais sur un avion du type pour lequel la certification est demandée, ou par des calculs basés sur les résultats d'essais et d'une précision égale à ces résultats; et

    2. (2) Par une étude systématique de chaque combinaison probable de masse et de centrage, si la conformité ne peut être raisonnablement déduite des combinaisons examinées.

  2. b) Les tolérances générales suivantes sont admises au cours des essais en vol. Cependant, des tolérances plus larges peuvent être autorisées pour des essais particuliers : (voir le tableau ci-dessous)

Caractéristiques Tolérances
Masse + 5%, -10%
Cas critiques affectés par la masse + 5%, -1%
Centrage + 7% course totale

523.23 Limites de répartition de charge

  1. a) Les limites de masse et de centrage à l'intérieur desquelles l'avion peut être exploité sans danger doivent être établies. Si une combinaison de masse et de centrage n'est permise qu'à l'intérieur de certaines limites de répartition de charges latérales, qui peuvent être dépassées par inadvertance, celles-ci doivent être précisées pour chaque combinaison de masse et de centrage.

  2. b) Les limites de répartition de charges ne doivent pas être supérieures ni à l'une ni à l'autre des limites suivantes :

    1. (1) Les limites sélectionnées;

    2. (2) Les limites établies de résistance structurale;

    3. (3) Les limites établies pour qu'il y ait conformité avec chacune des exigences de vol du présent sous-chapitre.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.25 Limites de masse

  1. a) Masse maximale. La masse maximale est la masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre (autre que celles ayant été satisfaites à la masse de calcul à l'atterrissage), est montrée. La masse maximale doit être établie, de telle sorte qu'elle soit :

    1. (1) Non supérieure à :

      1. (i) la masse la plus élevée choisie par le postulant; ou

      2. (ii) La masse maximale de calcul, qui est la masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque condition de charge structurale applicable de ce chapitre (autre que celles ayant été satisfaites à la masse de calcul à l'atterrissage) est montrée; ou

      3. (iii) la masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence applicable de vol est montrée, et

    2. (2) Non inférieure à la masse à laquelle :

      1. (i) tous les sièges étant occupés, on suppose une masse de 170 livres (77 kg) pour chaque occupant, pour les avions des catégories normale et navette, et de 190 livres (86 kg) pour les avions des catégories utilitaire et acrobatique (à moins que des poids inférieurs ne soient précisés sur des affichettes pour les sièges autres que celui du pilote); et

        1. (A) les réservoirs d'huile sont pleins, et

        2. (B) la quantité de carburant est au moins suffisante pour permettre une demi-heure de fonctionnement dans le cas des avions autorisés VFR de jour ou quarante-cinq minutes de fonctionnement pour les avions autorisés VFR de nuit ou IFR, à la puissance maximale continue; ou

      2. (ii) Équipage minimal exigé, et plein complet des réservoirs de carburant et d'huile.

  2. b) Masse minimale. La masse minimale (masse la plus faible à la quelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre est montrée) doit être établie de sorte qu'elle ne soit pas supérieure à la somme de :

    1. (1) La masse à vide déterminée selon la 523.29;

    2. (2) La masse de l'équipage minimal exigé (en admettant une masse de 170 livres (77 kg) pour chaque membre d'équipage); et

    3. (3) La masse égale :

      1. (i) Pour les avions propulsés par turboréacteurs, à 5% de la capacité totale de carburant, pour la disposition particulière des réservoirs de carburant, qui est examinée, et

      2. (ii) Pour les autres avions, au carburant nécessaire pour une demi-heure de fonctionnement à la puissance maximale continue.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.29 Masse à vide et centrage correspondant

  1. a) La masse à vide et le centrage correspondant doivent être déterminés par la pesée de l'avion avec :

    1. (1) Le lest fixe;

    2. (2) Le carburant inutilisable déterminé selon la 523.959; et

    3. (3) Le plein en fluides de fonctionnement, comprenant :

      1. (i) L'huile;

      2. (ii) Le fluide hydraulique; et

      3. (iii) Les autres fluides exigés pour le fonctionnement normal des systèmes de l'avion, excepté l'eau potable, l'eau sous pression à l'usage des lavabos et l'eau destinée à l'injection dans les moteurs.

  2. b) La condition de l'avion au moment de la détermination de sa masse à vide, doit être une condition bien définie et qui peut être aisément reproduite.

523.31 Lest amovible

Du lest amovible peut être utilisé pour montrer la conformité aux exigences de vol de ce sous-chapitre, si :

  1. a) L'emplacement pour le transport du lest est correctement conçu et aménagé et est marqué selon la 523.1557; et

  2. b) Des instructions sont contenues dans le Manuel de vol de l'avion, dans les textes de manuels approuvés, ou dans les repères et plaques indicatrices, pour l'emplacement correct du lest amovible dans chaque condition de charge pour laquelle le lest amovible est nécessaire.

523.33 Limites de vitesses de rotation et de pas de l'hélice

  1. a) Généralités. La vitesse de rotation et le pas de l'hélice doivent être limités à des valeurs qui assureront un fonctionnement sans danger dans les conditions normales d'utilisation.

  2. b) Hélices non contrôlables en vol. Pour chaque hélice dont le pas ne peut pas être commandé en vol :

    1. (1) Au cours du décollage et de la montée initiale à la vitesse de montée tous moteurs en fonctionnement stipulée à la section 523.65; l'hélice doit limiter le nombre de tours/min du moteur, à plein gaz ou à la pression d'admission maximale autorisée au décollage, à une vitesse non supérieure au nombre de tours/min maximal autorisé au décollage; et

    2. (2) Au cours d'une descente, gaz réduits à fond, à VNE, l'hélice ne doit pas provoquer une vitesse moteur supérieure à 110 pour cent de la vitesse de rotation maximale continue.

  3. c) Hélices à pas commandé, sans commandes de vitesse constante. Chaque hélice qui peut être commandée en vol, mais qui n'a pas de commande de vitesse constante, doit comporter un moyen pour limiter la plage de pas, de façon que :

    1. (1) Le plus petit pas possible permette la conformité au paragraphe b)(1) de cette section; et

    2. (2) Le plus grand pas possible permette la conformité au paragraphe b)(2) de cette section.

  4. d) Hélices à pas commandé, avec commande de vitesse constante. Chaque hélice à pas commandé, avec commande de vitesse constante, doit comporter :

    1. (1) Lorsque le régulateur est en fonctionnement, un moyen sur ce régulateur pour limiter la vitesse maximale du moteur au nombre de tours maximal autorisé au décollage; et

    2. (2) Lorsque le régulateur est en panne, les pales étant calées au plus petit pas possible, la pression d'admission de décollage étant affichée et l'avion étant stationnaire en condition de vent nul:

      1. (i) Soit un moyen pour limiter le régime maximal du moteur à 103% du régime maximal autorisé au décollage,

      2. (ii) Soit, dans le cas d'un moteur autorisé pour le sur-régime, un moyen de limiter le régime maximal du moteur et celui de l'hélice pour qu'ils ne dépassent pas le sur-régime maximum autorisé.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

Performances

523.45 Généralités

  1. a) Sans spécification contraire, les exigences de performances de ce chapitre doivent être satisfaites :

    1. (1) en air calme et dans les conditions atmosphériques standard; et

    2. (2) dans les conditions atmosphériques ambiantes, pour les avions de la catégorie navette, pour les avions à moteurs à pistons qui ont une masse maximale de plus de 6 000 livres, et pour les avions propulsés par turbomachines.

  2. b) Les données de performances doivent être déterminées dans au moins les plages de conditions suivantes :

    1. (1) les altitudes aéroports entre le niveau de la mer et 10 000 pieds; et

    2. (2) dans le cas des avions à moteurs à pistons qui ont une masse maximale de 6 000 livres, ou moins, de la température type jusqu'à 30°C au-dessus de cette température; ou

    3. (3) dans le cas des avions à moteurs à pistons qui ont une masse maximale de plus de 6 000 livres, et pour les avions propulsés par turbomachines, de la température type jusqu'à 30°C au-dessus de cette température, ou la température ambiante à laquelle on a démontré la conformité avec les aménagements prévus pour le refroidissement aux sections 523.1041 à 523.1047, si cette température est plus basse.

  3. c) Les données de performances doivent être déterminées avec les mêmes réglages des volets de capot ou des autres dispositifs de régulation de l'alimentation en air de refroidissement des moteurs que ceux utilisés dans les essais de refroidissement exigés par les sections 523.1041 à 523.1047.

  4. d) La poussée de propulsion disponible doit correspondre à la puissance du moteur, ne dépassant pas la puissance approuvée, diminuée :

    1. (1) des pertes de l'installation; et

    2. (2) de la puissance absorbée par les accessoires et les servitudes appropriés aux conditions atmosphériques ambiantes particulières et à la condition de vol particulière.

  5. e) Les performances, qui sont influencées par la puissance ou la poussée du moteur, doivent être établies en fonction d'une humidité relative :

    1. (1) de 80 pour cent à la température type et au-dessous; et

    2. (2) à partir de 80 pour cent, à la température type, une baisse linéaire jusqu'à 34 pour cent à la température type augmentée de 50°F.

  6. f) Sauf indication contraire, pour déterminer la distance de décollage et la distance d'atterrissage, les changements de configuration de l'avion, de vitesse, de distance et de puissance doivent être effectués conformément aux procédures établies par le postulant pour l'exploitation en service. Ces procédures doivent pouvoir être exécutées de façon efficace par un équipage de compétence moyenne dans des conditions atmosphériques que l'on peut raisonnablement prévoir rencontrer en service.

  7. g) Les données suivantes, selon le cas, doivent être déterminées sur une piste dure, sèche et lisse :

    1. (1) la distance de décollage du paragraphe 523.53(b);

    2. (2) la distance accélération-arrêt de la section 523.55;

    3. (3) la distance de décollage et de course au décollage de la section 523.59; et

    4. (4) la distance d'atterrissage de la section 523.75.

      Note :

      L'effet sur ces distances d'exploitation d'autres types de surfaces (par exemple, herbe, gravier) lorsqu'elles sont sèches, peut être déterminé ou déduit et ces surfaces peuvent être listées dans le manuel de vol de l'avion conformément au paragraphe 523.1583(p).

  8. h) Pour les avions à réaction multiréacteurs de plus de 2720 kg (6 000 livres) des catégories normale, utilitaire et acrobatique et les avions de la catégorie navette, les conditions suivantes s'appliquent également:
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) Sauf indication contraire, le postulant doit choisir les configurations de décollage, de vol en route, d'approche et d'atterrissage applicables à l'avion.

    2. (2) La configuration de l'avion peut varier en fonction de la masse, de l'altitude et de la température, dans la mesure où ces facteurs sont compatibles avec les procédures d'exploitation requises à l'alinéa h)(3) de la présente section.

    3. (3) Sauf indication contraire, pour déterminer la performance au décollage, la trajectoire de vol au décollage, la distance d'accélération-arrêt, la distance de décollage et la distance d'atterrissage avec le moteur critique en panne, les changements de configuration de l'avion, de vitesse et de puissance doivent être effectués conformément aux procédures établies par le postulant pour l'exploitation en service.

    4. (4) Les procédures pour l'exécution des approches et atterrissages interrompus, associés avec les conditions prescrites à l'alinéa 523.67 c)(4) et au paragraphe 523.77 c) doivent être établies.

    5. (5) Les procédures établies conformément aux alinéas h)(3) et h)(4) du présent article doivent :

      1. (i) pouvoir être exécutées de façon efficace par un équipage de compétence moyenne, dans des conditions atmosphériques que l'on peut raisonnablement prévoir rencontrer en service;

      2. (ii) utiliser des méthodes ou des dispositifs sûrs et fiables; et

      3. (iii) inclure une marge pour tous retards raisonnablement prévus dans l'exécution des procédures.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.49 Vitesse de décrochage

  1. a) VSO (configuration des volets d'atterrissage sortis au maximum) et VS1 sont les vitesses de décrochage ou les vitesses minimales de vol stabilisé, en noeuds (CAS), auxquelles l'avion est contrôlable, avec:
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) pour les avions propulsés par moteurs à pistons, les moteurs au ralenti, les manettes de puissance réduites à fond ou à une puissance ne dépassant pas la puissance nécessaire pour la poussée nulle à une vitesse ne dépassant pas 110 pour cent de la vitesse de décrochage;

    2. (2) pour les avions propulsés par turbomachines, la poussée de propulsion ne doit pas être supérieure à zéro à la vitesse de décrochage, ou, si la poussée résultante n'a aucun effet appréciable sur la vitesse de décrochage, avec les moteurs au ralenti et les manettes de puissance fermées;

    3. (3) les hélices en position de décollage;

    4. (4) l'avion dans la condition existant pour l'essai au cours duquel VSO et VS1 sont utilisées;

    5. (5) le centre de gravité dans la position qui résulte dans les valeurs les plus élevées de VSO et VS1; et

    6. (6) la masse utilisée lorsque VSO et VS1 sont utilisées comme facteurs pour déterminer la conformité à une norme de performance exigée.

  2. b) VSO et VS1 doivent être déterminées par des essais en vol, en utilisant la procédure recommandée et en répondant aux caractéristiques de vol spécifiés au paragraphe 523.201.

  3. c) À l'exception de ce qui est indiqué au paragraphe d) du présent article, VSO à la masse maximale ne doit pas être supérieure à 61 noeuds pour:
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) des avions monomoteurs; et

    2. (2) des avions multimoteurs d'une masse maximale de 6 000 livres ou moins, qui ne peuvent satisfaire au taux de montée minimal spécifié à l'alinéa 523.67 a)(1), avec le moteur critique en panne.

  4. d) Tous les monomoteurs, et les multimoteurs dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, qui ont une Vso VSO supérieure à 61 noeuds, et qui ne satisfont pas aux exigences de l'alinéa 523.67a)(1), doivent être conformes au paragraphe 523.562 d).

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.51 Vitesses de décollage
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la vitesse de rotation, VR est la vitesse à laquelle le pilote sollicite les commandes dans le but d'arracher l'avion de la surface de la piste ou du plan d'eau.

    1. (1) Pour les avions multimoteurs terrestres, VR ne doit pas être inférieure à la plus grande des deux valeurs suivantes, 1,05 VMC ou 1,1 VS1.

    2. (2) Pour les avions monomoteurs terrestres, VR ne doit pas être inférieure à VS1.

    3. (3) Pour les hydravions et les avions amphibies lorsqu'ils décollent d'un plan d'eau, VR peut être toute vitesse établie comme étant une vitesse de sécurité dans toutes les conditions raisonnablement envisagée, y compris en cas de turbulence et de panne totale du moteur critique.

  2. b) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la vitesse, lorsqu'ils atteignent une hauteur de 50 pieds au-dessus de la surface de décollage, ne doit pas être inférieure à ce qui suit :

    1. (1) Pour les multimoteurs, la plus grande des valeurs qui suivent :

      1. (i) toute vitesse établie comme étant une vitesse de sécurité à laquelle poursuivre le vol (ou effectuer un atterrissage au point de départ, si celui-ci s'impose) dans toutes les conditions raisonnablement envisagée, y compris en cas de turbulences et de panne totale du moteur critique;

      2. (ii) 1,1 VMC; ou

      3. (iii) 1,2 VS1.

    2. (2) Pour les monomoteurs, la plus grande des valeurs qui suivent :

      1. (i) toute vitesse établie comme étant une vitesse de sécurité dans toutes les conditions raisonnablement envisagée, y compris en cas de turbulences et de panne moteur totale; ou

      2. (ii) 1,2 VS1.

  3. c) Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les aéronefs de la catégorie navette, ce qui suit s'applique:
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) V1 doit être établie par rapport à VEF de la façon suivante :

      1. (i) VEF est la vitesse corrigée à laquelle le moteur critique est censé tomber en panne. VEF doit être choisie par le postulant mais ne doit pas être inférieure à 1,05 VMC établie conformément au paragraphe 523.149 b) ou, non inférieure à la VMCG établie conformément au paragraphe 523.149 f).

      2. (ii) La vitesse de décision de décollage, V1, est la vitesse corrigée au sol à laquelle, à la suite d'une panne moteur ou pour toute autre raison, le pilote est censé avoir décidé de continuer ou d'interrompre le décollage. La vitesse de décision de décollage V1 doit être choisie par le postulant mais ne doit pas être inférieure à VEF plus la vitesse atteinte lorsque le moteur critique ne fonctionne pas pendant l'intervalle de temps entre l'instant où le moteur critique cesse de fonctionner et celui où le pilote reconnaît la panne moteur et réagit en effectuant la première réduction des gaz pendant l'accélération-arrêt déterminée selon le paragraphe 523.55.

    2. (2) La vitesse de rotation VR, exprimée en vitesse corrigée, doit être choisie par le postulant et ne doit pas être inférieure à la plus grande des valeurs suivantes :

      1. (i) V1;

      2. (ii) 1,05 VMC établie conformément au paragraphe 523.149 b);

      3. (iii) 1,1 VS1; ou

      4. (iv) la vitesse établie conformément à l'alinéa 523.57 c)(2) pour permettre d'atteindre la vitesse de montée initiale V2, avant d'atteindre une hauteur de 35 pieds; au-dessus de la surface de décollage.

    3. (3) Pour tout autre ensemble de conditions telles que la masse, l'altitude, la configuration et la température, une valeur unique de VR doit être utilisée pour montrer la conformité à la fois pour le décollage avec un moteur en panne et pour le décollage avec tous les moteurs en état de fonctionnement.

    4. (4) La vitesse de sécurité de décollage V2, exprimée en vitesse corrigée, doit être choisie par le postulant de sorte qu'elle permette l'angle de montée requis par les alinéas 523.67c)(1) et c)(2), sans être inférieure à 1,1 VMC ni à 1,2 VS1.

    5. (5) La distance de décollage avec le moteur en panne, utilisant un taux normal de rotation, à une vitesse inférieure de 5 noeuds à VR, est établie conformément à l'alinéa c)(2) du présent article, et ne doit pas dépasser la distance de décollage correspondante pour le moteur en panne, déterminée conformément au paragraphe 523.57 et à l'alinéa 523.59 a)(1), utilisant la VR établie. Le décollage, par ailleurs déterminé conformément au paragraphe 523.57, doit être poursuivi en toute sécurité au point auquel l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage à une vitesse qui ne soit pas inférieure de plus de 5 noeuds à la vitesse V2 établie.

    6. (6) Le postulant doit montrer, avec tous les moteurs en état de fonctionnement, que les augmentations marquées des distances de décollage prévues, déterminées conformément à l'alinéa 523.59 a)(2), ne résultent pas d'une rotation excessive de l'avion ni d'un mauvais réglage des compensateurs.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.53 Performances de décollage

  1. a) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la distance de décollage doit être déterminée conformément au paragraphe b) du présent article, à l'aide des vitesses déterminées conformément aux paragraphes 523.51 a) et b).

  2. b) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la distance exigée pour décoller et grimper à une hauteur de 50 pieds au-dessus de la surface de décollage doit être déterminée pour chaque donnée de masse, d'altitude et de température dans les limites d'exploitation établies pour le décollage avec:

    1. (1) les moteurs fonctionnant à la puissance de décollage;

    2. (2) les volets d'aile en position de décollage; et

    3. (3) le train d'atterrissage sorti.

  3. c) Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, les performances de décollage, telle qu'exigées aux articles 523.55 à 523.59, doivent être déterminées avec les moteurs fonctionnant dans les limites d'exploitation approuvées.
    (en vigueur 2016/08/04)

(M. à j. 523--1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.55 Distance accélération-arrêt

Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, la distance d'accélération-arrêt doit être déterminée de la façon suivante :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) La distance d'accélération-arrêt est la somme des distances nécessaires pour :

    1. (1) faire accélérer l'avion d'un point de départ arrêté jusqu'à VEF avec tous les moteurs en fonctionnement;

    2. (2) faire accélérer l'avion de VEF jusqu'à V1, en supposant une panne du moteur critique à VEF; et

    3. (3) immobiliser l'avion à partir du point où V1 est atteinte.

  2. b) Des moyens autres que les freins de roue peuvent être utilisés pour déterminer la distance d'accélération-arrêt, si ces moyens :

    1. (1) sont sûrs et fiables;

    2. (2) sont utilisés de façon à assurer des résultats constants dans les conditions de fonctionnement normal prévu; et

    3. (3) sont tels qu'ils n'exigent pas une compétence exceptionnelle pour commander l'avion.

(M. à j. 523--1 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.57 Trajectoire de décollage

Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg ( 000 livres) et les avions de la catégorie navette, la trajectoire de décollage doit être la suivante :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) La trajectoire de décollage va d'un point de départ arrêté jusqu'à un point dans le processus de décollage auquel l'avion se trouve à 1 500 pieds au-dessus de la surface de décollage, hauteur maximale à laquelle la transition de la configuration de décollage à la configuration en route doit être terminée; et

    1. (1) La trajectoire de décollage doit être basée sur les procédures prescritesprocédures prescrites dans la section 523.45;

    2. (2) on peut faire accélérer l'avion au sol jusqu'à VEF, vitesse à laquelle le moteur critique doit être coupé et resté arrêté pour le reste du décollage; et

    3. (3) après avoir atteint VEF, l'avion doit accélérer jusqu'à V2.

  2. b) Au cours de l'accélération jusqu'à la vitesse V2, le train avant doit être levé au-dessus du sol à une vitesse qui ne soit pas inférieure à VR. Cependant, la rentrée du train d'atterrissage ne doit pas être commandée tant que l'avion n'est pas en sustentation.

  3. c) Au cours de la détermination de la trajectoire de décollage, conformément aux paragraphes (a) et (b) de la présente section :

    1. (1) La pente de la partie de la trajectoire de décollage qui se trouve en l'air ne peut être négative en aucun point;

    2. (2) l'avion doit atteindre V2 avant d'arriver à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, et doit continuer à une vitesse aussi pratique que possible sans être inférieure à V2 jusqu'à ce qu'il soit à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage;

    3. (3) À chaque point le long de la trajectoire de décollage en commençant au point auquel l'avion atteint 400 pied au-dessus de la surface de décollage, la pente disponible de montée ne doit pas être inférieure à :

      1. (i) 1,2 pour cent pour les bimoteurs;

      2. (ii) 1,5 pour cent pour les trimoteurs;

      3. (iii) 1,7 pour cent pour les quadrimoteurs; et

    4. (4) Sauf pour la rentrée du train et la mise en drapeau automatique des hélices, la configuration de l'avion ne doit pas être changée et aucun changement de puissance ou de poussée, nécessitant une action de la part du pilote, ne doit être exécuté tant que l'avion ne se trouve pas à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage.

  4. d) La trajectoire de décollage jusqu'à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage doit être déterminée par un décollage continu.

  5. e) La trajectoire de décollage jusqu'à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage doit être déterminée par une synthèse des segments; et

    1. (1) Les segments doivent être clairement définis et doivent être appariés aux changements distincts de configuration, de puissance et de vitesse;

    2. (2) La masse de l'avion, la configuration et la puissance doivent être considérées constantes tout au long de chaque segment et doivent correspondre à la condition la plus critique du segment; et

    3. (3) La trajectoire de vol stabilisée au décollage doit être basée sur la performance de l'avion sans utilisation de l'effet de sol.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.59 Distance de décollage et course au décollage
(en vigueur 2016/08/04)

Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, la distance de décollage et, au choix du postulant, la course au décollage, doivent être déterminées.
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) La distance de décollage est la plus grande des valeurs suivantes :

    1. (1) La distance horizontale le long de la trajectoire de décollage à partir du début du décollage jusqu'au point où l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage;, tel que déterminé dans la section 523.57; ou

    2. (2) Avec tous les moteurs en fonctionnement, 115 pour cent de la distance horizontale à partir du début du décollage jusqu'à un point où l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, tel que déterminé par une procédure conforme à la section 523.57.

  2. b) Si la distance de décollage comprend un prolongement dégagé, la course de décollage est la plus grande des valeurs suivantes :

    1. (1) la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage à partir du point de départ de décollage jusqu'à un point équidistant entre le point de déjaugeage et le point auquel l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, tel que déterminé à la section 523.57; ou

    2. (2) avec tous les moteur en fonctionnement, 115 pour cent de la distance horizontale à partir du point de départ de décollage jusqu'à un point où l'avion se trouve à 35 pi au-dessus de la surface de décollage, déterminé par une procédure conforme à la section 523.57.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.61 Trajectoire en vol du décollage

Pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, la trajectoire en vol du décollage est déterminée comme suit :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) La trajectoire en vol du décollage commence à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage à la fin de la distance de décollage déterminée conformément à la section 523.59.

  2. b) Les données de trajectoire en vol du décollage nettes doivent être déterminées de façon à représenter les trajectoires de décollage réelles telles que déterminées conformément à la section 523.57 et au paragraphe a) de la présente section, réduite à chaque point par une pente égale à :

    1. (1) 0,8 pour cent pour les bimoteurs;

    2. (2) 0,9 pour cent pour les trimoteurs; et

    3. (3) 1 pour cent pour les quadrimoteurs.

  3. c) La réduction prescrite du taux de montée doit être appliquée comme une réduction équivalente d'accélération le long de cette partie de la trajectoire en vol du décollage à laquelle l'aéronef accélère en palier.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.63 Montée : généralités

  1. a) La conformité aux exigences des articles 523.65, 523.66, 523.67, 523.69 et 523.77 doit être démontrée :

    1. (1) hors de l'effet de sol; et

    2. (2) à des vitesses qui ne sont pas inférieures à celles utilisées pour démonter la conformité aux exigences de refroidissement du moteur dans les sections 523.1041 à 523.1047; et

    3. (3) sauf indication contraire, avec un moteur en panne, à un angle d'inclinaison non supérieur à 5 degrés.

  2. b) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, la conformité doit être montrée aux paragraphes 523.65 a) et 523.67 a) et, s'il y a lieu, au paragraphe 523.77 a) à la masse maximale au décollage ou à l'atterrissage, selon le cas, dans les conditions atmosphériques standard.

  3. c) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), les avions monomoteurs et multimoteurs à turbine, dont la masse maximale est de 2720 kg (6 000 livres) ou moins, des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la conformité doit être démontrée aux masses qui correspondent à l'altitude de l'aéroport et à la température ambiante, à l'intérieur des limites opérationnelles établies pour le décollage et l'atterrissage, respectivement, avec :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) le paragraphe 523.65 b) et l'alinéa 523.67 b)(1) et (2), s'il y a lieu; pour le décollage, et

    2. (2) l'alinéa 523.67 b)(2), s'il y a lieu, et le paragraphe 523.77 b); pour l'atterrissage.

  4. (d) Pour les avions multimoteurs à turbine des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), et les avions de la catégorie navette, la conformité doit être démontrée aux masses qui correspondent à l'altitude de l'aéroport et à la température ambiante, à l'intérieur des limites opérationnelles établies pour le décollage et l'atterrissage, respectivement, avec :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) les alinéas 523.67 c)(1), 523.67 c)(2) et 523.67 c)(3); pour le décollage, et

    2. (2) les alinéas 523.67 c)(3), 523.67 c)(4) et le paragraphe 523.77 c); pour l'atterrissage.

(M. à j. 523-5)

523.65 Montée : tous moteurs en fonctionnement

  1. a) Tous les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, doivent avoir un gradient stabilisé de montée au niveau de la mer d'au moins 8,3 pour cent pour les avions terrestres ou 6,7 pour cent pour les hydravions et les avions amphibies avec :

    1. (1) une puissance qui ne soit pas supérieure à la puissance maximale continue sur chaque moteur;

    2. (2) le train d'atterrissage rentré;

    3. (3) les volets d'aile en position de décollage; et

    4. (4) une vitesse de montée non inférieure à la valeur la plus élevée entre 1,1 Vmc VMC et 1,2 VS1 pour les avions multimoteurs et 1,2 VS1 pour les avions monomoteurs.

  2. b) Tous les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), les avions monomoteurs et multimoteurs à turbine, dont la masse maximale et de 2720 kg (6 000 livres) ou moins, des catégories normale, utilitaire et acrobatique, doivent avoir un gradient stabilisé de montée après le décollage d'au moins 4 pour cent avec :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) la puissance de décollage sur chaque moteur;

    2. (2) le train d'atterrissage sorti, sauf si le train peut être rentré dans sept secondes ou moins, auquel cas l'essai peut se faire train rentré;

    3. (3) les volets d'aile en position de décollage; et

    4. (4) une vitesse de montée telle que spécifiée à l'alinéa 523.65 a)(4).

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.66 Montée au décollage : un moteur en panne

Pour les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 6 000 livres, et pour les avions propulsés par turbomachines des catégories normale, utilitaire et acrobatique, le gradient stabilisé de montée ou de descente doit être déterminé pour chaque masse, altitude et température ambiante à l'intérieur des limites opérationnelles établies par le postulant avec :

  1. a) le moteur critique en panne et son hélice dans la position qu'elle prend rapidement et automatiquement en pareil cas;

  2. b) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

  3. c) le train d'atterrissage sorti, sauf si le train peut être rentré dans sept secondes ou moins, auquel cas l'essai peut se faire train rentré;

  4. d) les volets d'aile en position de décollage;

  5. e) les ailes de niveau; et

  6. f) une vitesse de montée égale à celle que l'avion a atteinte à 50 pieds dans la démonstration de la section 523.53.

(M. à j. 523-5)

523.67 Montée : un moteur en panne

  1. a) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, ce qui suit s'applique :

    1. (1) À l'exception des avions qui répondent aux exigences stipulées au paragraphe 523.562 d), chaque avion dont la VSO est supérieure à 61 noeuds doit être en mesure de maintenir un gradient stabilisé de montée d'au moins 1,5 pour cent à une altitude-pression de 5 000 pieds avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à une puissance non supérieure à la puissance maximale continue;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile rentrés; et

      5. (v) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

    2. (2) Pour les avions qui répondent aux exigences stipulées au paragraphe 523.562 d), ou dont la VSO est de 61 noeuds ou moins, le gradient stabilisé de montée ou de descente à une altitude-pression de 5 000 pieds doit être déterminé avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à une puissance non supérieure à la puissance maximale continue;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile rentrés; et

      5. (v) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

  2. b) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), et pour les avions à turbopropulseurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique :
    (EN VIGUEUR 2016/08/04)

    1. (1) Le gradient stabilisé de montée à une hauteur de 400 pieds au-dessus de la surface de décollage doit être d'au moins 1 pour cent avec :
      (EN VIGUEUR 2016/08/04)

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile en position de décollage; et

      5. (v) une vitesse de montée égale à celle que l'avion a atteinte à 50 pieds dans la démonstration du paragraphe 523.53.

    2. (2) Le gradient stabilisé de montée ne doit pas être inférieur à 0,75 pour cent à une hauteur de 1 500 pieds au-dessus de la surface de décollage ou d'atterrissage, selon le cas, avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à une puissance non supérieure à la puissance maximale continue;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile rentrés; et

      5. (v) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

  3. c) Pour les avions à réaction des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est inférieure ou égale à 2720 kg (6 000 livres) :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) Le gradient stabilisé de montée à une hauteur de 400 pieds au-dessus de la surface de décollage doit être d'au moins 1,2 pour cent avec :

      1. (i) le moteur critique en panne;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile en position de décollage;

      5. (v) une vitesse de montée égale à celle que l'avion a atteinte à 50 pieds dans la démonstration à l'article 523.53.

    2. (2) Le gradient stabilisé de montée ne doit pas être inférieur à 0,75 pour cent à une hauteur de 1 500 pieds au-dessus de la surface de décollage ou d'atterrissage, selon le cas, avec :

      1. (i) le moteur critique en panne;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à une puissance non supérieure à la puissance maximale continue;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile rentrés;

      5. (v) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

  4. d) Pour les avions à réaction des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, ce qui suit s'applique :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) Décollage : train d'atterrissage sorti. Le gradient stabilisé de montée à l'altitude de la surface de décollage doit avoir une valeur positive mesurable pour les bimoteurs, non inférieure à 0,3 pour cent pour les trimoteurs, ou 0,5 pour cent pour les quadrimoteurs avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position qu'elle prend rapidement et automatiquement en pareil cas;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

      3. (iii) le train d'atterrissage sorti, et toutes les trappes de train ouvertes;

      4. (iv) les volets d'aile en position de décollage;

      5. (v) les ailes de niveau; et

      6. (vi) une vitesse de montée égale à V2.

    2. (2) Décollage : train d'atterrissage rentré. Le gradient stabilisé de montée à une hauteur de 400 pieds au-dessus de la surface de décollage ne doit par être inférieur à 2,0 pour cent pour les bimoteurs, à 2,3 pour cent pour les trimoteurs, et de 2,6 pour cent pour les quadrimoteurs avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position qu'elle prend rapidement et automatiquement en pareil cas;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile en position de décollage; et

      5. (v) une vitesse de montée égale à V2.

    3. (3) En route. Le gradient stabilisé de montée à une altitude de 1 500 pieds au-dessus de la surface de décollage ou d'atterrissage, selon le cas, ne doit par être inférieur à 1,2 pour cent pour les bimoteurs, 1,5 pour cent pour les trimoteurs et 1,7 pour cent pour les quadrimoteurs avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à une puissance non supérieure à la puissance maximale continue;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile rentrés; et

      5. (v) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

    4. (4) Approche interrompue. Le gradient stabilisé de montée à une hauteur de 400 pieds au-dessus de la surface d'atterrissage ne doit par être inférieur à 2,1 pour cent pour les bimoteurs, à 2,4 pour cent pour les trimoteurs, et à 2,7 pour cent pour les quadrimoteurs, avec :

      1. (i) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

      2. (ii) le ou les moteurs restants à la puissance de décollage;

      3. (iii) le train d'atterrissage rentré;

      4. (iv) les volets d'aile en position d'approche dans laquelle VS1 pour cette position ne dépasse pas 110 pour cent de VS1 pour la configuration d'atterrissage correspondante avec tous les moteurs en fonctionnement; et

      5. (v) une vitesse de montée établie en fonction des procédures normales d'atterrissage mais non supérieure à 1,5 VS1.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.69 Montée et descente en route

  1. a) Tous les moteurs en fonctionnement. Le gradient et le taux de montée stabilisée doivent être déterminés pour chaque masse, altitude et température ambiante à l'intérieur des limites opérationnelles établies par le postulant avec :

    1. (1) une puissance non supérieure à la puissance maximale continue sur chaque moteur;

    2. (2) le train d'atterrissage rentré;

    3. (3) les volets d'aile rentrés; et

    4. (4) une vitesse de montée non inférieure à 1,3 VS1.

  2. b) Un moteur en panne. Le gradient et le taux de montée ou de descente stabilisée doivent être déterminés pour chaque masse, altitude et température ambiante à l'intérieur des limites opérationnelles établies par le postulant avec :

    1. (1) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

    2. (2) le ou les moteurs restants à pas plus que la puissance maximale continue;

    3. (3) le train d'atterrissage rentré; et

    4. (4) les volets d'aile rentrés; et

    5. (5) une vitesse de montée non inférieure à 1,2 VS1.

(M. à j. 523-5)

523.71 Vol plané : monomoteurs

La distance horizontale maximale parcourue en air calme, donnée en milles marins, par 1 000 pieds d'altitude perdus en vol plané, et la vitesse requise pour atteindre ce résultat doivent être déterminées avec le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale, et le train d'atterrissage ainsi que les volets d'aile dans la position la plus favorable possible.

(M. à j. 523-5)

523.73 Vitesse de référence d'approche à l'atterrissage

  1. a) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 2720 kg (6 000 livres) ou moins, la vitesse de référence d'approche à l'atterrissage, VREF, ne doit pas être inférieure à la plus grande valeur entre la VMC, déterminée au paragraphe 523.149 b) avec les volets d'aile sortis au maximum de leur position de décollage, et 1,3 VS1.
    (en vigueur 2016/08/04)

  2. b) Pour les avions à turbine dont la masse maximale est de 2720 kg (6 000 livres) ou moins, les avions à turbopropulseurs dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions propulsés par moteurs à pistons dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la vitesse de référence d'approche à l'atterrissage, VREF, ne doit pas être inférieure à la plus grande valeur entre la VMC, déterminée au paragraphe 523.149 c), et 1,3 VS1.
    (en vigueur 2016/08/04)

  3. c) Pour les avions à réaction des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et les avions de la catégorie navette, la vitesse de référence d'approche à l'atterrissage, VREF, ne doit pas être inférieure à la plus grande valeur entre 1,05 VMC, déterminée au paragraphe 523.149 c), et 1,3 VS1.
    (en vigueur 2016/08/04)

(M. à j. 523-5)

523.75 Distance d'atterrissage

La distance horizontale nécessaire pour atterrir et parvenir à un arrêt complet depuis un point situé à 50 pieds au-dessus de la surface d'atterrissage, doit être déterminée comme suit pour les températures standard pour chaque paramètre de masse et d'altitude à l'intérieur des limites opérationnelles établies pour l'atterrissage :

  1. a) une approche stabilisée à une vitesse non inférieure à la VREF, déterminée conformément aux paragraphes 523.73 a), b) ou c), selon le cas, doit être maintenue jusqu'à la hauteur de 50 pieds et :

    1. (1) L'approche stabilisée doit être à un gradient de descente ne dépassant pas 5,2 pour cent (3 degrés) jusqu'à la hauteur de 50 pieds.

    2. (2) En outre, un requérant peut démontrer à l'aide d'essais qu'un gradient d'approche stabilisée maximal plus prononcé que 5,2 pour cent, jusqu'à la hauteur de 50 pieds, est sécuritaire. Le gradient doit être établi comme une limite de fonctionnement, et les renseignements nécessaires pour afficher le gradient doivent être fournis au pilote par un instrument approprié.

  2. b) la configuration doit demeurer constante pendant toute la durée de la manoeuvre.

  3. c) L'atterrissage doit être fait sans accélération verticale excessive ni tendance au rebond, capotage, cheval de bois, marsouinage, ou cheval de bois à flot.

  4. d) Il doit être montré qu'une transition sans danger vers les conditions d'atterrissage interrompu du paragraphe 523.77 peut être réalisée à partir des conditions existant à la hauteur de 50 pieds, à la masse maximale à l'atterrissage, ou à la masse maximale à l'atterrissage déterminée pour l'altitude et la température utilisées aux alinéas 523.63 c)(2) ou d)(2), selon le cas.

  5. e) Le système de freinage doit être utilisé de façon à éviter toute usure excessive des freins ou des pneus.

  6. f) Un dispositif de décélération autre que les freins de roues peut être utilisé si ce dispositif :

    1. (1) est sûr et fiable; et

    2. (2) est utilisé de sorte que des résultats homogènes peuvent être escomptés en exploitation.

  7. g) Si un dispositif quelconque dépendant du fonctionnement d'un moteur est utilisé, et que la distance d'atterrissage augmenterait si un atterrissage était effectué alors que ce moteur ne fonctionne pas, il faut déterminer la distance d'atterrissage en tenant compte du non fonctionnement de ce moteur à moins que l'utilisation d'autres moyens de compensation se traduise par une distance d'atterrissage qui n'est pas plus grande que celle obtenue lorsque chaque moteur fonctionne.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))

(M. à j. 523-5)

523.77 Atterrissage interrompu

  1. a) Tous les avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, doivent être capables de maintenir un gradient stabilisé de montée au niveau de la mer d'au moins 3,3 pour cent avec :

    1. (1) la puissance de décollage sur chaque moteur;

    2. (2) le train d'atterrissage sorti;

    3. (3) les volets d'aile en position d'atterrissage, excepté que, si les volets peuvent être rentrés sans danger, en deux secondes ou moins, sans perte d'altitude et sans changement brusque de l'angle d'attaque, les volets peuvent être rentrés; et

    4. (4) une vitesse de montée égale à VREF, telle que définie au paragraphe 523.73 a).

  2. b) Tous les avions propulsés par moteurs à pistons et les avions propulsés par monomoteurs à turbine des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), et les avions multimoteurs à turbine, dont la masse maximale est de 2720 kg (6 000 livres) ou moins, et des catégories normale, utilitaire et acrobatique doivent être capables de maintenir un gradient stabilisé de montée d'au moins 2,5 pour cent avec :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) une puissance non supérieure à la puissance qui est disponible sur chaque moteur 8 secondes après l'amorce du mouvement sur les commandes de puissance à partir de la position de ralenti en vol minimal;

    2. (2) le train d'atterrissage sorti;

    3. (3) les volets d'aile en position d'atterrissage; et

    4. (4) une vitesse de montée égale à VREF, telle que définie au paragraphe 523.73(b).

  3. c) Tous les avions multimoteurs à turbine des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres), et tous les avions de la catégorie navette doivent être capables de maintenir un gradient stabilisé de montée d'au moins 3,2 pour cent avec :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) une puissance non supérieure à la puissance qui est disponible sur chaque moteur 8 secondes après l'amorce du mouvement sur les commandes de puissance à partir de la position de ralenti en vol minimal;

    2. (2) le train d'atterrissage sorti;

    3. (3) les volets d'aile en position d'atterrissage; et

    4. (4) une vitesse de montée égale à VREF, telle que définie au paragraphe 523.73 c).

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))

(M. à j. 523-5)

Caractéristiques de vol

523.141 Généralités

L'avion doit satisfaire aux exigences de 523.143 à 523.253 pour l'ensemble des conditions pratiques de chargement, à toutes les altitudes d'utilisation visées dans la demande de certification, sans que celles-ci ne dépassent l'altitude maximale d'utilisation établie en vertu de 523.1527, et sans qu'il faille faire preuve d'une habileté, d'une vigilance ni d'efforts de pilotage exceptionnels.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

Contrôlabilité et manoeuvrabilité

523.143 Généralités

  1. a) L'avion doit être contrôlable et manoeuvrable sans danger pendant toutes les phases du vol, y compris :

    1. (1) le décollage;

    2. (2) la montée;

    3. (3) le vol en palier;

    4. (4) la descente;

    5. (5) la remise des gaz; et

    6. (6) l'atterrissage (avec et sans puissance) avec les volets d'aile sortis et rentrés.

  2. b) Il doit être possible d'effectuer une transition régulière d'une condition de vol à une autre (incluant les virages et glissades) sans danger de dépasser le facteur de charge limite dans toute condition probable d'utilisation (y compris, pour les avions multimoteurs, les conditions normalement rencontrées en cas de panne soudaine de n'importe quel moteur).

  3. c) Si des conditions marginales existent, en ce qui concerne les efforts exigés de la part du pilote, les forces requises sur les commandes doivent être montrées par des essais quantitatifs. En aucun cas, les forces requises sur les commandes dans les conditions stipulées aux paragraphes a) et b) du présent article ne doivent dépasser celles prescrites dans le tableau ci-dessous :

  Valeurs en daN (lb) de l'effort appliqué sur le manche, le volant de gauchissement ou sur les pédales de direction Tangage Roulis Lacet
(a) Pour application momentanée : Manche 60 30 ....
Volant (deux mains sur la couronne) 75 [50] ....
Volant (une main sur la couronne) 50 [25] ....
Pédale de direction .... .... 150
(b) Pour application prolongée : 10 5 20

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.145 Contrôle longitudinal

  1. a) L'avion étant compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible 1,3 VS1, il doit être possible, aux vitesses inférieures à la vitesse de compensation, d'imprimer un mouvement à piquer tel que le taux d'augmentation de vitesse-air permette une prompte accélération à la vitesse de compensation avec:

    1. (1) Puissance maximale continue sur chaque moteur;

    2. (2) Puissance réduite à fond; et

    3. (3) Les volets et le train d'atterrissage :

      1. (i) rentrés, et

      2. (ii) sortis.

  2. b) Sauf indication contraire, le pilote doit être en mesure d'effectuer les manoeuvres suivantes sans application d'un effort d'une seule main sur les commandes supérieur à celui stipulé au paragraphe 523.143 c). Aucune modification de la compensation ne doit être effectuée pendant les manoeuvres :

    1. (1) Avec le train sorti, les volets rentrés et l'avion compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible 1,4 VS1, sortir les volets aussi rapidement que possible et permettre à la vitesse-air de passer de 1,4 VSO VS1 à 1,4 VS1VSO;

      1. (i) à la puissance réduite à fond; et

      2. (ii) à la puissance nécessaire pour maintenir le vol en palier dans les conditions initiales.

    2. (2) Avec le train et les volets sortis, la puissance étant réduite à fond et l'avion étant compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible 1,3 VSO, augmenter rapidement la puissance jusqu'à la puissance de décollage et rentrer les volets aussi rapidement que possible à la position recommandée pour la remise de gaz et laisser la vitesse passer de 1,3 VSO à 1,3 VS1. Rentrer le train dès qu'un taux de montée positif est établi.

    3. (3) Avec le train et les volets sortis, en vol en palier, à la puissance nécessaire pour atteindre le vol en palier à 1,1 VSO, et l'avion étant aussi près que possible de la compensation, il doit être possible de maintenir approximativement le vol en palier tout en rentrant les volets le plus rapidement possible avec application simultanée d'une puissance n'étant pas supérieure à la puissance maximale continue. Si les volets sont munis d'un dispositif de rentrée progressive, la rentrée des volets peut être démontrée par étapes en réglant la puissance et la compensation pour le vol en palier à 1,1 VS1, dans la configuration initiale pour chaque étape :

      1. (i) de la position complètement sortie à la position de rentrée progressive la plus rentrée;

      2. (ii) entre les positions de rentrée progressive intermédiaires, s'il y a lieu; et

      3. (iii) de la position de rentrée progressive la moins sortie à la position complètement rentrée.

    4. (4) La puissance étant réduite au minimum, les volets et le train étant rentrés et l'avion étant compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible 1,4 VS1, afficher rapidement la puissance de décollage tout en maintenant la même vitesse.

    5. (5) La puissance étant réduite au minimum, le train et les volets étant sortis et l'avion étant compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible VREF, atteindre et maintenir des vitesses se situant entre 1,1 VSO, et soit, 1,7 VSO, soit VFE, selon la plus basse de ces vitesses sans application d'un effort des deux mains sur les commandes supérieur à celui stipulé au paragraphe 523.143 c).

    6. (6) Avec la puissance maximale de décollage, le train étant rentré et les volets braqués en position de décollage, et l'avion étant compensé pour une vitesse avoisinant le plus possible VFE appropriée à la position des volets au décollage, rentrer les volets le plus rapidement possible tout en maintenant la vitesse constante.

  3. c) À des vitesses supérieures à VMO/MMO, et jusqu'à la vitesse maximale montrée à la section 523.251, il faut démontrer la capacité de manoeuvrabilité de l'avion à 1,5 g afin d'offrir une marge suffisante pour récupérer l'avion après une excursion ou une augmentation de vitesse accidentelle.

  4. d) Il doit être possible, avec un effort aux commandes du pilote qui ne soit pas supérieur à 10 livres, de maintenir une vitesse non supérieure à VREF au cours d'une descente avec puissance réduite à fond, le train d'atterrissage et les volets sortis, pour n'importe quelle masse de l'avion, jusqu'à et y compris la masse maximale.

  5. e) En utilisant les commandes normales de vol et de puissance, sauf indication contraire aux paragraphes e)(1) et (2), il doit être possible d'établir un taux de descente nul à une assiette convenable pour un atterrissage piloté, sans dépasser les limitations structurales et d'exploitation de l'avion :

    1. (1) Pour les avions monomoteurs et multimoteurs, sans utilisation du système de contrôle principal longitudinal.

    2. (2) Pour les avions multi-moteurs :

      1. (i) Sans utilisation du contrôle principal directionnel;

      2. (ii) Si une panne de timonerie quelconque de liaison ou de transmission affectait à la fois le système de contrôle principal longitudinal et directionnel, sans perturber le système de contrôle principal longitudinal et directionnel.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.147 Contrôle directionnel et latéral

  1. (a) Pour chaque avion multimoteur, il doit être possible, les ailes étant maintenues horizontales à 5° près de part et d'autre, d'effectuer sans danger des changements brusques de cap, dans les deux directions. Cette condition doit être démontrée à 1,4 VS1 pour des changements de cap jusqu'à 15° (si ce n'est qu'il n'est pas nécessaire d'aller au-delà de l'effort sur le palonnier correspondant aux limites stipulées au paragraphe 523.143), avec:

    1. (1) le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

    2. (2) les moteurs restants à la puissance maximale continue;

    3. (3) le train d'atterrissage :

      1. (i) rentré; et

      2. (ii) sorti; et

    4. (4) les volets rentrés.

  2. b) Pour chaque avion multimoteur, lorsque le moteur critique est soudainement mis hors de fonctionnement, il doit être possible de reprendre le contrôle de l'avion sans dépasser un angle d'inclinaison latérale de 45 degrés, sans prendre une assiette dangereuse ni rencontrer des caractéristiques dangereuses, en tenant compte d'un délai de deux secondes pour amorcer la manoeuvre de récupération appropriée à la situation, avec l'avion initialement compensé, dans les conditions suivantes:

    1. (1) chaque moteur est à la puissance maximale continue;

    2. (2) les volets d'aile sont rentrés;

    3. (3) le train d'atterrissage est rentré;

    4. (4) la vitesse est égale à celle à laquelle on a démontré la conformité avec le paragraphe 523.69 a); et

    5. (5) toutes les commandes d'hélice sont dans la position dans laquelle on a démontré la conformité avec le paragraphe 523.69(a).

  3. c) Pour chaque avion, il doit être possible de démontrer que l'avion peut être contrôlé sans danger sans utiliser le système de contrôle en roulis primaire dans toutes les configurations moteur et à toute vitesse ou altitude à l'intérieur du domaine d'exploitation homologué. Il faut également démontrer que les caractéristiques de vol de l'avion ne sont pas compromises en deçà du niveau requis pour pouvoir poursuivre le vol en toute sécurité et pour maintenir une altitude propice à effectuer un atterrissage contrôlé sans dépasser les limites opérationnelles et structurales de l'avion. Si une panne unique d'un mécanisme de jonction ou de transmission du système de contrôle de roulis risque d'entraîner la perte d'un ou de plusieurs systèmes de contrôle supplémentaires, la conformité avec l'exigence précédente doit être démontrée en supposant que ces systèmes supplémentaires sont également en panne.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.149 Vitesse minimale de contrôle

  1. a) VMC est la vitesse-air calibrée à laquelle, lorsque le moteur critique est soudainement mis hors de fonctionnement, il est possible de conserver le contrôle de l'avion avec ce moteur toujours hors de fonctionnement, et de maintenir par la suite le vol rectiligne, à la même vitesse, avec un angle d'inclinaison latérale non supérieur à cinq degrés. La méthode utilisée pour simuler la panne du moteur critique doit représenter le mode le plus critique de panne de groupe propulseur pour ce qui concerne la contrôlabilité prévue en service.

  2. b) La VMC pour le décollage ne doit pas dépasser 1,2 VS1, où VS1 est déterminée à la masse maximale au décollage. La VMC doit être déterminée avec la masse et le centrage les plus défavorables, et avec l'avion en sustentation et un effet de sol négligeable, pour la configuration de décollage avec :

    1. (1) la puissance maximale au décollage disponible initialement sur chaque moteur;

    2. (2) l'avion compensé pour le décollage;

    3. (3) les volets en position de décollage;

    4. (4) le train d'atterrissage rentré; et

    5. (5) toutes les commandes d'hélice dans la position recommandée tout au long du décollage.

  3. c) Pour les avions, à l'exception des avions propulsés par moteurs à pistons des catégories normale, utilitaire et acrobatique, dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, les conditions du paragraphe a) doivent également être satisfaites pour une configuration d'atterrissage avec :

    1. (1) la puissance maximale au décollage disponible initialement sur chaque moteur;

    2. (2) l'avion compensé pour une approche, avec tous les moteurs en fonctionnement, à VREF, à un angle d'approche égal à l'angle le plus prononcé utilisé pour la démonstration de distance d'atterrissage du paragraphe 523.75;

    3. (3) les volets en position d'atterrissage;

    4. (4) le train d'atterrissage sorti; et

    5. (5) toutes les commandes d'hélice dans la position recommandée pour l'approche avec tous les moteurs en fonctionnement.

  4. d) Il faut établir une vitesse minimale pour mettre volontairement le moteur critique hors de fonctionnement et celle-ci doit être désignée comme la vitesse de sécurité de mise hors de fonctionnement volontaire d'un moteur, VSSE.

  5. e) À la VMC, l'effort sur les pédales de direction nécessaire pour conserver le contrôle ne doit pas dépasser 150 livres, et il ne doit pas être nécessaire de réduire la puissance du ou des moteurs en fonctionnement. Au cours de la manoeuvre, l'avion ne doit pas prendre une quelconque assiette dangereuse et il doit être possible d'empêcher un changement de cap de plus de 20 degrés.

  6. f) Au choix du postulant, pour se conformer aux exigences de l'alinéa 523.51 c)(1), il peut déterminer la VMCG qui est la vitesse minimale de contrôle au sol, et qui est également la vitesse-air calibrée pendant la course au décollage à laquelle, lorsque le moteur critique est soudainement mis hors de fonctionnement, il est possible de conserver le contrôle de l'avion en se servant uniquement des pédales de direction (sans utiliser le dispositif d'orientation du train avant), avec une force maximale de 150 livres, et en utilisant le contrôle latéral de manière à maintenir les ailes de niveau et à poursuivre le décollage en toute sécurité. Pour déterminer la VMCG, il faut supposer que pendant l'accélération avec tous les moteurs en fonctionnement la trajectoire de l'avion demeure sur l'axe de piste. La trajectoire de l'avion entre le point où le moteur critique est mis hors de fonctionnement et le point où la récupération dans une direction parallèle à l'axe de piste est terminée ne peut pas dévier de plus de 30 pieds latéralement par rapport à tout point sur l'axe. La VMCG doit être établie avec:

    1. (1) l'avion dans chacune des configurations de décollage ou, au choix du postulant, dans la configuration de décollage la plus critique;

    2. (2) la puissance de décollage maximale disponible sur les moteurs en fonctionnement;

    3. (3) le centrage le plus défavorable;

    4. (4) l'avion compensé pour le décollage; et

    5. (5) la masse la plus défavorable dans la plage des masses de décollage.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.151 Manoeuvres acrobatiques

Chaque avion des catégories acrobatique et utilitaire, doit être en mesure d'exécuter sans danger les manoeuvres acrobatiques pour lesquelles la certification est demandée. Les vitesses d'entrée, sans danger, pour ces manoeuvres doivent être déterminées.

523.153 Pilotage au cours des atterrissages

Il doit être possible, lorsque l'avion est en configuration d'atterrissage, d'effectuer un atterrissage complet sans avoir dépasser les limites d'effort à appliquer d'une main, précisées au paragraphe 523.143 c), à la suite d'une approche en vue d'un atterrissage :

  1. a) à une vitesse de 5 noeuds inférieure à VREF;

  2. b) avec l'avion en compensation, ou aussi près que possible de la compensation, et sans que la commande de compensation soit déplacée tout au cours de la manoeuvre;

  3. c) à un angle d'approche égal à l'angle le plus prononcé utilisé pour la démonstration de distance d'atterrissage du paragraphe 523.75; et

  4. d) moyennant les seuls changements de puissance (s'il y a lieu) normalement effectués à l'atterrissage à la suite d'une approche à VREF.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.155 Effort de la commande de profondeur en manoeuvre

  1. a) L'effort de la commande de profondeur nécessaire pour réaliser le facteur de charge de manoeuvre limite positif ne doit pas être inférieur à :

    1. (1) Pour les commandes à volant : W/100 (où W est la masse maximale) ou 20 livres (8,9 daN), celle des deux valeurs la plus élevée, excepté qu'il n'est pas nécessaire qu'il soit supérieur à 50 livres (22,2 daN); ou

    2. (2) Pour les commandes à manche, W/140 (où W est la masse maximale) ou 15 livres (6,7 daN), celle des deux valeurs la plus élevée, excepté qu'il n'est pas nécessaire qu'il soit supérieur à 35 livres (15,6 daN).
  2. b) L'exigence du paragraphe a) du présent article doit être satisfaite à 75 pour cent de la puissance maximale continue pour les moteurs à pistons, ou à la puissance continue pour les avions à turbomachines, avec les volets et le train d'atterrissage rentrés:

    1. (1) dans un virage, après que l'avion a été compensé avec les ailes horizontales pour VO; et

    2. (2) dans un virage effectué avec la compensation établie pour la vitesse maximale de vol ailes à l'horizontal, excepté que la vitesse ne doit pas dépasser VNE ou VMO/MMO, selon celle de ces deux valeurs qui est la plus appropriée.

  3. c) Il ne doit pas y avoir de baisse excessive dans le gradient de la courbe d'effort au manche par rapport au facteur de charge de manoeuvre avec l'augmentation du facteur de charge.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.157 Taux de roulis

  1. a) Décollage. Il doit être possible, en utilisant une combinaison favorable de commandes, de rouler l'avion à partir d'un virage stabilisé à 30 degrés d'inclinaison, par un angle de 60 degrés, de manière à inverser la direction du virage, dans les limites de :

    1. (1) Pour un avion de masse maximale de 6 000 livres (2 722 kg) ou moins, 5 secondes à partir de l'amorce du roulis; et

    2. (2) Pour un avion de masse maximale de plus de 6 000 livres (2 722 kg), (W + 500)/1300 secondes sans dépasser 10 secondes, où W est la masse en lb, ((mg + 227)/590 secondes, où m est la masse en kg).

  2. b) L'exigence du paragraphe a) doit être satisfaite lorsque l'avion est incliné en roulis dans l'une ou l'autre direction, dans les conditions suivantes:

    1. (1) Volets en position de décollage;

    2. (2) Train d'atterrissage rentré;

    3. (3) Pour un avion monomoteur, à la puissance maximale de décollage; et pour un avion multi-moteurmultimoteur, avec le moteur critique hors de fonctionnement, l'hélice en position de traînée minimale, et les autres moteurs à la puissance maximale du décollage; et

    4. (4) L'avion compensé pour une vitesse égale ou supérieure à 1,2 VS1, ou à 1,1 VMC, ou le plus près possible de la compensation correspondant au vol rectiligne.

  3. c) Approche. Il doit être possible, en utilisant une combinaison favorable de commandes, de rouler l'avion à partir d'un virage stabilisé à 30 degrés d'inclinaison, par un angle de 60 degrés, de manière à inverser la direction du virage, dans les limites de :

    1. (1) Pour un avion de masse maximale de 6 000 livres (2 722 kg) ou moins, 4 secondes à partir de l'amorce du roulis; et

    2. (2) Pour un avion de masse maximale de plus de 6000 livreslbs (2722 kg), (W + 2800)/2200 secondes, sans dépasser 7 secondes, où W est la masse en livres, ((mg + 1271)/999 secondes, où m est la masse en Kkg).

  4. d) L'exigence du paragraphe c) du présent article doit être satisfaite lorsque l'avion est roulé dans l'une ou l'autre direction, dans les conditions suivantes :

    1. (1) volets en position d'atterrissage;

    2. (2) train d'atterrissage sorti;

    3. (3) tous les moteurs fonctionnant à la puissance requise pour une approche à 3 degrés; et

    4. (4) l'avion compensé à VREF.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

Compensation

523.161 Compensation

  1. a) Généralités. Chaque avion doit satisfaire les exigences de compensation du présent article après avoir été compensé, et sans autre pression sur, ou mouvement des, commandes principales ou des commandes correspondantes des compensateurs, par le pilote ou le pilote automatique. De plus, il doit être possible, dans d'autres conditions de chargement, de configuration, de vitesse et de puissance de s'assurer que le pilote ne soit pas indûment fatigué ou distrait par la nécessité d'exercer des forces résiduelles sur les commandes supérieures à celles pour une application prolongée définies au paragraphe 523.143 c). Cela s'applique pendant le fonctionnement normal de l'avion et, s'il y a lieu, aux conditions associées avec la panne d'un moteur pour lesquelles des caractéristiques de performance sont établies.

  2. b) Compensation latérale et directionnelle. L'avion doit conserver une compensation latérale et directionnelle, en vol en palier, le train d'atterrissage et les volets d'aile étant rentrés comme suit :

    1. (1) pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, à une vitesses de 0,9 VH, VC, ou VMO/MO, selon celle qui est la plus basse, et

    2. (2) pour les avions de la catégorie navette à toutes les vitesses entre 1,4 VS1 et la valeur la plus basse entre VH ou VMO/MMO.

  3. c) Compensation longitudinale. L'avion doit conserver une compensation longitudinale dans chacune des conditions suivantes :

    1. (1) Une montée avec :

      1. (i) la puissance de décollage, le train d'atterrissage rentré, les volets d'aile en position de décollage, et à la vitesse utilisée dans la détermination de la performance de montée exigée au 523.65; et

      2. (ii) la puissance maximale continue aux vitesses et dans la configuration utilisées dans la détermination de la performance de montée exigée au paragraphe 523.69 a).

    2. (2) Vol en palier à n'importe quelle vitesse à partir de la moindre des valeurs VH et VNO ou VMO/MMO, selon le cas, jusqu'à 1,4 VS1, alors que le train d'atterrissage et les volets sont rentrés.

    3. (3) Une descente à VNO ou VMO/MMO, selon le cas, alors que les moteurs sont coupés et que le train d'atterrissage et les volets sont rentrés.

    4. (4) Une approche avec le train d'atterrissage sorti et avec :

      1. (i) un angle de descente de 3 degrés, avec les volets rentrés et à une vitesse de 1,4 VS1;

      2. (ii) un angle de descente de 3 degrés, avec les volets en position d'atterrissage et à une vitesse de VREF; et

      3. (iii) à un angle d'approche égal à l'angle le plus prononcé utilisé pour la démonstration de distance d'atterrissage au paragraphe 523.75, avec les volets en position d'atterrissage et à une vitesse de VREF.

  4. d) En outre, chaque avion multimoteurs doit maintenir une compensation longitudinale et directionnelle, et la force de commande de gauchissement ne doit pas dépasser 5 livres, à la vitesse utilisée en conformité avec le paragraphe 523.67 a), ou les alinéas b)(2) ou c)(3), selon le cas, avec :

    1. (1) Le moteur critique ne fonctionne pas et, si cela s'applique, son hélice est placée dans la position de traînée minimale;

    2. (2) Les moteurs restants à la puissance maximale continue;

    3. (3) Le train d'atterrissage rentré;

    4. (4) les volets d'aile rentrés; et

    5. (5) Un angle d'inclinaison ne dépassant pas 5°°.

  5. e) En outre, chaque avion de la catégorie navette pour lequel, dans la détermination de la trajectoire de décollage conformément à 523.57, la montée en configuration de décollage à V2 se prolonge au-delà de 400 pieds au-dessus de la surface de décollage, il doit être possible de réduire les forces de commande longitudinale et latérale à 10 livres et à 5 livres respectivement, et les forces de commande directionnelle ne doivent pas dépasser 50 livres à V2, avec:

    1. (1) le moteur critique qui ne fonctionne pas et son hélice placée dans la position de traînée minimale;

    2. (2) les moteurs restants à la puissance maximale continue;

    3. (3) le train d'atterrissage rentré;

    4. (4) les volets d'aile en position de décollage; et

    5. (5) un angle d'inclinaison ne dépassant pas 5° degrés.

(M. à j. 523-3 (92-01-02))
(M. à j. 523-5)

Stabilité

523.171 Généralités

L'avion doit être stable longitudinalement, directionnellement et latéralement selon les 523.173 à 523.181. De plus, l'avion doit montrer une stabilité et une réaction aux commandes (stabilité statique) convenables dans toute condition normalement rencontrée en service, si des essais en vol montrent que c'est nécessaire pour une utilisation sans danger.

523.173 Stabilité longitudinale statique

Dans les conditions spécifiées en 523.175 et avec l'avion compensé comme indiqué, les caractéristiques des efforts sur la commande de profondeur et les frottements dans le système de commande, doivent être tels que :

  1. a) Une traction doit être nécessaire pour obtenir et maintenir des vitesses inférieures à la vitesse de compensation spécifiée et une poussée doit être nécessaire pour obtenir et maintenir des vitesses supérieures à la vitesse de compensation spécifiée. Ceci doit être montré à toute vitesse qui peut être obtenue, excepté que les vitesses nécessitant un effort aux commandes dépassant 40 livres (17,8 daN) ou les vitesses au-dessus de la vitesse maximale admissible ou au-dessous de la vitesse minimale pour un vol stabilisé sans décrochage, n'ont pas à être considérées.

  2. b) La vitesse-air doit revenir dans les tolérances prescrites pour les catégories applicables d'avions, quand l'effort sur la commande est relâché lentement à une vitesse quelconque dans la plage de vitesse prescrite au paragraphe a) de la présente section. Les tolérances applicables sont :

    1. (1) La vitesse aérodynamique doit être ramenée à + 10 pour cent de la vitesse de compensation d'origine; et

    2. (2) Pour les avions de la catégorie navette, la vitesse doit revenir à + 7,5 pour cent de la vitesse de compensation d'origine pour les conditions de croisière prescrites au paragraphe 523.175 b).

  3. c) L'effort au manche doit varier en fonction de la vitesse, de telle sorte que toute variation sensible de vitesse se traduise par un effort au manche clairement perceptible par le pilote.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.175 Démonstration de la stabilité longitudinale statique

La stabilité longitudinale statique doit être montrée de la façon suivante :

  1. a) Montée. La courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à des vitesses comprises entre 85 et 115 % de la vitesse de compensation, avec :

    1. (1) les volets rentrés;

    2. (2) le train d'atterrissage rentré;

    3. (3) la puissance maximale continue; et

    4. (4) l'avion compensé pour la vitesse utilisée dans la détermination des performances de montée exigée au paragraphe 523.69 a).

  2. b) Croisière. Avec les volets et le train d'atterrissage rentrés et l'avion compensé pour la puissance pour le vol en palier à des vitesses de croisière représentatives à des altitudes élevées et basses, y compris des vitesses jusqu'à VNO ou VMO/MMO, selon le cas, sauf que la vitesse n'a pas à être supérieure à VH :

    1. (1) Pour les avions de catégories normale, utilitaire et acrobatique, la courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à toutes les vitesses comprises dans une plage qui est la plus grande des deux valeurs suivantes : 15 pour cent de la vitesse de compensation augmentée de la plage de vitesses résultant du retour libre, ou 40 noeuds augmentés de la plage de vitesses résultant du retour libre au-dessus et au-dessous de la vitesse de compensation, sauf que la pente de la courbe n'a pas à être stable :

      1. (i) à des vitesses inférieures à 1,3 VS1; ou

      2. (ii) pour les avions dont la VNE est établie conformément au paragraphe 523.1505(a), à des vitesses supérieures à la VNE; ou

      3. (iii) pour les avions dont la VMO/MMO est établie conformément au paragraphe 523.1505(c), à des vitesses supérieures à VFC/MFC.

    2. (2) Pour les avions de la catégorie navette, la courbe des efforts au manche doit avoir une pente régulière pour toutes les vitesses à l'intérieur de la plage de 50 noeuds augmentés de la plage de vitesses résultant du retour libre au-dessus et au-dessous de la vitesse de compensation, sauf que la pente de la courbe n'a pas à être stable :

      1. (i) à des vitesses inférieures à 1,4 VS1; ou

      2. (ii) à des vitesses supérieures à VFC/ MFC; ou

      3. (iii) à des vitesses qui nécessitent un effort au manche supérieur à 50 livres.

  3. c) Atterrissage. La courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable aux vitesses comprises entre 1,1 VS1 et 1,8 VS1 avec :

    1. (1) les volets en position d'atterrissage;

    2. (2) le train d'atterrissage sorti; et

    3. (3) l'avion compensé pour :

      1. (i) VREF, ou la vitesse de compensation minimale si cette dernière est plus élevée, moteurs coupés; et

      2. (ii) VREF, avec une puissance suffisante pour maintenir un angle de descente de 3 degrés.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

(M. à j. 523-5)

523.177 Stabilité statique, directionnelle et latérale

  1. a)

    1. (1) La stabilité statique directionnelle, telle qu'elle est montrée par la tendance à sortir d'un dérapage avec la commande de direction libre, doit être positive pour toute position du train d'atterrissage et des volets appropriée aux configurations de décollage, de montée, de croisière, d'approche et d'atterrissage. Ceci doit être montré avec puissance symétrique, jusqu'à la puissance maximale continue, et à des vitesses allant de 1,2 VS1 jusqu'à VFE, VLE, VNO, VFC/MFC, le cas échéant.
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) L'angle de dérapage pour ces essais doit être approprié au type d'avion. L'effort sur la pédale de commande de direction ne doit pas s'inverser à des angles de dérapage supérieurs, allant jusqu'à celui auquel le plein braquage de la gouverne de direction est utilisé ou jusqu'à ce qu'une limite d'effort sur les commandes spécifiée à l'article 523.143 soit atteinte, en retenant ce qui se produit en premier, et aux vitesses allant de 1,2 VS1 à VO.
      (en vigueur 2016/08/04)

  2. b)

    1. (1) La stabilité statique latérale, telle qu'elle est montrée par la tendance de l'aile basse à se lever dans une glissade, avec la commande des ailerons libre, ne doit être négative pour aucune position du train d'atterrissage et des volets appropriée aux configurations de décollage, de montée, de croisière, d'approche et d'atterrissage. Ceci doit être montré avec puissance symétrique au ralenti jusqu'à 75 pour cent de la puissance maximale continue, aux vitesses supérieures à 1,2 VS1, pour la configuration de décollage et à des vitesses supérieures à 1,3 VS1 dans les autres configurations, jusqu'à la vitesse maximale admissible pour la configuration explorée (VFE, VLE, VNO, VFC/MFC, le cas échéant), dans les configurations de décollage, de montée, de croisière, de descente et d'approche. Pour la configuration d'atterrissage, la puissance doit correspondre à celle qui est nécessaire au maintien d'une descente sous un angle de 3°, en vol coordonné.
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) La stabilité statique latérale ne doit pas être négative à 1,2 VS1, pour la configuration de décollage, ou à 1,3 VS1 dans les autres configurations.

    3. (3) L'angle d'inclinaison latérale pour ces essais doit être approprié au type d'avion, mais en aucun cas l'angle de glissade à cap constant ne doit être inférieur à celui pouvant être obtenu avec 10° d'inclinaison latérale, si cet angle est inférieur, à l'angle d'inclinaison latérale que l'on peut obtenir au plein braquage de la gouverne de direction ou avec une force de 150 livres appliquée sur la pédale de commande de direction.

  3. c) Le paragraphe b) du présent article ne s'applique pas aux avions de la catégorie acrobatique homologués pour le vol inversé.

  4. d)

    1. (1) En glissade rectiligne, stabilisées à 1,2 VS1, pour toutes les positions du train d'atterrissage et des volets appropriées aux configurations de décollage, de montée, de croisière, d'approche et d'atterrissage, et pour toutes les conditions de puissance symétrique jusqu'à 50 pour cent de la puissance maximale continue, les déplacements et les efforts des commandes de gauchissement et de direction doivent croître régulièrement, mais pas nécessairement selon un rapport constant, à mesure que l'angle de glissade est augmenté, jusqu'au maximum approprié au type d'avion.
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) À des angles de glissade supérieurs, jusqu'à l'angle auquel le plein braquage de la commande de direction ou de gauchissement est utilisé ou jusqu'à ce qu'une limite d'effort sur les commandes spécifiée à l'article 523.143 soit obtenue, les mouvements et les efforts sur les commandes de gauchissement et de direction ne doivent pas s'inverser à mesure que l'angle de glissage augmente.

    3. (3) Une entrée rapide en glissade ou une récupération rapide de glissade maximale considérées appropriées pour l'avion ne doivent pas produire des caractéristiques de vol incontrôlables.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.179 Mesures aux instruments des efforts au manche (Enlevé)

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.181 Stabilité dynamique

  1. a) Toute oscillation de courte période, ne comprenant pas d'oscillations combinées latérales directionnelles, se produisant entre la vitesse de décrochage et la vitesse maximale admissible appropriée à la configuration de l'avion, doit être fortement amortie avec les commandes principales :

    1. (1) Libres; et

    2. (2) en position fixe.

  2. b) Toute oscillation combinée latérale-directionnelle (Roulis Hollandais) se produisant entre la vitesse de décrochage et la vitesse maximale admissible (VFE, VLE, VNO, VFC/MFC) appropriée à la configuration de l'avion avec les commandes principales libres et en position fixe doit être amortie au 1/10 de l'amplitude en :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) sept (7) cycles au-dessous de 18 000 pieds; et
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) treize (13) cycles de 18 000 pieds à l'altitude maximale homologuée.
      (en vigueur 2016/08/04)

  3. c) S'il est déterminé qu'un système d'augmentation de stabilité, conformément 523.672, est nécessaire pour satisfaire aux exigences relatives aux caractéristiques de vol du présent chapitre, les exigences concernant la commande de vol primaire énoncée aux alinéas a)(2) et b)(2) du présent paragraphe ne sont pas applicables aux essais nécessaires pour vérifier l'acceptabilité de ce système.

  4. d) Dans les conditions décrites 523.175, lorsque l'effort sur la commande de tangage nécessaire au maintien de vitesses différentes de la vitesse de compensation, à plus ou moins 15% près, est soudainement relâché, l'avion ne doit pas présenter de caractéristiques dangereuses ou excessives par rapport l'importance` de la force supprimée. Aucune oscillation résultante prolongée en tangage, dite phygoïde, ne doit être instable au point d'accroître la charge du pilote ni de constituer un danger pour la sécurité du vol.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

Décrochages

523.201 Décrochage avec ailes horizontales

  1. a) Il doit être possible de produire et de corriger le roulis par l'utilisation non inversée de la commande de gauchissement et de produire et de corriger le lacet par l'utilisation non inversée de la commande de direction, jusqu'au moment où l'avion décroche.

  2. b) Les caractéristiques de décrochage avec ailes horizontales doivent être démontrées en vol de la manière suivante : à partir d'une vitesse d'au moins 10 noeuds au-dessus de la vitesse de décrochage, la commande de profondeur doit être tirée à soi de façon que le taux de réduction de vitesse ne soit pas supérieur à un noeud par seconde, jusqu'à ce qu'un décrochage se produise, comme le matérialise :

    1. (1) un mouvement de piqué incontrôlable de l'avion;

    2. (2) un mouvement de piqué de l'avion résultant du déclenchement d'un dispositif anti-décrochage (pousseur de manche par exemple); ou

    3. (3) l'arrivée de la commande en butée.

  3. c) L'utilisation normale de la commande de profondeur pour le redressement est permise après que le mouvement de piqué mentionné à l'alinéa b)(1) ou b)(2) du présent article s'est produit sans équivoque, ou après que la commande est demeurée en butée pendant la plus longue des deux durées suivantes : deux secondes, ou le temps nécessaire pour déterminer la vitesse minimale stabilisée dont il est question à l'article 523.49.

  4. d) Durant les phases d'amorce et de redressement de la manoeuvre, il doit être possible d'utiliser normalement les commandes pour limiter les mouvements de roulis et de lacet à 15 degrés au maximum, sauf indication contraire à l'alinéa e) du présent article.
    (en vigueur 2016/08/04)

  5. e) Dans le cas d'avions homologués à une altitude maximale d'utilisation supérieure ou égale à 25 000 pieds durant l'amorce et la sortie des décrochages survenant à 25 000 pieds ou plus, il doit être possible d'utiliser normalement les commandes pour limiter les mouvements de roulis et de lacet à 25 degrés au maximum.
    (en vigueur 2016/08/04)

  6. f) La conformité aux exigences du présent article doit être montrée dans les conditions suivantes :

    1. (1)Volets d'aile : rentrés, sortis complètement, et à toutes les positions intermédiaires normales, selon la phase de vol.
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) Train d'atterrissage : rentré et sorti, selon l'altitude.
      (en vigueur 2016/08/04)

    3. (3) Volets de capot : position appropriée à la configuration.

    4. (4) Destructeurs de portance/aérofreins : rentrés et sortis, à moins qu'ils n'aient aucun effet mesurable à basse vitesse.
      (en vigueur 2016/08/04)

    5. (5) Puissance :

      1. (i) puissance/poussée réduite à fond; et
        (en vigueur 2016/08/04)

      2. (ii) pour les avions propulsés par moteurs à pistons : 75 pour cent de la puissance maximale continue; cependant, si la puissance massique correspondant à 75 pour cent de la puissance maximale continue donne lieu à des caractéristiques de décrochage indésirables pour des assiettes à cabrer extrêmes excédant 30 degrés, l'essai peut être réalisé à la puissance nécessaire au maintien du vol en palier en configuration d'atterrissage, à la masse maximale à l'atterrissage et à une vitesse de 1,4 VSO, mais la puissance ne doit pas être inférieure à 50 pour cent de la puissance maximale continue; ou
        (en vigueur 2016/08/04)

      3. (iii) pour les avions propulsés par turbomachines : la poussée maximale des moteurs, sauf qu'elle ne doit pas dépasser la poussée nécessaire au maintien du vol en palier à 1,5 VS1 (lorsque VS1 correspond à la vitesse de décrochage avec volets en position d'approche, train d'atterrissage rentré et masse maximale à l'atterrissage).
        (en vigueur 2016/08/04)

    6. (6) Compensation : à 1,5 VS1 ou à la vitesse de compensation minimale, selon la plus élevée de ces deux valeurs;
      (en vigueur 2016/08/04)

    7. (7) Hélice : position de régime maximal lorsque la puissance est réduite à fond.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.203 Décrochages en virage et décrochages en entrée de manoeuvre accélérée

Les décrochages en virage et les décrochages en entrée de manoeuvre accélérée doivent être démontrés en essais de la manière suivante :

  1. a) Établir et maintenir un virage coordonné à 30° d'inclinaison. Réduire la vitesse en serrant le virage d'une manière continue et progressive, tout en tirant sur la manche jusqu'à ce que l'avion ait décroché, selon la définition donnée à l'alinéa 523.201 b). Le taux de réduction de vitesse doit être constant, et :

    1. (1) pour un décrochage en virage, ne doit pas dépasser un noeud par seconde; et

    2. (2) pour un décrochage en entrée de manoeuvre accélérée, être de 3 à 5 noeuds par seconde pendant que l'accélération normale augmente régulièrement.

  2. b) Après le décrochage, selon la définition donnée à l'alinéa 523.201 b), il doit être possible de rétablir le vol horizontal en sollicitant normalement les commandes, mais sans ajouter de puissance et sans :

    1. (1) Perte excessive d'altitude;

    2. (2) Cabrage exagéré;

    3. (3) Tendance incontrôlable à la vrille;

    4. (4) Angle d'inclinaison supérieur à 60 degrés, dans la direction originale du virage, ou de 30 degrés dans la direction opposée dans le cas de décrochages en virage.

    5. (5) Angle d'inclinaison supérieur à 90 degrés, dans la direction originale du virage, ou de 60 degrés dans la direction opposée dans le cas de décrochages en entrée de manoeuvre accélérée; et

    6. (6) Dépassement de la vitesse maximale autorisée ou du facteur de charge limite permis.

  3. c) La conformité aux exigences du présent article doit être montrée dans les conditions suivantes :

    1. (1) Volets d'aile : rentrés, sortis complètement, et à toutes les positions intermédiaires normales, selon la phase de vol.
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) Train d'atterrissage : rentré et sorti, selon l'altitude.
      (en vigueur 2016/08/04)

    3. (3) Volets de capot : position appropriée à la configuration.

    4. (4) Destructeurs de portance/aérofreins : rentrés et sortis, à moins qu'ils n'aient aucun effet mesurable à basse vitesse.
      (en vigueur 2016/08/04)

    5. (5) Puissance :

      1. (i) puissance/poussée réduite à fond; et
        (en vigueur 2016/08/04)

      2. (ii) pour les avions propulsés par moteurs à pistons : 75 pour cent de la puissance maximale continue; cependant, si la puissance massique correspondant à 75 pour cent de la puissance maximale continue donne lieu à des caractéristiques de décrochage indésirables pour des assiettes à cabrer excédant 30 degrés, l'essai peut être réalisé à la puissance nécessaire au maintien du vol en palier en configuration d'atterrissage, à la masse maximale à l'atterrissage et à une vitesse de 1,4 VSO, mais la puissance ne doit pas être inférieure à 50 pour cent de la puissance maximale continue; ou
        (en vigueur 2016/08/04)

      3. (iii) pour les avions propulsés par turbomachines : la poussée maximale des moteurs, sauf qu'elle ne doit pas dépasser la poussée nécessaire au maintien du vol en palier à 1,5 VS1 (lorsque VS1 correspond à la vitesse de décrochage avec volets en position d'approche, train d'atterrissage rentré et masse maximale à l'atterrissage).
        (en vigueur 2016/08/04)

    6. (6) Compensation : avion compensé pour une vitesse de 1,5 VS1.
      (en vigueur 2016/08/04)

    7. (7) Hélice : position de régime maximal lorsque la puissance est réduite à fond.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.205 Décrochages avec le moteur critique en panne Enlevé

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.207 Avertissement de décrochage

  1. a) Il doit y avoir un avertissement de décrochage clair et distinct avec les volets et le train d'atterrissage dans une position normale quelconque, en vol rectiligne et en virages.

  2. b) L'avertissement de décrochage peut être fourni soit par les qualités aérodynamiques inhérentes à l'avion, soit par un dispositif qui donnera des indications clairement distinctes dans les conditions envisagées de vol. Cependant, un dispositif avertisseur visuel de décrochage qui exige l'attention de l'équipage dans la cabine de pilotage n'est pas acceptable par lui-même.

  3. c) Pendant les essais de décrochage obligatoires mentionnés au paragraphe 523.201 b) et à l'alinéa 523.203 a)(1), l'avertissement de décrochage doit débuter à une vitesse dépassant la vitesse de décrochage d'une marge non inférieure à 5 noeuds et il doit se poursuivre jusqu'à ce que le décrochage se produise.

  4. d) En suivant les procédures conformément à l'article 523.1585, l'avertissement de décrochage ne doit pas se déclencher au cours d'un décollage avec tous les moteurs en marche, d'un décollage poursuivi avec un moteur en panne ou d'une approche en vue de l'atterrissage.

  5. e) Pendant les essais de décrochage obligatoires mentionnés à l'alinéa 523.203 a)(2), l'avertissement de décrochage doit être donné suffisamment avant le décrochage pour que le pilote puisse l'éviter.

  6. f) Dans le cas des avions de la catégorie acrobatique, l'avertisseur de décrochage automatique peut être rendu silencieux pourvu qu'il redevienne automatiquement sonore pendant le décollage et en configuration d'approche.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

Vrilles

523.221 Vrilles

  1. a) Avions de la catégorie normale. Un avion monomoteur de la catégorie normale doit pouvoir sortir d'une vrille d'un tour ou d'une vrille de trois secondes, selon celle qui prend le plus de temps, en un tour supplémentaire au plus après que les commandes ont été sollicitées pour la sortie, ou doit démontrer la conformité aux exigences optionnelles de résistance à la vrille du présent article.

    1. (1) Les exigences suivantes concernent les vrilles d'un tour ou de trois secondes :

      1. (i) pour les deux conditions suivantes, volets rentrés et volets sortis, la limite de vitesse applicable et le facteur de charge de manoeuvre limite positif ne doivent pas être dépassés;

      2. (ii) aucune force ou caractéristique des commandes apparaissant pendant la vrille ou sa sortie ne peut compromettre la sortie immédiate de vrille;

      3. (iii) il doit être impossible d'obtenir une vrille dont on ne peut sortir lorsqu'on utilise les commandes de vol ou de puissance moteur, que ce soit à l'amorce d'une vrille ou pendant une vrille; et

      4. (iv) lorsque les volets sont sortis, on peut rentrer ces derniers pendant la sortie de vrille, mais pas avant que la rotation ait cessé.

    2. (2) Le postulant est libre de démontrer ou non que l'avion est à l'épreuve des vrilles de la façon suivante :

      1. (i) pendant les manoeuvres de décrochage mentionnées à l'article 523.201, le manche doit être tiré vers l'arrière et retenu contre la butée; ensuite, à l'aide des ailerons et des gouvernes de direction placés dans le bon sens, il doit être possible de maintenir les ailes à l'horizontale à l'intérieur d'une inclinaison latérale de 15 degrés et de faire passer l'avion d'une inclinaison latérale de 30 degrés dans un sens à une inclinaison latérale de 30 degrés dans l'autre sens;

      2. (ii) réduire la vitesse de l'avion à l'aide du manche à un taux d'environ 1 noeud par seconde jusqu'à ce que le manche atteigne la butée; ensuite, le manche étant tiré et retenu contre la butée, mettre du pied à fond de façon à favoriser l'entrée en vrille, pour une période de 7 secondes ou sur un changement de cap de 360 degrés, selon la première éventualité; si le changement de cap de 360 degrés est atteint en premier, il doit avoir pris au moins quatre secondes; cette manoeuvre doit d'abord être effectuée avec les ailerons à la position neutre, et ensuite avec les ailerons braqués brusquement à fond dans le sens opposé au sens du virage; la puissance et la configuration de l'avion doivent être réglées conformément au paragraphe 523.201 e) sans changement pendant la manoeuvre; à la fin de 7 secondes ou d'un changement de cap de 360 degrés, l'avion doit répondre immédiatement et normalement aux commandes de vol principales sollicitées pour reprendre le vol coordonné, sans décrochage, sans inversion de l'effet des commandes, et sans dépasser les forces de commande temporaires spécifiées au paragraphe 523.143 c); et

      3. (iii) la conformité aux articles 523.201 et 523.203 doit être démontrée alors que l'avion est en vol non coordonné, pour correspondre au déplacement de la bille sur une largeur de bille sur l'indicateur de glissade-dérapage, à moins que le déplacement de la bille sur une largeur de bille ne puisse être obtenu en mettant du pied à fond, auquel cas la démonstration doit être faite en mettant du pied à fond.

  2. b) Avions de la catégorie utilitaire. Un avion de la catégorie utilitaire doit satisfaire aux exigences du paragraphe a) du présent article, ou aux exigences du paragraphe c) du présent article et de l'alinéa 523.807 b)(6) si la certification concernant les vrilles est demandée.

  3. c) Avions de la catégorie acrobatique. Un avion de la catégorie acrobatique doit satisfaire aux exigences de vrille du paragraphe a) du présent article et de l'alinéa 523.807 b)(6). De plus, les exigences suivantes doivent être respectées pour chaque configuration pour laquelle la certification concernant les vrilles est demandée.

    1. (1) L'avion doit pouvoir sortir à partir d'un point quelconque d'une vrille, même après six tours ou tout autre nombre supérieur de tours faisant l'objet de l'homologation, sans effectuer plus d'un tour et demi supplémentaire après la sollicitation normale des commandes pour sortir de vrille. Cependant, après trois tours, la vrille peut être interrompue si les caractéristiques d'une spirale se présentent.

    2. (2) Les limites de vitesse et les facteurs limites de charge de manoeuvre ne doivent pas être dépassés. Dans le cas d'une configuration volets sortis faisant l'objet de l'homologation, il ne faut pas rentrer les volets pendant la sortie de vrille.

    3. (3) Il doit être impossible d'obtenir une vrille dont on ne peut sortir lorsqu'on utilise les commandes de vol ou de puissance moteur, que ce soit à l'amorce d'une vrille ou pendant une vrille.

    4. (4) Aucune caractéristique ne doit apparaître pendant une vrille (telle qu'un taux de rotation excessif ou des oscillations extrêmes) si elle risque de compromettre la sortie de vrille en cas de désorientation ou d'incapacité soudaine du pilote.

(M. à j. 523-3 (92-01-02))
(M. à j. 523-5)

Caractéristiques de manoeuvrabilité au sol et à flot

523.231 Stabilité et contrôle longitudinal

  1. a) Un avion terrestre ne doit présenter aucune tendance incontrôlable à capoter dans toute condition raisonnablement envisagée, y compris le rebond au cours de l'atterrissage ou du décollage. Les freins de roues doivent fonctionner progressivement et ne doivent pas causer de tendance excessive au capotage.

  2. b) Un hydravion ou un avion amphibie ne doit pas présenter de caractéristiques de marsouinage dangereuses ou incontrôlables à une vitesse quelconque d'utilisation normale à flot.

523.233 Stabilité et contrôle directionnel

  1. a) Une composante de vent de travers à 90 degrés, prouvée comme étant sûre pour le roulage, le décollage et l'atterrissage, doit être établie et ne doit pas être inférieure à 0,2 VSO.

  2. b) Un avion terrestre doit présenter une pilotabilité satisfaisante lors d'atterrissages effectués à puissance réduite, puis à vitesse d'atterrissage normale, sans qu'il soit nécessaire d'utiliser les freins ni de remettre la puissance pour maintenir une trajectoire rectiligne, avant que la vitesse n'ait diminué suffisamment pour correspondre à au moins 50% de la vitesse de posée.

  3. c) L'avion doit avoir un contrôle directionnel convenable pendant le roulement au sol.

  4. d) Pour les hydravions, il faut démontrer des qualités de stabilité et de contrôle directionnel satisfaisantes, pour des opérations sur l'eau, dans des vents pouvant atteindre la vitesse maximale précisée en a).

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.235 Déplacements sur des surfaces sans revêtement

Il faut démontrer que l'avion présente des caractéristiques satisfaisantes et que son mécanisme amortisseur de choc n'endommage pas la structure de l'avion lorsque l'appareil roule sur le sol le plus accidenté qui puisse être raisonnablement envisagé en utilisation normale, et lorsque les décollages et les atterrissages sont effectués sur des pistes sans revêtement ayant une surface la plus accidentée que l'on puisse raisonnablement envisager en utilisation normale.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.237 Déplacements sur l'eau

Une hauteur de vague, prouvée comme ne présentant aucun danger pour l'exploitation de l'hydravion, et toute autre procédure d'évolution à flot dans le cas des hydravions et des avions amphibies, doivent être établies.

(M. à j. 523-5)

523.239 Caractéristiques de projections d'eau

Les projections d'eau ne doivent pas obscurcir dangereusement la vision des pilotes, ou endommager les hélices ou d'autres parties d'un hydravion ou d'un avion amphibie, à tout moment au cours des évolutions à flot, du décollage et de l'amerrissage.

Exigences de vol diverses

523.251 Vibrations et tremblement

  1. a) Il ne doit se produire ni vibration ni tremblement suffisamment important pour occasionner des dommages structuraux, et chaque partie de l'avion doit être exempte de vibrations excessives dans toutes les conditions de vitesse et de puissance appropriées, au moins jusqu'à la valeur minimale de VD/MD ou de VDF/MDF, dans le cas de turboréacteurs. De plus il ne doit pas y avoir de tremblement dans toute condition de vol normal, y compris les modifications de configuration pendant le vol de croisière, suffisamment importante pour gêner le contrôle satisfaisant de l'avion, causer une fatigue excessive à l'équipage ou provoquer des dommages structuraux. Un tremblement avertisseur de décrochage dans ces limites, est admissible.
    (en vigueur 2016/08/04)

  2. b) Il ne doit pas exister de condition de tremblement perceptible dans la configuration croisière en vol rectiligne à toute vitesse jusqu'à VMO/MMO, à l'exception du tremblement avertisseur de décrochage qui est admissible.
    (en vigueur 2016/08/04)

  3. c) Dans le cas d'un avion ayant un MD supérieur à 0,6 ou une altitude maximale d'exploitation supérieure à 25 000 pieds, les facteurs de charge positifs en manoeuvre auxquels le début d'un tremblement perceptible se produit doivent être déterminés, l'avion étant en configuration de croisière, pour les gammes de vitesse ou de nombre de Mach, de masse et d'altitude pour lesquelles l'avion est à certifier. Les domaines de facteur de charge, de vitesse, d'altitude et de masse doivent fournir une gamme suffisante de vitesses et de facteurs de charge pour une utilisation normale. Les excursions involontaires éventuelles hors des limites des domaines de début de tremblement ne doivent pas entraîner de conditions dangereuses.
    (en vigueur 2016/08/04)

523.253 Caractéristiques à grandes vitesses

Si une vitesse maximale de fonctionnement VMO/MMO est établie selon le 523.1505 c), les caractéristiques suivantes d'augmentation de vitesse et de récupération, doivent être satisfaites:

  1. a) Les conditions et les caractéristiques de fonctionnement susceptibles de provoquer des augmentations par inadvertance de vitesse (incluant des excursions en tangage et en roulis), doivent être simulées avec l'avion compensé à toute vitesse vraisemblable de croisière jusqu'à VMO/MMO. Ces conditions et caractéristiques comprennent des excursions dues aux rafales, des déplacements fortuits aux commandes, des variations lentes d'effort au manche en relation avec le frottement de la commande, des déplacements de passagers, des mises en palier à partir d'une montée, et des descentes depuis l'altitude limite de Mach jusqu'à l'altitude limite de vitesse-air.

  2. b) En tenant compte du temps de réponse du pilote, après la parution d'un avertissement effectif naturel ou artificiel de vitesse, précisé à 523.1303, il doit être montré que l'avion peut être ramené à une assiette normale, et que sa vitesse peut être réduite à VMO/MMO, sans :

    1. (1) efforts ou habileté exceptionnels de pilotage;
      (en vigueur 2016/08/04)

    2. (2) dépassement de VD/MD, ou de VDF/MDF, dans le cas de turboréacteurs, la vitesse maximale montrée selon l'article 523.251, ou des limitations structurales; et
      (en vigueur 2016/08/04)

    3. (3) tremblement qui diminuerait l'aptitude du pilote à lire les instruments ou à commander l'avion pour la récupération.

  3. c) Il ne doit pas y avoir d'inversion de commande autour de tout axe et à toute vitesse jusqu'à la vites se maximale montrée selon la 523.251. Toute inversion d'effort sur la commande de profondeur ou toute tendance de l'avion au tangage, roulis ou lacet, doit être faible et facilement contrôlable, en utilisant des techniques normales de pilotage.

  4. d) Vitesse maximale pour les caractéristiques de stabilité, VFC/MFC. La VFC/MFC ne peut pas être inférieure à une vitesse située à mi chemin entre VMO/MMO et VDF/MDF, excepté que, pour les altitudes où le nombre de Mach est le facteur limite, MFC ne dépasse pas nécessairement le nombre de Mach auquel l'avertissement efficace de vitesse se produit.
    (en vigueur 2016/08/04)

523.255 Caractéristiques hors-compensation
(en vigueur 2016/08/04)

Dans le cas d'avions ayant un MD supérieur à 0,6 et comportant un plan horizontal compensé, les exigences suivantes s'appliquent relativement aux caractéristiques hors-compensation :

  1. a) À partir d'une condition initiale où l'avion est compensé à des vitesses de croisière allant jusqu'à VMO/MMO, l'avion doit avoir une contrôlabilité et une stabilité de manoeuvre satisfaisantes avec le degré d'hors-compensation, à la fois dans les sens cabré et piqué, qui résulte du plus grand des écarts suivants :

    1. (1) un mouvement de trois secondes du système de compensation longitudinale à sa vitesse normale pour la condition particulière de vol, sans charge aérodynamique (ou un degré équivalent d'hors-compensation pour les avions qui n'ont pas de système de compensation assisté), sauf comme limité par les butées du système de compensation, y compris celles exigées par le 523.655b) pour les plans fixes réglables; ou

    2. (2) la mauvaise compensation maximale qui peut être supportée par le pilote automatique tout en maintenant le vol en palier en condition de croisière à grande vitesse.

  2. b) Dans la condition d'hors-compensation spécifiée au paragraphe a) de cette section, lorsque l'accélération normale varie depuis +1 g jusqu'aux valeurs positives et négatives spécifiées au paragraphe c) de cette section :

    1. (1) la courbe d'efforts au manche en fonction de l'accélération doit avoir une pente positive pour toute vitesse jusqu'à et y compris VFC/MFC; et

    2. (2) aux vitesses comprises entre VFC/MFC et VDF/MDF, le sens de l'effort sur la commande longitudinale principale ne doit pas s'inverser.

  3. c) Sauf comme prévu aux paragraphes d) et e) de cet article, la conformité aux dispositions du paragraphe a) de cette section doit être démontrée en vol dans la plage d'accélérations de :

    1. (1) – 1 g à +2,5 g; ou

    2. (2) 0 g à +2,0 g, et une extrapolation par une méthode acceptable à - 1 g et +2,5 g.

  4. d) Si la procédure énoncée au paragraphe c)(2) de cet article est utilisée pour démontrer la conformité et si des conditions marginales existent au cours d'essais en vol en ce qui concerne l'inversion de l'effort sur la commande longitudinale principale, les essais en vol doivent être effectués à partir de l'accélération normale à laquelle une condition marginale est découverte, jusqu'à la limite applicable spécifiée au paragraphe b)(1) de cette section.

  5. e) Au cours des essais en vol exigés par le paragraphe a) de cet article, les facteurs de charge de manoeuvre limite prescrits aux 523.333 b) et l'article 523.337 n'ont pas à être dépassés. De plus, les vitesses d'entrée pour les démonstrations d'essais en vol aux valeurs normales d'accélération inférieures à 1 g doivent être limitées à la valeur nécessaire pour réaliser une récupération sans dépasser VDF/MDF.

  6. f) Dans la condition d'hors-compensation spécifiée au paragraphe a) de cet article, il doit être possible, à partir d'une condition de survitesse à VDF/MDF, de produire au moins 1,5 g pour la récupération, en appliquant un effort sur la commande longitudinale non supérieur à 125 livres, en utilisant soit la commande longitudinale principale seule, soit la commande longitudinale principale et le système de compensation longitudinale. Si la compensation longitudinale est utilisée pour aider à produire le facteur de charge exigé, il doit être démontré à VDF/MDF que la compensation longitudinale peut être actionnée dans le sens avion cabré, avec la gouverne principale sous une charge correspondant au plus faible des efforts aux commandes, avion cabré, suivants :

    1. (1) les efforts maximaux aux commandes escomptés en service, comme spécifiés aux articles 523.301 et 523.397;

    2. (2) l'effort sur la commande exigé pour produire 1,5 g;

    3. (3) l'effort sur la commande correspondant au tremblement ou autres phénomènes d'une intensité telle qu'elle constitue une dissuasion puissante de poursuivre l'application de l'effort sur la commande longitudinale principale.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

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