Partie V, Manuel de navigabilité Chapitre 523, Sous-chapitre D

dernière révision du contenu : 2010/12/01

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 D CONCEPTION ET CONSTRUCTION

523.601 Généralités

La convenance de chaque détail et de chaque pièce de conception douteuse ayant une part importante dans la sécurité en utilisation doit être établie par des essais.

523.603 Matériaux et qualité d'exécution

a) La convenance et la durabilité des matériaux utilisés pour les pièces dont la défaillance pourrait affecter de façon défavorable la sécurité, doivent :doivent:

(1) Être établies par l'expérience ou par des essais;

(2) Satisfaire aux spécifications approuvées qui assurent que les matériaux ont la résistance et autres propriétés supposées dans les données de conception; et

(3) Tenir compte des effets de conditions d'ambiance, telles que la température et l'humidité, attendues en utilisation.

b) La qualité d'exécution doit être d'un standard élevé.

523.605 Méthodes de fabrication

a) Les méthodes de fabrication utilisées doivent donner une structure uniformément saine. Si un procédé de fabrication (tel que collage, soudage par point, ou traitement thermique) nécessite un contrôle serré pour atteindre cet objectif, le procédé doit être effectué suivant une spécification approuvée de procédé.

b) Chaque nouvelle méthode de fabrication d'aéronefs doit être justifiée par un programme d'essais.

523.607 Fixations

a) Chaque fixation amovible doit comporter deux dispositifs de blocage si la perte d'une telle fixation risquait de mettre en danger la sécurité du vol et de l'atterrissage.

b) Les fixations et leurs dispositifs de verrouillage ne doivent pas être modifiés négativement par les conditions environnementales associées à leur installation particulière.

c) Aucun écrou auto-freineur ne doit être utilisé sur un boulon quelconque soumis à une rotation en cours d'utilisation à moins qu'un dispositif de freinage autre que par frottement soit utilisé en plus du dispositif de freinage auto-freineur.

(M. à j. 523-5)

523.609 Protection de la structure

Chaque élément de la structure doit :

a) Être convenablement protégé contre la détérioration ou la perte de résistance en service, due à une cause quelconque, y compris :

(1) Les conditions climatiques;

(2) La corrosion; et

(3) L'abrasion; et

b) Avoir des aménagements appropriés pour la ventilation et le drainage.

523.611 Accessibilité

Pour chaque composant qui doit faire l'objet de maintenance, d'inspection ou d'autre genre d'entretien, des moyens convenables doivent être intégrés dans la conception de l'avion pour que cela soit possible.

(M. à j. 523-5)

523.613 Propriétés de résistance des matériaux et valeurs de calcul

a) Les propriétés de résistance des matériaux doivent être basées sur suffisamment d'essais de matériaux satisfaisant aux spécifications, pour établir les valeurs de calcul sur une base statistique.

b) Des valeurs de calcul doivent être choisies de sorte à réduire au minimum la probabilité d'une défaillance structurale causée par des variations du matériau. À l'exception de ce qui est prévu au paragraphe e) de cette section, la conformité avec le présent paragraphe doit être démontrée par la sélection de valeurs de calculs garantissant la résistance des matériaux selon la probabilité suivante :

(1) Quand les charges appliquées finissent par être réparties le long d'un membre unique d'un ensemble dont la rupture pourrait entraîner la perte d'intégrité structurale du composant : probabilité de 99%, avec un seuil de confiance à 95%.

(2) Pour les structures redondantes, où la défaillance des éléments individuels pourraient donner lieu à une distribution sans danger des charges appliquées aux autres membres de support de charges : probabilité de 90%, avec un seuil de confiance de 95%.

c) L'effet de la température sur les contraintes permises, retenu dans les calculs, pour une structure ou un composant essentiel, doit être pris en compte si les effets thermiques sont importants dans les conditions normales d'exploitation.

d) La conception de la structure doit réduire au minimum la probabilité d'une défaillance catastrophique causée par la fatigue, surtout aux points de concentration des contraintes.

e) Les valeurs de calcul supérieures aux minimums garantis exigés dans ce paragraphe peuvent être utilisées, alors que les valeurs minimales garanties ne sont normalement permises que si une sélection « fine » du matériau est effectuée, sélection selon laquelle un échantillon de chaque article est essayé avant d'être utilisé afin d'en déterminer les propriétés réelles de résistance, qui doivent être égales ou supérieures aux propriétés nominales.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.615 Caractéristiques de calcul (Enlevé)

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.619 Coefficients spéciaux

Le coefficient de sécurité prescrit en 523.303 doit être multiplié par le plus grand des coefficients spéciaux de sécurité appropriés prescrits dans les 523.621 à 523.625 pour chaque partie de la structure dont la résistance est :

(1) Incertaine;

(2) Susceptible de se dégrader en service avant son remplacement normal; ou

(3) Soumise à des variations appréciables à cause d'incertitudes dans les procédés de fabrication ou dans les méthodes de contrôle.

523.621 Coefficients pour les pièces coulées

a) Généralités. Les coefficients, essais et inspections spécifiés dans les paragraphes b) à d) de cette section doivent être appliqués en plus de ceux nécessaires pour établir le contrôle de qualité de fonderie. Les inspections doivent satisfaire aux spécifications approuvées. Les paragraphes c) et d) de cette section s'appliquent à toutes les pièces structurales coulées, excepté les pièces coulées qui sont essayées à la pression en tant que pièces de systèmes hydrauliques ou autres systèmes de fluide et qui ne supportent pas de charges structurales.

b) Contraintes et surfaces de matage. Les coefficients de pièce coulée spécifiés dans les paragraphes c) et d) de cette section :

(1) N'ont pas à dépasser 1,25 en ce qui concerne les contraintes de matage, sans considération de la méthode de contrôle utilisée; et

(2) N'ont pas à être utilisés en ce qui concerne les surfaces soumises au matage dans une pièce dont le coefficient de matage est plus grand que le coefficient de pièce coulée applicable.

c) Pièces coulées critiques. Pour chaque pièce coulée dont la rupture empêcherait la poursuite du vol et l'atterrissage sans danger de l'avion ou se traduirait par des blessures graves aux occupants, ce qui suit s'applique :

(1) Chaque pièce coulée critique doit, soit

(i) Avoir un coefficient de pièce coulée non inférieur à 1,25, et faire l'objet d'une inspection à 100% par des méthodes d'inspection visuelle, radiographique et à particules magnétiques ou par ressuage, ou encore par des méthodes équivalentes d'inspection non destructive approuvées; soit

(ii) Avoir un coefficient de pièce coulée non inférieur à 2,0 et faire l'objet d'une inspection visuelle à 100% ainsi que d'une inspection non destructive approuvée à 100 % également. S'il existe une procédure de contrôle de la qualité approuvée et si une analyse statistique acceptable conforte la réduction, l'inspection non destructive peut être inférieure à 100% et n'être effectuée que sur des échantillons.

(2) Pour chaque pièce coulée critique dont le coefficient de pièce coulée est inférieur à 1,50, trois pièces échantillons coulées doivent être essayées statiquement et montrer qu'elles satisfont :

(i) Aux exigences de résistance de la 523.305 sous une charge extrême correspondant à un coefficient de pièce coulée de 1,25; et

(ii) Aux exigences de déformation de la 523.305 sous une charge de 1,15 fois la charge limite.

(3) Des exemples de ces pièces coulées sont les ferrures d'attache de structure, les éléments des commandes de vol, les articulations de gouverne et les fixations des masses d'équilibrage, les supports et attaches des sièges, des couchettes, des ceintures de sécurité et des réservoirs de carburant et d'huile, et les soupapes de pressurisation de cabine.

d) Pièces coulées non critiques. Pour chaque pièce coulée, autre que celles spécifiées au paragraphe c) ou e) de cette section, ce qui suit s'applique :

(1) Excepté comme établi dans les sous-paragraphes (2) et (3) de ce paragraphe, les coefficients de pièce coulée et les inspections correspondantes doivent se conformer au tableau ci-dessous :

Coefficient de pièce coulée Inspection
2,0 ou plus
Moins de 2,0 mais plus de 1,5
1,25 à 1,50
100% visuelle
100% visuelle et par méthodes d'inspections à particules magnétiques ou par ressuage ou par des méthodes équivalentes d'inspection non destructive.
100% visuelle et par méthodes d'inspections magnétiques ou par ressuage, et par radiographie ou par des méthodes équivalentes approuvées d'inspection non destructive.

(2) Le pourcentage de pièces coulées inspectées par des méthodes non visuelles peut être réduit au-dessous de ce qui est spécifié au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, quand une procédure d'inspection de qualité approuvée est établie.

(3) Pour les pièces coulées élaborées conformément à une spécification qui garantit les propriétés mécaniques du matériau dans la pièce coulée et qui assure la démonstration de ces propriétés par des essais sur des éprouvettes détachées de la pièce coulée sur une base d'échantillonnage :

(i) Un coefficient de pièce coulée de 1,0 peut être utilisé; et

(ii) Les pièces coulées doivent être inspectées comme fourni au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe pour les coefficients de pièce coulée de 1,25 à 1,50 et essayées selon le paragraphe c)(2) de cette section.

e) Pièces coulées non structurales. Les pièces coulées utilisées à des fins non structurales n'ont pas à faire l'objet d'une évaluation, d'un essai ni d'une inspection poussée.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.623 Coefficients de matage

a) Chaque pièce qui a du jeu (ajustage libre) et qui est soumise à des chocs ou à des vibrations, doit avoir un coefficient de matage assez grand pour tenir compte des effets du mouvement relatif normal.

b) Pour les articulations de gouvernes et les assemblages des systèmes de commande, la conformité avec les coefficients prescrits en 523.657 et 523.693 respectivement, satisfait au paragraphe a) de cette section.

523.625 Coefficients de ferrure

Pour chaque ferrure (pièce ou extrémité de pièce utilisée pour réunir un élément de structure à un autre), ce qui suit s'applique :

a) Pour chaque ferrure dont la résistance n'est pas prouvée par des essais sous charge limite et extrême dans lesquels les conditions de contraintes réelles sont simulées dans la ferrure et les structures environnantes, un coefficient de ferrure d'au moins 1,15 doit être appliqué à chaque pièce :

(1) De la ferrure;

(2) Des moyens de fixation; et

(3) De la surface de matage des éléments assemblés.

b) Aucun coefficient de ferrure n'a pas besoin d'être utilisé pour des conceptions d'assemblage basées sur des résultats d'essais étendus (tels que joints continus dans un revêtement métallique, assemblages soudés, entures de pièces en bois).

c) Pour chaque ferrure intégrale, la pièce doit être traitée comme une ferrure jusqu'à l'endroit où les propriétés de la section deviennent typiques de l'élément.

d) Pour chaque siège, couchette, ceinture de sécurité, et harnais, la fixation à la structure doit être montrée par analyse, par essais ou par les deux, capable de résister aux forces d'inertie prescrites en 523.561 multipliées par un coefficient de ferrure de 1,33.

523.627 Résistance à la fatigue

La structure doit être conçue, autant que réalisable, pour éviter les points de concentration de contraintes où les contraintes variables supérieures à la limite de fatigue sont susceptibles de se produire en service normal.

523.629 Flottement

a) Il doit être montré par les méthodes spécifiées au paragraphe b), et par celles mentionnées au paragraphe c) ou d) du présent article, que l'avion est exempt de flottement, d'inversion de commande et de divergence pour toute condition d'utilisation dans le domaine limite V-n, et à toutes les vitesses jusqu'à la vitesse spécifiée pour la méthode choisie. De plus:

(1) Des tolérances adéquates doivent être établies pour les quantités qui affectent le flottement, y compris la vitesse, l'amortissement, l'équilibrage de masse et la rigidité des systèmes de commande; et

(2) Les fréquences naturelles des principaux éléments de structure doivent être déterminées par des essais de vibrations ou d'autres méthodes approuvées.

b) Des essais en vol de flottement doivent être utilisés pour montrer que l'avion est exempt de flottement, d'inversion de commande et de divergence, et pour montrer que:

(1) Des tentatives convenables et adéquates pour engendrer le flottement ont été faites dans la plage des vitesses jusqu'à VD.

(2) La réponse vibratoire de la structure durant l'essai indique l'absence de flottement;

(3) Une marge convenable d'amortissement existe à VD; et

(4) Il n'y a aucune réduction importante et rapide de l'amortissement à l'approche de VD.

c) Toute analyse rationnelle utilisée pour montrer que l'avion est exempt de flottement, d'inversion de commande et de divergence doit porter sur toutes les vitesses allant jusqu'à 1,2 VD.

d) La conformité aux critères de rigidité et d'équilibrage de masse (pages 4 à 12) du « Airframe and Equipment Engineering Report No. 45 » (après correction) « Simplified Flutter Prevention Criteria » (publié par la « Federal Aviation Administration U.S.A.) » peut être réalisée pour montrer que l'avion est exempt de flottement, d'inversion de commande ou de divergence si :

(1) VD/MD pour l'avion est inférieure à 260 noeuds (EAS) et à Mach 0,5,

(2) Les critères de prévention du flottement, de l'aile et des ailerons, représentés par les critères de résistance de l'aile à la torsion et d'équilibrage des ailerons, sont limités en utilisation aux avions sans concentrations importantes de masses (telles que moteurs, flotteurs ou réservoirs de carburant dans les panneaux d'ailes extrêmes) le long de l'envergure de l'aile; et si

(3) L'avion :

(i) Ne présente pas un empennage en T ni de configuration non classique;

(ii) Ne présente pas de répartition inhabituelle des masses ou d'autres particularités de conception non conventionnelles qui affectent l'applicabilité des critères;

(iii) À une dérive fixe et un stabilisateur fixe.

e) Pour les avions propulsés par turbopropulseurs, l'évaluation dynamique doit comprendre :

(1) Le degré de liberté en rotation qui tient compte de la stabilité du plan de rotation de l'hélice et des forces élastiques, d'inertie et aérodynamiques importantes; et

(2) La rigidité de l'hélice, du moteur, des supports du moteur et de la structure de l'avion ainsi que les variations d'amortissement appropriées à la configuration particulière.

f) L'absence de flottement, d'inversion de commande et de divergence jusqu'à VD/MD doit être montrée comme suit :

(1) Pour les avions qui satisfont aux critères des paragraphes d)(1) à d)(3) de cette section après la défaillance, le mauvais fonctionnement ou le désaccouplement de tout élément simple de n'importe quel système de commande de tabs.

(2) Pour les avions autres que ceux décrits au paragraphe f)(1) de cette section, après la défaillance, le mauvais fonctionnement ou le désaccouplement de tout élément simple du système de commandes principales de vol, de n'importe quel système de commande de tabs ou de tout amortisseur de flottement.

g) Pour les avions conformes aux critères de sécurité en cas de rupture partielle des articles 523.571 et 523.572, il faut démontrer, par analyse, une absence de flottement jusqu'à VD/MD après une rupture due à la fatigue ou une défaillance partielle évidente d'un élément structural principal.

h) Pour les avions conformes aux critères de tolérance aux dommages de l'article 523.573, il faut démontrer, par analyse, une absence de flottement jusqu'à VD/MD après que l'avion a subi des dommages pour lesquels il est établi qu'il y a résistance résiduelle.

i) Si des modifications de définition de type pourraient influer sur les caractéristiques de flottement, il faut démontrer qu'il y a conformité avec le paragraphe a) du présent article, sauf que l'on peut recourir à une analyse fondée sur des données déjà approuvées pour montrer qu'il y a absence de flottement, d'inversion de commande et de divergence, à toutes les vitesses jusqu'à la vitesse spécifiée pour la méthode choisie.

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

Voilure

523.641 Preuve de résistance

La résistance des ailes à revêtement travaillant doit être prouvée par des essais sous charge, ou par une combinaison d'analyse de structure et d'essais sous-charge.

Gouvernes

523.651 Preuve de résistance

a) Des essais à la charge limite des gouvernes sont exigés. Ces essais doivent inclure le guignol ou la ferrure auquel le système de commande est fixé.

b) Dans les analyses de structure, les charges dues aux tensions de réglage des haubans doivent être prises en compte d'une manière rationnelle ou pénalisante.

523.655 Installation

a) Les surfaces mobiles d'empennage doivent être installées de sorte qu'il n'y ait pas d'interférence entre les gouvernes ou leurs haubans, ou la structure fixe adjacente, quand une gouverne est maintenue à la position extrême et que les autres sont manoeuvrées sur tout leur débattement angulaire.

b) Si un plan fixe réglable est utilisé, il doit avoir des butées qui limiteront son débattement à celui permettant le vol et l'atterrissage sans danger.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.657 Articulations

a) Les articulations de gouvernes, à l'exception des articulations à roulements à billes et à rouleaux, doivent avoir un coefficient de sécurité non inférieur à 6,67 en ce qui concerne la résistance extrême de matage du matériau le plus mou utilisé comme portée.

b) Pour les articulations à roulements à billes et à rouleaux, les caractéristiques approuvées du roulement ne doivent pas être dépassées.

c) Enlevé

(M. à j. 523-5)

523.659 Équilibrage de masses

La structure-support et la fixation des masses d'équilibrage concentrées utilisées sur les gouvernes doivent être conçues pour :

a) 24 g perpendiculairement au plan de la gouverne;

b) 12 g vers l'avant et vers l'arrière; et

c) 12 g parallèlement à l'axe d'articulation.

Systèmes de commandes

523.671 Généralités

a) Chaque commande doit fonctionner facilement, d'une façon douce, et d'une manière assez efficace pour permettre la bonne exécution de ses fonctions.

b) Les commandes doivent être disposées et repérées pour assurer une commodité en utilisation et empêcher toute possibilité de confusion et par suite toute utilisation par inadvertance.

523.672 Systèmes d'augmentation de stabilité, systèmes automatiques et servocommandés

Si la présence d'un système d'augmentation de stabilité ou d'autres systèmes automatiques ou servocommandés est nécessaire pour établir la conformité avec les exigences de cet paragraphe relativement aux caractéristiques de vol, ces systèmes doivent être conformes à 523.671 et à ce qui suit :

a) Un signal avertisseur, nettement discernable pour le pilote dans les conditions de vol prévues, sans que ce dernier n'ait à faire preuve d'une attention particulière, doit être fourni pour annoncer toute panne du système d'augmentation de stabilité ou de tout autre système automatique ou servocommandé qui serait susceptible de donner lieu à une condition dangereuse si le pilote n'en était pas averti. Les systèmes d'avertissement ne doivent pas activer le système de contrôle.

b) Par conception, le système d'augmentation de stabilité ou tout autre système automatique ou servocommandé, doit permettre de contrer initialement les défaillances sans exiger, de la part du pilote, une aptitude ni une force exceptionnelle, que ce soit par le biais de la désactivation du système ou de la partie défaillante, ou par le biais d'un contournement de la défaillance grâce à un mouvement des commandes de vol dans le sens normal.

c) Il doit être démontré que, après toute défaillance isolée du système d'augmentation de stabilité ou tout autre système automatique ou servocommandé :

(1) L'avion est pilotable sans danger, après une défaillance ou un mauvais fonctionnement, à n'importe quelle vitesse ou altitude à l'intérieur des limites d'exploitation approuvées qui sont critiques pour le type de défaillances envisagées;

(2) Les exigences de pilotabilité et de manoeuvrabilité du présent chapitre sont satisfaites à l'intérieur d'une enveloppe de vol opérationnel pratique (p. ex. : en ce qui a trait à la vitesse, à l'altitude, à l'accélération normale et à la configuration de l'avion), enveloppe décrite dans le manuel de vol de l'avion; et

(3) Les caractéristiques de compensation, de stabilité et de décrochage ne sont pas perturbées en deçà du niveau nécessaire pour permettre la poursuite du vol et de l'atterrissage en sécurité.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.673 Commandes principales de vol

Les commandes principales de vol sont celles utilisées par le pilote pour le contrôle immédiat du tangage, du roulis, et du lacet.

b) Enlevé

(M. à j. 523-5)

523.675 Butées

a) Chaque système de commande doit avoir des butées qui limitent positivement le débattement de chaque surface aéro-dynamiqueaérodynamique mobile commandée par le système.

b) Chaque butée doit être située de manière que les réglages d'usure, de mou ou de rattrapage de jeu n'affectent pas défavorablement les caractéristiques des commandes de l'avion à cause d'un changement dans la plage de débattement de la surface.

c) Chaque butée doit être en mesure de résister à toutes les charges correspondant aux conditions de calcul pour le système de commande.

523.677 Systèmes de compensation

a) Des précautions adéquates doivent être prises pour empêcher toute manoeuvre involontaire, impropre, ou brutale des tabs de compensation. Il doit y avoir un moyen près de la commande de compensation pour indiquer au pilote la direction du mouvement de la commande de compensation relativement au mouvement de l'avion. De plus, il doit y avoir un moyen pour indiquer au pilote la position du dispositif de compensation en ce qui concerne la plage de réglage et, dans le cas de la compensation latérale et directionnelle, la position neutre. Ce moyen doit être à la vue du pilote et doit être situé et conçu de manière à empêcher toute confusion. L'indicateur de compensation en tangage doit être clairement marqué d'une position ou d'une plage dans laquelle il a été démontré que le décollage est sans danger pour toutes les positions du centre de gravité et pour chaque position des volets approuvéeapprouvés pour le décollage.

b) Les dispositifs de compensation doivent être conçus de sorte que, lorsqu'un élément de liaison ou de transmission du système des commandes principales de vol a une défaillance, la commande adéquate de compensation pour le vol et l'atterrissage sans danger soit disponible avec :

(1) Pour les avions monomoteurs, des dispositifs de compensation longitudinale; ou

(2) Pour les avions multimoteurs, des dispositifs de compensation longitudinale et directionnelle.

c) Les commandes des tabs doivent être irréversibles à moins que le tab soit correctement équilibré et n'ait pas de caractéristiques dangereuses de flottement. Les systèmes de tabs irréversibles doivent avoir une rigidité et une fiabilité adéquates, dans la partie du système située depuis le tab jusqu'au point de fixation de l'ensemble irréversible sur la structure de l'avion.

d) Il doit être démontré que l'avion est maîtrisable en toute sécurité et que le pilote peut effectuer toutes les manoeuvres et les opérations nécessaires pour effectuer un atterrissage en toute sécurité suivant toute perte de compensation assistée probable qui raisonnablement pourrait se produire en service, assurant un délai approprié après que le pilote s'est aperçu de la perte de compensation. La démonstration doit être effectuée aux masses et aux positions du centre de gravité critiques de l'avion.

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

523.679 Verrouillage des systèmes de commande

S'il existe un dispositif pour verrouiller le système de commande au sol ou à flot

a) Il doit exister un moyen pour :

(1) Donner au pilote un avertissement indubitable lorsque le verrou est engagé; ou

(2) Désengager automatiquement le dispositif lorsque le pilote utilise les commandes de vol primaires de façon normale.

b) Le dispositif doit être installé de sorte à limiter l'utilisation de l'avion et à ce que, lorsque le dispositif est engagé, le pilote reçoive un avertissement indubitable au début du décollage.

c) Le dispositif doit comporter un moyen destiné à en empêcher l'engagement intempestif en vol.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.681 Essais statiques sous charges limites

a) La conformité aux exigences de charges limites du présent chapitre doit être montrée par des essais dans lesquels :

(1) La direction des charges d'essai produit le chargement le plus sévère dans le système de commande; et

(2) Chaque ferrure, poulie et support utilisés pour la fixation du système de commande à la structure principale, est inclus.

b) La conformité doit être montrée (par analyses ou essais de charge individuels) aux exigences de facteur spécial pour les jonctions des systèmes de commande soumis à des mouvements angulaires.

523.683 Essais de fonctionnement

a) Il doit être montré par des essais de fonctionnement que, lorsque les commandes sont manoeuvrées à partir du compartiment de pilotage, avec le système chargé comme prescrit au paragraphe b) de cette section, le système est exempt de :

(1) Blocage;

(2) Frottement excessif; et

(3) Déformation excessive.

b) Les charges d'essai prescrites sont :

(1) Pour l'ensemble du système, les charges correspondant aux charges aérodynamiques limites s'exerçant sur la surface appropriée ou aux efforts limites du pilote spécifiées au 523.397 b), en retenant les plus faibles de ces valeurs; et

(2) Pour les commandes secondaires des charges non inférieures à celles correspondant à l'effort maximal du pilote, établi selon la 523.405.

523.685 Détails des systèmes de commande

a) Chaque détail de chaque système de commande doit être conçu et installé pour prévenir le blocage, le frottement et l'interférence avec le chargement, les passagers, les objets non arrimés ou le gel de l'humidité.

b) Il doit y avoir un moyen dans la cabine de pilotage pour prévenir l'intrusion d'objets étrangers en des endroits où ils bloqueraient le système.

c) Il doit y avoir un moyen pour prévenir les battements de câbles ou de tubes contre les autres parties.

d) Chaque élément du système de commandes de vol doit avoir des particularités de conception, ou doit être marqué de façon distincte et permanente pour minimiser la possibilité d'assemblage incorrect qui pourrait se traduire par un mauvais fonctionnement du système de commande.

523.687 Dispositifs à ressort

La fiabilité de tout dispositif à ressort utilisé dans le système de commande doit être établie par des essais simulant les conditions en service à moins que la rupture du ressort ne provoque ni « flutter », ni caractéristiques dangereuses de vol.

523.689 Systèmes à câbles

a) Chaque câble, raccord de câble, tendeur, épissure et poulie utilisé, doit satisfaire aux spécifications approuvées. De plus :

(1) Aucun câble inférieur à 1/8 de pouce (3,17 mm) de diamètre ne doit être utilisé dans les systèmes de commandes principales;

(2) Chaque système à câble doit être conçu de telle sorte qu'il n'y aura aucune variation dangereuse dans la tension du câble sur tout le débattement, dans les conditions d'utilisation et de variations de température; et

(3) Il doit y avoir un moyen d'inspection visuelle, à chaque guide-câble, poulie, embout et tendeur.

b) Chaque sorte et taille de poulie doit correspondre au câble avec lequel la poulie est utilisée. Chaque poulie doit avoir des gardes montées très près, pour empêcher les câbles de dérailler ou s'enchevêtrer, même quand ils sont détendus. Chaque poulie doit reposer dans le plan passant par le câble de sorte que le câble ne frotte pas contre les joues de la poulie.

c) Des guide-câbles doivent être installés de telle sorte qu'ils ne causent pas un changement de la direction du câble de plus de 3°.

d) Les axes de chape soumis à une charge ou à un mouvement et retenus seulement par goupilles fendues ne doivent pas être utilisés dans le système de commande.

e) Les tendeurs doivent être fixés aux pièces ayant un mouvement angulaire, de manière à prévenir positivement un coincement sur tout le débattement.

f) Les câbles de commande des tabs ne font pas partie du système de commande principale et peuvent être inférieurs à un diamètre de 1/8 de pouces (3,175 mm) sur les avions qui peuvent être pilotés en toute sécurité, avec les tabs dans les positions les plus défavorables.

523.691 Dispositif antidécrochage

Si l'on a recours à un dispositif antidécrochage, un pousseur de manche par exemple, pour se conformer au paragraphe 523.201 c), ce dispositif doit respecter les conditions suivantes :

a) Le dispositif étant réglé pour le vol, la précision des vitesses (±) auxquelles le contrôle en tangage vers le bas est assuré doit être établie.

b) Compte tenu de la précision des vitesses établies au paragraphe a) précédent, une vitesse doit être choisie pour le déclenchement du contrôle en tangage vers le bas qui assure une marge de sécurité au-dessus de toute vitesse à laquelle toute caractéristique de décrochage insatisfaisante se présente.

c) En plus de l'avertissement de décrochage exigé à l'article 523.07, un avertissement que le pilote peut reconnaître facilement dans toutes les conditions de vol prévues, sans que le pilote ait à se concentrer, doit être prévu pour signaler les anomalies qui pourraient empêcher le dispositif antidécrochage de commander le mouvement de tangage nécessaire.

d) Pour éviter tout mouvement de tangage indésirable vers le bas, chaque dispositif doit être conçu pour que les pilotes puissent rapidement et fermement le rendre inopérant au moyen d'une commande à action rapide (de secours) conforme aux exigences du paragraphe 523.1329 b).

e) Une vérification prévol de ce dispositif doit être établie, et la procédure pertinente doit figurer dans le manuel de vol de l'avion. Les vérifications prévol qui sont critiques pour la sécurité de l'avion doivent faire partie de la section du manuel de vol de l'avion qui traite des limitations.

f) Dans le cas des avions dotés d'un pilote automatique :

(1) une commande à action rapide (de secours) installée conformément au paragraphe 523.1329 b) peut être utilisée pour répondre aux exigences du paragraphe d) du présent article; et

(2) la servocommande de profondeur du pilote automatique peut être utilisée pour produire le mouvement de tangage vers le bas en vue d'éviter un décrochage.

g) Pour démontrer la conformité à l'article 523.1309, le système doit être évalué afin de déterminer l'effet qu'une défaillance imprévue ou non pourrait avoir sur la sécurité du vol et sur l'atterrissage ou sur l'aptitude de l'équipage à affronter des conditions défavorables qui pourraient découler d'une telle défaillance. Cette évaluation doit tenir compte des dangers qui résulteraient des caractéristiques de vol de l'avion si un tel système n'était pas installé, ainsi que des dangers qui pourraient être attribuables à un mouvement de tangage indésirable vers le bas, qui pourrait découler d'une défaillance aux vitesses situées au-dessus de la vitesse de décrochage choisie.

(M. à j. 523-5)

523.693 Jonctions

Les jonctions de systèmes de commande (dans les systèmes à traction compression) qui sont soumises à un mouvement angulaire, excepté celles des systèmes à roulements à billes et à rouleaux, doivent avoir un coefficient spécial de sécurité non inférieur à 3,33, en ce qui concerne la résistance extrême de matage du matériau le plus mou utilisé comme appui. Ce coefficient peut être réduit à 32,0 pour les jonctions des systèmes de commandes à câbles. Pour les roulements à billes ou à rouleaux, les caractéristiques approuvées ne doivent pas être dépassées.

523.697 Commandes de volets d'aile

a) Chaque commande de volets d'aile doit être conçue de sorte que, lorsque le volet a été placé dans une position quelconque sur laquelle la conformité aux exigences de performances de ce chapitre est basée, le volet ne bouge pas de cette position à moins que la commande soit ajustée ou déplacée par le fonctionnement automatique d'un dispositif limitant la charge sur les volets.

b) La vitesse de déplacement des volets en réponse à la manoeuvre de la commande du pilote ou du dispositif automatique doit donner des caractéristiques satisfaisantes de vol et de performance dans les conditions stables ou variables de vitesse-air, de puissance moteur et d'attitude.

c) Si la conformité à l'alinéa 523.145 b)(3) exige que les volets d'aile soient rentrés à des positions de rétraction partielle, les réglages du levier de commande des volets correspondant à ces positions doivent être clairement repérés pour indiquer qu'il faut déplacer le levier dans une direction tout à fait différente pour choisir d'autres réglages.

(M. à j. 523-5)

523.699 Indicateur de position de volets d'aile

Il doit y avoir un indicateur de position de volets d'aile pour :

a) Des installations de volets avec seulement les positions "rentré" et "complètement sorti" à moins :

(1) Qu'un mécanisme de commande directe offre une sensation musculaire et la position (telle que lorsqu'une liaison mécanique est utilisée); ou

(2) Que la position des volets soit facilement déterminée sans délaisser sérieusement les autres occupations de pilotage, dans toutes les conditions de vol, de jour ou de nuit; et

b) Une installation de volets avec positions intermédiaires, si :

(1) Toute position des volets autre que les positions "rentré" ou "complètement sorti" est utilisée pour montrer la conformité aux exigences de performances de ce chapitre; et

(2) Une installation de volets ne satisfait pas aux exigences du paragraphe (a)(1) de cette section.

523.701 Conjugaison des volets

a) Les volets d'aile principale et les surfaces mobiles connexes en tant que système doivent:

(1) être synchronisés à l'aide de raccords mécaniques entre les surfaces mobiles des volets qui sont indépendantes du système d'entraînement des volets, ou par un autre moyen équivalent approuvé; ou

(2) être conçus de sorte qu'une défaillance du système de volets qui pourrait occasionner des caractéristiques de vol dangereusesdangereux soit extrêmement improbable; ou

b) L'avion doit démontrer qu'il a des caractéristiques de vol sécuritaires dans toute combinaison de positions extrêmes des surfaces mobiles individuelles (les surfaces conjuguées mécaniquement doivent être considérées comme une seule surface).

c) Si une conjugaison est utilisée sur les avions multimoteurs, elle doit être conçue pour tenir compte des charges dissymétriques résultant d'un vol avec les moteurs d'un côté du plan de symétrie, hors de fonctionnement et les moteurs restant à la puissance de décollage. Pour les avions monomoteurs, et les avions multimoteurs sans effet de souffle sur les volets, il peut être supposé que 100% de la charge aérodynamique critique agissent sur un côté et 70% sur l'autre côté.

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

523.703 Système d'alarme décollage

Dans le cas des avions de la catégorie navette, à moins qu'il soit démontré qu'un dispositif de sustentation ou de compensation longitudinale qui influe sur les performances de l'avion au décollage ne peut mettre l'appareil dans une configuration dangereuse pour le décollage, lorsque le dispositif est placé dans une position autre que celle qui est approuvée pour le décollage, un système d'alarme décollage doit être installé et respecter les exigences suivantes:

a) Le système doit déclencher une alarme sonore automatiquement en début de décollage si la configuration de l'avion ne permet pas un décollage sans danger. Cette alarme doit continuer jusqu'à ce que :

(1) la configuration soit modifiée pour une décollage en toute sécurité; ou

(2) le pilote interrompe la course au décollage.

b) Les moyens utilisés pour déclencher le système doivent être efficaces à tous les réglages de puissance et à toutes les procédures autorisés pour le décollage et dans toutes les plages de masses, d'altitudes et de températures de décollage faisant l'objet de la demande d'homologation.

(M. à j. 523-5)

Train d'atterrissage

523.721 Généralités

Pour les avions de la catégorie navette, qui ont 10 places assises ou plus, à l'exception des sièges pilotes, les exigences générales suivantes s'appliquent pour le train d'atterrissage :

a) Le système de train d'atterrissage principal doit être conçu de façon que, s'il cédait en raison d'une surcharge au cours du décollage ou de l'atterrissage (si l'on suppose que les surcharges agissent vers le haut et vers l'arrière), le mode de rupture ne soit susceptible de causer une fuite de carburant suffisante dans une partie quelconque du circuit d'alimentation pour constituer un risque d'incendie.

b) Chaque avion doit être conçu de façon que, l'avion étant sous contrôle, il puisse atterrir sur une piste en dur avec une ou plusieurs jambes de train d'atterrissage non sortie, sans rupture d'un élément structural qui risque de causer une fuite d'une quantité de carburant suffisante pour constituer un risque d'incendie.

c) La conformité aux dispositions de la présente section peut être montrée par une analyse ou des essais, ou par les deux.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.723 Essais d'absorption des chocs

a) Il doit être montré que les facteurs de charge limites choisis pour le calcul conformément à la 523.473 pour les masses respectives au décollage et à l'atterrissage, ne seront pas dépassés. Ceci doit être montré par des essais d'absorption d'énergie, excepté que l'analyse basée sur des essais effectués sur un système de train d'atterrissage ayant des caractéristiques identiques d'absorption d'énergie, peut être utilisée pour des augmentations de masses au décollage et à l'atterrissage antérieurement approuvées.

b) Le train d'atterrissage ne doit pas se rompre, mais il peut fléchir, au cours d'un essai montrant sa capacité de réserve d'absorption d'énergie, simulant une vitesse de descente de 1,.2 fois la vitesse de descente limite, en supposant une portance de l'aile égale au poids de l'avion.

(M. à j. 523-5)

523.725 Essais de chute limite

a) Si la conformité avec le 523.723 a) est montrée par des essais en chute libre, ces essais doivent être faits sur l'avion complet, ou sur des ensembles se composant d'une roue, d'un pneu, et d'un amortisseur dans leurs propres positions, à partir de hauteurs de chute libre non inférieures à celles déterminées par la formule suivante :

h (pouces) = 3,6 (W/S)1/2

Cependant, la hauteur de chute libre ne doit pas être inférieure à 9,2 pouces, (0,234 m) et n'a pas à être supérieure à 18,7 pouces (0,475 m).

b) Si l'effet de portance de l'aile est considéré, dans les essais de chute libre, le train d'atterrissage doit être chuté avec une masse effective égale à :

 2

We = Poids effectif à employer dans l'essai de chute, (en livre) (en kg);

h = Hauteur de chute spécifiée, (en pouces) (en m);

d = Déflexion du pneu sous l'impact (à la pression de gonflage approuvée) plus la composante verticale de la course de la fusée par rapport à la masse de chute (en pouces).

W = WM pour les atterrisseurs principaux (en livres) (en kg) est égal au poids statique sur cet atterrisseur avec l'avion en ligne de vol (avec la roue de nez ne touchant pas le sol dans le cas d'avions de type à roue de nez);

W = WT pour les atterrisseurs de queue (en livres) (en Kgkg) égal au poids statique sur l'atterrisseur de queue avec l'avion en attitude queue basse;

W = WN pour les atterrisseurs de nez (en livres) (en kg) égal à la composante verticale de la réaction statique qui existerait sur la roue de nez, en supposant que la masse de l'avion agit au centre de gravité et exerce une force de 1,0 g vers le bas et 0,33 g vers l'avant; et

L = Rapport de la portance supposée de la voilure au poids de l'avion, mais pas plus de 0,667.

c) Le facteur de charge limite d'inertie doit être déterminé d'une manière rationnelle ou pénalisante, au cours de l'essai de chute, en utilisant une attitude du train d'atterrissage et des forces de traînée appliquées qui représentent les conditions d'atterrissage.

d) La valeur de "d" utilisée dans le calcul de We au paragraphe b) de cette section ne doit pas excéder la valeur réellement obtenue dans l'essai de chute.

e) Le facteur de charge limite d'inertie doit être déterminé à partir de l'essai de chute du paragraphe b) de cette section conformément à la formule suivante :

où :

nj = Facteur de charge développé dans l'essai de chute (c'est-à-dire l'accélération (dv/dt) en "g" enregistrée dans l'essai de chute) plus 1,0; et

We, W et L sont les mêmes que dans le calcul d'essai de chute.

f) La valeur de n, déterminée conformément au paragraphe e) ne doit pas être supérieure au facteur de charge limite d'inertie utilisé dans les conditions d'atterrissage de la 523.473.

(M. à j. 523-5)

523.726 Essais dynamiques de charge au sol

a) Si la conformité aux exigences de charge au sol des 523.479 à 523.483 est montrée de façon dynamique par essai de chute, un essai de chute doit être conduit qui satisfait à la 523.725, excepté que la hauteur de chute doit être :

(1) 2,25 fois la hauteur de chute prescrite au 523.725 a); ou

(2) Suffisante pour développer 1,5 fois le facteur de charge limite.

b) La condition d'atterrissage critique pour chacune des conditions de calcul spécifiées aux 523.479 à 523.483, doit être utilisée comme épreuve de résistance.

523.727 Essais de chute d'absorption d'énergie en réserve

a) Si la conformité à l'exigence d'absorption d'énergie en réserve du 523.723 b) est montrée par des essais de chute libre, la hauteur de chute ne doit pas être inférieure à 1,44 fois celle spécifiée en 523.725.

b) Si l'effet de portance de l'aile est considéré, les ensembles trains doivent être chutés avec une masse effective

dans laquelle les symboles et autres détails sont les mêmes qu'en 523.725.

523.729 Système de sortie et de rentrée du train d'atterrissage

a) Généralités. Pour les avions avec train d'atterrissage rentrant, ce qui suit s'applique :

(1) Chaque mécanisme de rentrée du train d'atterrissage et sa structure-support doivent être conçus pour des facteurs de charge en vol maximaux avec le train rentré, et doivent être conçus pour la combinaison des charges de frottement, des charges d'inertie, des charges de couple de freinage, et de charges aérodynamiques qui se manifestent au cours du relevage à toutes les vitesses-air jusqu'à 1,6 VS1, volets rentrés, et pour tout facteur de charge jusqu'à ceux spécifiés en 523.345 pour la condition volets sortis.

(2) Le train d'atterrissage et son mécanisme de rentrée, incluant les portes du logement de train doivent résister aux charges en vol, incluant les charges résultant de toutes les conditions de lacets spécifiées en 523.351, avec train d'atterrissage sorti, à toutes les vitesses allant au moins jusqu'à 1,6 VS1, avec volets rentrés.

b) Verrouillage du train d'atterrissage. Il doit y avoir des moyens efficaces (autres que l'utilisation de la pression hydraulique) pour maintenir le train d'atterrissage sorti.

c) Manoeuvre de secours. Pour un avion terrestre ayant un train d'atterrissage rentrant qui ne peut être sorti manuellement, il doit y avoir un moyen pour sortir le train d'atterrissage dans le cas de :

(1) Toute défaillance raisonnablement probable du système de manoeuvre normale du train d'atterrissage; ou

(2) Toute défaillance raisonnablement probable d'une source de puissance, qui empêcherait le fonctionnement du système de manoeuvre normale du train d'atterrissage.

d) Essais de fonctionnement. Le fonctionnement correct du mécanisme de rentrée doit être montré par des essais de fonctionnement.

e) Indicateur de position. Si un train d'atterrissage rentrant est utilisé, il doit y avoir un indicateur de position de train d'atterrissage (ainsi que les interrupteurs nécessaires pour mettre en service l'indicateur) ou un autre moyen pour informer le pilote que le train est verrouillé en position « sorti » (ou « rentré »). Si des interrupteurs sont utilisés, ils doivent être situés et couplés au système mécanique du train d'atterrissage d'une manière qui empêche une indication erronée « sorti et verrouillé » si le train d'atterrissage n'est pas en position « complètement sorti », ou « rentré et verrouillé » si le train d'atterrissage n'est pas en position « complètement rentré ».

f) Avertisseur de train d'atterrissage. Pour les avions terrestres, les dispositifs avertisseurs de train audibles ou d'efficacité équivalente, suivants, doivent être fournis :

(1) Un dispositif qui fonctionne continuellement quand une ou plusieurs manettes de puissance sont en dessous du réglage de puissance normalement utilisé pour une approche à l'atterrissage, si le train d'atterrissage n'est pas complètement sorti et verrouillé. Une butée de manette de puissance ne doit pas supplanter un dispositif avertisseur audible. S'il existe un arrêt manuel pour le dispositif avertisseur prescrit dans ce paragraphe, le système d'avertissement doit être conçu de sorte que, lorsque l'avertissement a été suspendu après la mise en position réduit à fond d'une ou de plusieurs manettes de puissance, la mise à la position tout réduit, par la suite, de toutes les manettes de puissance à, ou au-delà, de la position d'approche normale d'atterrissage, déclenche le dispositif avertisseur.

(2) Un dispositif qui fonctionne continuellement quand les volets d'aile sont sortis à la position au-delà de la position maximale d'approche aux volets, en utilisant une procédure normale d'atterrissage, si le train d'atterrissage n'est pas complètement sorti et verrouillé. Il ne doit pas y avoir d'arrêt manuel pour ce dispositif d'avertissement.

Le détecteur de position de volets peut être installé en tout endroit convenable. Le système pour ce dispositif peut utiliser une partie quelconque du système (incluant le dispositif d'avertissement audible) pour le dispositif exigé au sous-paragraphe f)(1).

g) Équipement situé dans le logement de train. Si de l'équipement autre que le train est installé dans le logement de train, il doit être conçu et installé de manière à minimiser les dommages qu'il pourrait subir à cause de l'éclatement d'un pneu, de roches, d'eau et de neige mouillée qui peuvent pénétrer dans le logement.

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

523.731 Roues

a) La valeur nominale de la charge statique maximale de chaque roue ne doit pas être inférieure à la réaction statique correspondante du sol avec :

(1) Le poids maximal de calcul; et

(2) Le centrage critique.

b) La valeur nominale de la charge limite maximale de chaque roue doit être égale ou supérieure à la charge radiale limite maximale déterminée selon les exigences applicables de charge au sol du présent chapitre.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.733 Pneumatiques

a) Chaque roue de train d'atterrissage doit être munie d'un pneumatique dont les caractéristiques nominales (statiques et dynamiques) ne sont pas dépassées :

(1) Sous une charge qui s'exerce sur chaque pneumatique des roues du train principal (à comparer à la caractéristique statistique approuvée pour ces pneumatiques) égale à la réaction statique correspondante du sol sous le poids maximal de calcul et au centrage critique; et

(2) Sous une charge qui s'exerce sur les pneumatiques des roues du train avant (à comparer à la charge nominale dynamique établie pour ces pneumatiques) égale à la réaction obtenue sur la roue de train avant, en supposant la masse de l'avion concentrée au centre de gravité le plus critique et exerçant une force de 1,0 W vers le bas et 0,31 W vers l'avant (W étant le poids maximal de calcul), les réactions étant distribuées entre les roues des atterrisseurs avant et principaux selon les principes de statistique, et la réaction de traînée au sol appliquée seulement aux roues avec freins.

b) Si des pneumatiques de fabrication spéciale sont utilisés, les roues doivent être marquées de façon claire et très apparente à cet effet. Les marquages doivent inclure la marque, les dimensions, le nombre de plis et le marquage d'identification du pneu approprié.

c) Chaque pneumatique installé sur un système de train d'atterrissage escamotable doit, pour la taille maximale du type de pneumatique susceptible d'être rencontré en service, avoir une garde par rapport à la structure et aux systèmes environnants, qui soit adéquate pour empêcher le contact entre le pneumatique et toute partie de la structure ou des systèmes.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.735 Freins

a) L'avion doit être muni de freins. La valeur nominale de capacité d'énergie cinétique de freinage de chaque ensemble frein-roue d'atterrisseur principal pendant un atterrissage ne doit pas être inférieure aux exigences d'absorption d'énergie cinétique déterminées selon l'une des méthodes suivantes :

(1) Les exigences d'absorption d'énergie cinétique de freinage doivent être basées sur une analyse rationnelle pénalisante de la succession d'événements envisagés durant un atterrissage au poids de calcul à l'atterrissage.

(2) À la place d'une analyse rationnelle, les exigences d'absorption d'énergie cinétique pour chaque ensemble roue principale et frein, peuvent être déduites de la formule suivante :

où :

KE = Énergie cinétique par roue (en pi. lb) (en Joules);

W(M) = Masse de calcul à l'atterrissage (en lb) (en kg);

V = Vitesse de l'avion en noeuds (en m/s). V ne doit pas être inférieure à VsoVSO, la vitesse de décrochage de l'avion avec la puissance réduite à fond, au niveau de la mer, à la masse de calcul à l'atterrissage et dans la configuration d'atterrissage; et

N = Nombre de roues principales avec freins.

b) Les freins doivent être capables d'empêcher les roues de rouler sur une piste en dur, avec la puissance de décollage sur le moteur critique mais n'ont pas à empêcher le mouvement de l'avion avec les roues bloquées.

c) Pendant que l'on détermine la distance d'atterrissage exigée par l'article 523.75, la pression exercée sur les freins ne doit pas dépasser la pression de freinage spécifiée par le fabricant de freins.

d) Si des dispositifs antidérapantes sont montés, les dispositifs et les systèmes connexes doivent être conçus de façon qu'aucun mauvais fonctionnement ou défaillance probables ne se traduiront par une perte dangereuse de capacité de freinage ou de maîtrise en direction de l'avion.

e) De plus, pour les avions de la catégorie navette, la valeur nominale de capacité d'énergie cinétique de freinage de chaque ensemble frein-roue d'atterrisseur principal pendant un décollage interrompu ne doit pas être inférieure aux exigences d'absorption d'énergie cinétique déterminées selon l'une des méthodes suivantes :

(1) Les exigences d'absorption d'énergie cinétique de freinage doivent être basées sur une analyse rationnelle pénalisante de la succession d'événements envisagés durant un décollage interrompu à la masse de calcul à l'atterrissage.

(2) À la place d'une analyse rationnelle, les exigences d'absorption d'énergie cinétique pour chaque ensemble roue principale et frein peuvent être déduites de la formule suivante:

KE = 0,0443 WV2N

où :

KE = énergie cinétique par roue (en pi. lb) (en Joules);

W = masse de calcul à l'atterrissage (en lb) (en kg);

V = vitesse de l'avion en noeuds (en m/s), associée à la valeur maximale de V1 choisie conformément à l'alinéa 523.51 c)(1);

N = nombre de roues principales avec freins.

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

523.737 Skis

La valeur nominale de charge limite maximale de chaque ski doit être égale ou supérieure à la charge limite maximale déterminée selon les exigences de charge au sol applicables de ce chapitre.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.745 Train avant (ou arrière) orientable

a) Si l'avion est doté d'un train avant (ou arrière) orientable, il faut montrer que son utilisation n'exige pas de compétences exceptionnelles de la part du pilote pendant le décollage et l'atterrissage, par vent de travers ou en cas de panne moteur; autrement, son utilisation doit être limitée aux faibles vitesses de manoeuvre.

b) Le déplacement de la commande de direction ne doit pas gêner la rentrée ou la sortie du train.

(M. à j. 523-5)

Flotteurs et coques

523.751 Flottabilité des flotteurs principaux

a) Chaque flotteur principal doit avoir :

(1) Une flottabilité de 80% supérieure à celle exigée pour supporter sa part de poids maximal de l'hydravion ou de l'avion amphibie en eau douce; et

(2) Un nombre suffisant de compartiments étanches pour fournir l'assurance raisonnable que l'hydravion ou l'avion amphibie continuera de flotter sans chavirer si deux compartiments quelconques des flotteurs principaux étaient inondés.

b) Chaque flotteur principal doit comporter au moins quatre compartiments étanches de volume approximativement égal.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.753 Conception des flotteurs principaux

Chaque flotteur principal d'hydravion doit satisfaire aux exigences de la 523.521.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.755 Coques

a) La coque d'un hydravion à coque ou d'un avion amphibie d'un poids maximal de 1 500 livres (680 kg) ou plus, doit comporter des compartiments étanches conçus et disposés de telle sorte que la coque, les flotteurs auxiliaires, et les pneus (s'ils sont utilisés), maintiennent l'avion à flot sans qu'il ne chavire, en eau douce, lorsque :

(1) Pour des avions d'un poids maximal de 5 000 livres (2 700 kg), ou plus deux compartiments adjacents quelconques sont inondés; et

(2) Pour des avions d'un poids maximal allant de 1 500 livres (680 kg) à 5 000 livres (2 270 kg) mais non inclus, un seul compartiment quelconque est inondé.

b) Les portes étanches des cloisons peuvent être utilisées pour la communication entre compartiments.

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

523.757 Flotteurs auxiliaires

Les flotteurs auxiliaires doivent être disposés de telle sorte, que lorsqu'ils sont complètement immergés en eau douce, ils créent un moment redresseur d'au moins 1,5 fois la valeur du moment de renversement causé par l'hydravion ou de l'avion amphibie quand il est incliné.

Aménagement pour le personnel et le fret

523.771 Compartiment de pilotage

Pour chaque compartiment de pilotage :

a) Le compartiment et son équipement doivent permettre à chaque pilote d'accomplir son service sans concentration ou fatigue déraisonnable; et

b) Lorsque l'équipage de vol est séparé des passagers par une cloison, une ouverture ou une porte ou fenêtre ouvrable doit être prévue pour faciliter la communication entre l'équipage de vol et les passagers; et

c) Les commandes aérodynamiques énumérées en 523.779, à l'exclusion des câbles et des bielles de commande, doivent être situées par rapport aux hélices, de telle sorte qu'aucune partie du pilote ou des commandes ne se trouve dans la zone comprise entre le plan de rotation de toute hélice intérieure et la surface engendrée par une ligne traversant le centre du moyeu d'hélice et formant un angle de 5° vers l'avant ou vers l'arrière avec le plan de rotation de l'hélice.

523.773 Vue du compartiment de pilotage

a) Chaque compartiment de pilotage doit :

(1) Présenter une visibilité suffisamment étendue, claire et sans distorsion pour permettre l'évolution en vol, le décollage, l'approche et l'atterrissage ainsi que l'exécution de toute manoeuvre dans les limites d'exploitation prévues pour l'avion, sans danger.

(2) Être exempt de lueurs éblouissantes et de reflets qui pourraient gêner la vision du pilote. La conformité doit être établie pour tous les cas d'exploitation où la certification est demandée;

(3) Être conçu de sorte que chaque pilote soit protégé des intempéries et de façon que les chutes de pluie moyenne n'entravent pas exagérément sa visibilité de la trajectoire de vol, en vol normal et au cours de l'atterrissage.

b) Chaque compartiment pilote doit être équipé d'un dispositif permettant d'éliminer ou d'empêcher la formation de buée ou de givre sur une zone de la partie interne du pare-brise et des fenêtres latérales suffisamment grande pour garantir la vision exigée au paragraphe a)(1) de ce chapitre. La conformité doit être établie pour toutes les conditions d'exploitation ambiantes externes et internes, sauf s'il est possible de démontrer que le pare-brise et les fenêtres latérales peuvent être facilement nettoyés par le pilote sans qu'il ait à interrompre ses fonctions morales.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.775 Pare-brise et fenêtres

a) La vitre intérieure des pare-brise et des fenêtres doit être un verre de sécurité qui n'éclate pas.

b) La conception des pare-brise, des fenêtres et des verrières des avions pressurisés doit être basée sur les facteurs particuliers à l'utilisation en haute altitude, incluant :

(1) Les effets de charges continues et cycliques dues à la pressurisation;

(2) Les caractéristiques inhérentes au matériau utilisé; et

(3) Les effets de température et des gradients de température.

c) Sur les avions pressurisés, si la certification en vue de vols jusqu'à 25 000 pieds est demandée, une verrière fermée comportant une partie représentative de l'installation doit être soumise à des essais spéciaux pour tenir compte des effets combinés des charges de pressurisation continues et cycliques et des charges en vol. Autrement, il faut montrer que les exigences de sécurité après défaillance spécifiées dans le paragraphe e) du présent article sont satisfaites.

d) Si la certification pour utilisation au-dessus de 25 000 pieds (7 620 m) est demandée, les pare-brise, les carreaux de fenêtres et les verrières doivent être suffisamment solides pour résister aux charges différentielles maximales de pression cabine combinées aux effets critiques de la pression aérodynamique et de la température, après défaillance d'un élément travaillant quelconque du pare-brise, du carreau de fenêtre, ou de la verrière.

e) Le pare-brise et les fenêtres latérales situées en avant du plan défini par le dos du pilote quand il est assis en position normale de vol doivent avoir une valeur de transparence non inférieure à 70 pour cent.

f) Sauf si l'opération est connue, ou si le vol dans des conditions de givrage prévu est interdit par limitations opérationnelles, un moyen d'éviter les accumulations de glace sur le pare-brise ou de les supprimer doit être fourni de sorte que le pilote dispose d'une vision adéquate pour le roulage, le décollage, l'approche, l'atterrissage et pour effectuer toute manoeuvre dans les limites d'emploi de l'avion.

g) En cas de panne isolée probable, le système de réchauffage par transparence alors utilisé ne doit pas risquer de hausser la température du pare-brise ou de la fenêtre à un point où :

(1) Il y aurait défaillance structurale pouvant avoir un effet néfaste sur l'intégrité de la cabine; ou

(2) Il y aurait risque de feu à bord.

h) De plus, pour les avions de la catégorie navette, les exigences suivantes doivent être respectées :

(1) Les vitres du pare-brise directement devant les pilotes assis normalement ainsi que les structures qui retiennent ces vitres doivent résister, sans qu'il y ait pénétration, à l'impact d'un oiseau de deux livres lorsque la vitesse relative de l'avion par rapport à l'oiseau le long de la trajectoire de vol est égale à la vitesse d'approche maximale volets sortis.

(2) Les vitres du pare-brise directement devant les pilotes doivent être disposées de manière à ce qu'il reste une ou plusieurs vitres pour que le pilote assis à son poste puisse poursuivre son vol et son atterrissage sans danger, si jamais il devient impossible de voir à travers l'une d'elles.

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

523.777 Commandes de la cabine de pilotage

a) Chaque commande de la cabine de pilotage doit être située et, (sauf lorsque sa fonction est évidente) identifiée pour en permettre une utilisation commode et pour éviter confusion et inadvertance dans son utilisation.

b) Les commandes doivent être situées et disposées de façon que le pilote, une fois assis, dispose du mouvement complet et non restreint de chaque commande, sans interférence avec ses vêtements ou avec la structure de la cabine de pilotage.

c) Les commandes de groupe propulseur doivent être situées :

(1) Dans le cas des avions multimoteurs, sur le pupitre ou au plafond, au centre ou près du centre de la cabine de pilotage;

(2) Dans le cas des avions monomoteurs à un siège ou à sièges en tandem, sur le pupitre gauche ou sur le panneau d'instrumentation;

(3) Dans le cas des autres avions monomoteurs, sur le pupitre, sur le panneau d'instrumentation ou au plafond, au centre ou près du centre de la cabine de pilotage; et

(4) Dans le cas des avions équipés de sièges pilotes côte à côte, et de deux jeux de commandes de groupe propulseur, sur les pupitres droit et gauche.

d) Les commandes doivent être situées de gauche à droite, dans l'ordre suivant : commande de gaz (poussée), commande d'hélice (contrôle t.p.m.) et commande de mélange (commande de dilution et d'arrêt carburant sur les avions turbopropulsés). Les commandes de gaz (poussée) doivent être plus hautes ou plus longues d'un pouce afin de les distinguer des commandes d'hélice (contrôle t.p.m.) ou de mélange. La commande de réchauffage carburateur ou de source auxiliaire d'air de prélèvement doit être située à gauche de la commande des gaz, ou à au moins huit pouces de la commande de mélange, lorsqu'elle est située ailleurs que sur le pupitre. Lorsque la commande de réchauffage carburateur ou de source auxiliaire d'aire de prélèvement est située sur le pupitre, elle doit être à l'arrière ou au-dessous de la commande de gaz (poussée). Les commandes de surcompression doivent être situées au-dessous ou à l'arrière des commandes d'hélices. Les commandes des avions avec sièges en tandem ou monoplaces peuvent être situées du côté gauche de la cabine de pilotage; toutefois, les commandes doivent être situées dans l'ordre suivant, de gauche à droite : commande de gaz (poussée), commande d'hélice (contrôle t.p.m.) et commande de mélange.

e) Les commandes identiques de groupe propulseur pour chaque moteur doivent être situées pour éviter des confusions quant aux moteurs qu'elles commandent.

(1) Les commandes classiques de groupe propulseur d'avion multimoteur doivent être situées de façon que la (les) commande(s) gauche(s) fait (font) fonctionner le(s) moteur(s) gauche(s) et que la (les) commande(s) droite(s) fait (font) fonctionner le(s) moteur(s) droit(s).

(2) Sur les bimoteurs avec moteurs avant et arrière (en tandem), les commandes gauches de groupe propulseur doivent faire fonctionner le moteur avant et les commandes droites de groupe propulseur doivent faire fonctionner le moteur arrière.

f) Les commandes des volets d'aile et autres commandes de dispositifs de sustentation auxiliaires doivent être situées :

(1) Au centre ou à droite de l'axe du pupitre ou des commandes de gaz; et

(2) À une distance suffisante de la commande du train d'atterrissage pour éviter toute confusion.

g) La commande du train d'atterrissage doit être située à gauche de l'axe des commandes de gaz ou de l'axe du pupitre.

h) Chaque commande de sélecteur d'alimentation de carburant doit satisfaire à la section 523.955 être située et disposée de façon que le pilote puisse la voir et l'atteindre sans déplacement de siège ou de commande de vol principale lorsque son siège se trouve dans n'importe quelle position qu'il peut occuper.

(1) Dans le cas d'une commande mécanique de sélecteur d'alimentation de carburant :

(i) La position choisie du robinet d'alimentation carburant doit être indiquée au moyen d'un repère et doit fournir une indication positive et sensible (détente, etc.) de la position choisie.

(ii) Le repère indicateur de position doit être situé à cette partie de la commande qui est de dimension maximale, mesurée à partir du centre de la rotation.

(2) Dans les cas d'une commande électrique ou électronique de sélecteur d'alimentation de carburant :

(i) Les commandes digitales ou les interrupteurs électriques doivent être correctement marqués.

(ii) L'équipage doit pouvoir consulter les indicateurs montrant le réservoir ou la fonction choisie. La position de l'interrupteur de sélection ne constitue pas un moyen d'indication acceptable. La position "off" ou "fermée" doit être indiquée en rouge.

(3) Si la commande sélective du robinet d'alimentation carburant ou le sélecteur digital ou électrique fait aussi office de sélecteur coupe-carburant, la position « "off" » doit être en rouge. S'il existe un indicateur distinct d'arrêt d'urgence carburant, il doit aussi être en rouge.

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

523.779 Déplacement et effet des commandes de la cabine de pilotage

Les commandes de la cabine de pilotage doivent être conçues de sorte que leur fonctionnement et les effets produits soient les suivantes :suivantes:

a) Commandes aérodynamiques Déplacement et effet
(1) Commandes primaires :
Gauchissement
Profondeur
Direction
(2) Commandes secondaires :
Volets (ou dispositifs auxiliaires de portance)
Compensateurs (ou équivalent)
 
Vers la droite (sens horaire), pour abaisser l'aile droite.
Vers l'arrière, pour lever le nez.
Pédale droite avancée pour le nez à droite.
 
Vers l'avant ou vers le haut pour volets ou dispositifs auxiliaires rentrés; vers l'arrière ou vers le bas pour volets ou dispositifs auxiliaires sortis.
Interrupteur ou dispositif rotatif dont le mouvement est similaire à la rotation de l'avion autour d'un axe parallèle à l'axe de commande. L'axe du compensateur de roulis peut être déplacé de façon à rendre confortable sa manoeuvre par le pilote. Dans le cas des avions monomoteurs, la direction du déplacement de la main du pilote doit s'effectuer dans le même sens que la manoeuvre de l'avion, en réponse au compensateur de direction, si seulement une partie du dispositif rotatif est accessible.
b) Commandes de l'installation motrice et commandes auxiliaires : Déplacement et effet
(1) Commandes de l'installation motrice :
Commande de gaz (poussée)
Hélices
Mélange
Carburant
Carburateur, réchauffage ou air de prélèvement
Surcompresseur
Turbocompresseurs
Commandes rotatives
(2) Commandes auxiliaires :
Sélecteur de réservoir carburant
Train d'atterrissage
Aérofreins
 
Vers l'avant pour augmenter la poussée avant et vers l'arrière pour augmenter la poussée arrière.
Vers l'avant pour augmenter les t.p.m.
Vers l'avant ou vers le haut pour enrichir le mélange.
Vers l’avant pour ouvrir
Vers l'avant ou vers le haut pour l'air froid.
Vers l'avant ou vers le haut pour abaisser la pression.
Vers l'avant, vers le haut ou en sens horaire pour augmenter la pression.
Dans le sens horaire de "off" à plein régime.
 
Vers la droite pour les réservoirs droits, vers la gauche pour les réservoirs gauches.
Vers le bas pour la sortie.
Vers l'arrière pour la sortie.

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

523.781 Forme des boutons de commande de la cabine de pilotage

a) Les boutons de commande de volet et train d'atterrissage de pilotage doivent être conformes aux formes générales (mais non nécessairement aux formats exacts ou aux proportions spécifiques) dans la figure suivante :

Figure

b) Les boutons de commande de l'installation motrice doivent être conformes aux formes générales (mais non nécessairement aux formats exacts ou aux proportions spécifiques) illustrées dans la figure suivante :

Figure

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.783 Portes

a) Chaque cabine fermée qui comporte des aménagements pour passagers doit avoir au moins une porte extérieure adéquate et facilement accessible.

b) Aucune porte passagers ne doit être située par rapport au disque balayé par une hélice quelconque ou à un autre danger de manière à mettre en danger les personnes qui passent par cette porte.

c) Chaque porte extérieure de passager ou de membre d'équipage doit être conforme aux exigences suivantes :

(1) Il doit y avoir un moyen de verrouiller et de garantir la porte contre une ouverture intempestive pendant le vol par des personnes, par du fret, ou par suite d'une défaillance mécanique.

(2) La porte doit être ouvrable aussi bien de l'intérieur que de l'extérieur lorsque le mécanisme de verrouillage interne est dans la position verrouillée.

(3) Il doit y avoir un moyen d'ouverture qui est simple et évident, et qui est disposé et marqué à l'intérieur et à l'extérieur de façon que la porte puisse être facilement localisée, déverrouillée et ouverte, même dans l'obscurité.

(4) La porte doit satisfaire aux exigences relatives aux inscriptions stipulées en 523.811 du présent chapitre.

(5) La porte doit être raisonnablement exempte de coinçage par suite de la déformation du fuselage au cours d'une atterrissage d'urgence.

(6) Des dispositifs de verrouillage auxiliaires qui sont actionnés à l'extérieur de l'avion peuvent être utilisés, mais ces dispositifs doivent être surpassés par les moyens d'ouverture intérieurs normaux.

d) En outre, chaque porte extérieure de passager ou de membre d'équipage d'un avion de transport régional doit être conforme aux exigences suivantes :

(1) Chaque porte doit être ouvrable aussi bien de l'intérieur que de l'extérieur, même si des personnes peuvent être entassées contre la porte à l'intérieur de l'avion.

(2) Si des portes s'ouvrant vers l'intérieur sont utilisées, il doit y avoir un moyen d'empêcher les occupants de s'entasser contre la porte au point de gêner l'ouverture de cette dernière.

(3) Des dispositifs de verrouillage auxiliaires peuvent être utilisés.

e) Chaque porte extérieure d'un avion de navette, chaque porte extérieure à l'avant d'un moteur ou d'une hélice d'un avion à usage ordinaire, à usage général, ou acrobatique, et chaque porte du compartiment sous pression d'un avion pressurisé doivent être conformes aux exigences suivantes :

(1) Il doit y avoir un moyen de verrouiller et de protéger chaque porte extérieure, dont les portes cargo et de service, contre l'ouverture intempestive en vol par des personnes, par du fret, ou par suite d'une défaillance mécanique ou de la rupture d'un élément structural, pendant ou après la fermeture.

(2) Il doit y avoir un moyen permettant une inspection visuelle directe du mécanisme de verrouillage pour déterminer si la porte extérieure dont le mouvement initial d'ouverture ne se fait pas vers l'intérieur, est complètement fermée et verrouillée. Les moyens doivent être visibles dans les conditions d'éclairage en exploitation, par un membre d'équipage utilisant une lampe de poche ou un moyen d'éclairage équivalent.

(3) Il doit y avoir un moyen d'alarme visuel permettant de signaler à un membre d'équipage de conduite si la porte extérieure n'est pas fermée complètement et verrouillée. Le moyen doit être conçu de façon qu'une défaillance ou une combinaison de défaillances qui se traduiraient par une indication fermée et verrouillée erronée sont improbables pour les portes dont le mouvement d'ouverture initial ne se fait pas vers l'intérieur.

f) De plus, pour les avions de la catégorie navette, les exigences suivantes s'appliquent :

(1) Chaque porte d'entrée des passagers doit être acceptable comme issue de secours au niveau du plancher. Son ouverture doit être rectangulaire et mesurer au moins 24 pouces de largeur et 48 pouces de hauteur. Le rayon des coins ne doit pas être supérieur au tiers de la largeur de la porte.

(2) Si elle comporte un escalier intégré, celui-ci doit être conçu de façon que, lorsqu'il est soumis aux forces d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes prescrites à l'alinéa 523.561 b)(2) et à la suite de l'effondrement d'une ou de plusieurs jambes du train d'atterrissage, il ne réduira pas l'efficacité de la porte d'entrée des passagers comme issue de secours.

g) Si des portes de cabinet de toilette sont installées, elles doivent être conçues de manière à ne pas emprisonner l'occupant dans le cabinet. Si elles comportent un mécanisme de verrouillage, ce dernier doit pouvoir être déverrouillé de l'extérieur du cabinet.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.785 Sièges, couchettes, brancards, ceintures de sécurité et harnais d'épaules

Chaque occupant doit disposer d'un siège ou d'une couchette qui respecte les exigences suivantes :

a) Chaque ensemble siège et sangles de retenue et la structure support, doivent être conçus de façon à supporter des occupants pesant au moins 215 livres lorsqu'ils sont soumis aux facteurs de charge maximaux correspondant aux conditions de vol et de charge au sol spécifiées, de la façon définie dans le domaine d'exploitation approuvé de l'avion. En outre, ces charges doivent être multipliées par un facteur de 1,.33 lorsqu'on détermine la résistance de toutes les ferrures et de la fixation :

(1) de chaque siège à la structure; et

(2) de chaque ceinture et harnais d'épaules au siège ou à la structure.

b) Chaque ensemble siège et sangles de retenue faisant face à l'avant ou à l'arrière des avions de la catégorie normale, utilitaire ou acrobatique doit comprendre un siège, une ceinture de sécurité et d'un harnais d'épaules, avec dispositif à verrouillage métal contre métal, conçus de façon à assurer à l'occupant une protection conforme aux dispositions exigées par l'article 523.562. Les sièges disposés autrement doivent assurer le même degré de protection de l'occupant qu'un siège faisant face à l'avant ou à l'arrière et muni d'une ceinture de sécurité et d'un harnais d'épaules, et cette protection doit être assurée conformément aux dispositions de l'article 523.562.

c) Dans le cas des avions de la catégorie navette, chaque siège et la structure support doivent être conçus pour des occupants d'au moins 170 livres, lorsqu'ils sont soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes décrit à l'alinéa 523.561 b)(2) du présent chapitre, et chaque occupant doit être protégé de blessures graves à la tête, lorsqu'il est soumis aux charges d'inertie résultant de ces facteurs de charge, par une ceinture de sécurité et un harnais d'épaules, avec dispositif à verrouillage métal contre métal, pour les sièges avant, et un ceinture de sécurité, ou une ceinture de sécurité et un harnais d'épaules, avec dispositif à verrouillage métal contre métal, pour chaque siège autre qu'un siège avant.

d) Chaque ensemble de retenue doit être muni d'un dispositif de déblocage en un seul point pour l'évacuation de l'occupant.

e) L'ensemble de retenue de chaque membre d'équipage doit permettre à ce dernier, lorsqu'il est assis et que sa ceinture et ses harnais d'épaules sont attachées, d'exécuter toutes les fonctions nécessaires au vol.

f) Chaque siège de pilote doit être conçu pour tenir compte des réactions résultant des efforts exercés par les pilotes sur les commandes de vol principales, de la façon décrite en 523.395 du présent chapitre.

g) Il doit y avoir un moyen de fixer chaque ceinture et harnais d'épaules lorsqu'elles ne sont pas utilisées pour les empêcher de gêner l'exploitation de l'avion et l'évacuation rapide des occupants dans une situation d'urgence.

h) À moins d'affichage contraire, chaque siège d'un avion à usage général ou acrobatique doit être conçu pour recevoir un occupant portant un parachute.

(i) La partie de la cabine entourant chaque siège, dont la structure, les murs intérieurs, le tableau de bord ,le volant, les pédales et les sièges, se trouvant à une distance d'impact de la tête ou du torse de l'occupant (avec ensemble de retenue attaché) doit être exempte d'objets pouvant être dangereux, d'arêtes vives, de protubérances et de surfaces dures. Si des configurations ou des dispositifs amortisseurs sont utilisés pour satisfaire à cette exigence, ils doivent protéger l'occupant de blessures graves lorsque ce dernier est soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrême décrits en 523.561 b)(2) du présent chapitre, ou ils doivent être conformes aux dispositions sur la protection des occupants données en 523.562 du présent chapitre, comme l'exigent les paragraphes b) et c) de la présente section.

j) Chaque rail de siège doit être muni de butées pour empêcher le siège de glisser hors du rail.

k) Chaque ensemble siège et sangles de retenue peut présenter des particularités, comme l'écrasement ou la rupture de certains composants, pour diminuer les charges de l'occupant lorsqu'il s'agit de démontrer la conformité aux exigences de 523.562 du présent chapitre. Dans le cas contraire, l'ensemble doit rester intact.

l) Aux fins de la présente section, un siège avant est un siège situé au poste d'un membre d'équipage de conduite ou tout siège situé à côté de ce siège.

m) Chaque couchette, ou espace pour un brancard, monté parallèlement à l'axe longitudinal de l'avion, doit être conçu de façon que la partie avant comprenne un panneau d'extrémité rembourré, une cloison en toile, ou un moyen équivalent qui peut supporter les réactions de charge d'un occupant de 215 livres soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes de 523.561 b)(2) du présent chapitre. En outre,

(1) Chaque couchette ou brancard doit être muni d'un ensemble de retenue d'occupant et ne peut pas avoir de coins ou d'autres parties qui pourraient causer des blessures graves à une personnes qui l'occupe pendant un atterrissage d'urgence, et

(2) Les fixations de l'ensemble de retenue de l'occupant de la couchette ou du brancard doivent supporter les charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes de 523.561 b)(2) du présent chapitre.

n) La preuve de conformité aux exigences de résistance statique de la présente section pour les sièges et les couchettes approuvés comme partie de la conception de type et pour l'installation des sièges et des couchettes peut être démontrée par :

(1) une analyse structurale, si la structure est conforme aux types d'avions conventionnels pour lesquels les méthodes d'analyse existantes sont reconnues fiables;

(2) une combinaison d'analyses structurales et d'essais de charge statique pour limiter la charge; ou

(3) des essais de charge statique pour des charges extrêmes.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.787 Compartiments à bagages et à fret

a) Chaque compartiment à bagages et à fret doit :

(1) être conçu pour la masse maximale placardée de son contenu et pour les répartitions de charge critique aux facteurs de charges maximaux appropriés correspondant aux conditions des charges en vol et au sol du présent chapitre;

(2) avoir un moyen pour empêcher le contenu de tout compartiment de devenir dangereux en se déplaçant, et pour protéger les commandes, câblages, canalisations, équipements ou accessoires dont l'endommagement ou la rupture mettraient en danger la sécurité du vol;

(3) avoir un moyen de protéger les occupants contre des blessures qui pourraient être causées par le contenu d'un compartiment situé à l'arrière des occupants et séparé par une structure, lorsque le facteur de charge d'inertie avant extrême est de 9 g et que l'on considère que la masse autorisée des bagages ou du fret dans le compartiment est maximale.

b) Les avions conçus de façon à ce que les bagages ou le fret soient transportés dans le même compartiment que les passagers doivent avoir un moyen de protéger les occupants des blessures lorsque les bagages ou le fret sont soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes précisés à l'alinéa 523.561 b)3), et que l'on considère que la masse autorisée des bagages ou du fret dans le compartiment est maximale.

c) Dans le cas des avions qui servent uniquement au transport de fret, les issues de secours de l'équipage de conduite doivent satisfaire aux exigences de l'article 523.807, quelles que soient les conditions de charge du fret.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-2 (89-01-01)
(M. à j. 523-5)

523.791 Enseignes destinées aux passagers

Sur les avions à bord desquels les membres de l'équipage de conduite ne peuvent pas surveiller les sièges des autres occupants ou le compartiment de l'équipage de conduite est séparé de celui des passagers, il doit y avoir au moins une enseigne lumineuse (à caractères ou à symboles) pour aviser les passagers de boucler leurs ceintures. Les enseignes qui indiquent le moment de boucler les ceintures doivent :

a) lorsqu'elles sont allumées, pouvoir être lues par toutes les personnes dans le compartiment des passagers, et ce dans toutes les conditions d'éclairage; et

b) être installées de manière à ce que chaque membre d'équipage de conduite, assis à son poste, puisse l'allumer ou l'éteindre.

(M. à j. 523-5)

523.803 Évacuation d'urgence

a) Pour les avions de la catégorie navette, une démonstration d'évacuation doit être exécutée avec le nombre maximum d'occupants pour lesquels la certification est demandée. La démonstration doit être effectuée dans des conditions de nuit simulées, au moyen des issues de secours seulement, du côté le plus critique de l'avion. Les participants doivent donner un échantillon représentatif des passagers moyens des lignes aériennes sans expérience antérieure, ni répétition pour la démonstration. L'évacuation doit être terminée en moins de 90 secondes.

b) De plus, lorsque la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est demandée, seul le système d'éclairage de secours exigé à l'article 523.812 peut être utilisé pour éclairer l'intérieur de la cabine pendant la démonstration d'évacuation exigée au paragraphe a) du présent article.

(M. à j. 523-2 (88-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.805 Issues de secours de l'équipage de conduite

Dans le cas des avions à bord desquels les issues de secours des passagers ne sont pas suffisamment rapprochées du poste de pilotage pour que l'équipage de conduite puisse y accéder convenablement et facilement en cas d'évacuation, les dispositions suivantes s'appliquent :

a) Il doit y avoir une issue de secours de chaque côté de l'avion ou un hublot issue de secours de plafond dans le poste de pilotage.

b) Chaque issue de secours doit se trouver dans un endroit qui permet à l'équipage d'évacuer rapidement l'appareil, son ouverture doit être rectangulaire, mesurer au moins 19 pouces de largeur et 20 pouces de hauteur, et elle doit être dégagée.

c) Une aide d'évacuation doit se trouver à chaque issue de secours qui ne se trouve pas à moins de six pieds du sol. Cette aide peut être une corde ou tout autre moyen jugé convenable. S'il s'agit d'une corde ou d'un dispositif homologué équivalent, elle doit :

(1) être fixée à la structure du fuselage à la partie supérieure de l'ouverture de l'issue de secours ou plus haut ou, dans le cas d'un dispositif placé sur le hublot issue de secours d'un pilote, être fixée dans un autre endroit approuvé si le dispositif, une fois rangé, pourrait réduire la vision du pilote; et

(2) pouvoir (ainsi que ses fixations) supporter une charge statique de 400 livres.

(M. à j. 523-5)

523.807 Issues de secours

a) Nombre et emplacements. Les issues de secours doivent être situées de façon à permettre une évacuation sans bousculade dans toute attitude probable de crash. L'avion doit comporter au moins les issues de secours suivantes :

(1) Pour tous les avions ayant deux sièges ou plus, à l'exclusion des avions munis d'une verrière, il doit y avoir au moins une issue de secours sur le côté opposé de la cabine, face à la porte principale, selon ce qui est spécifié en 523.783 du présent chapitre.

(2) (Réservé).

(3) Si le compartiment de pilotage est séparé de la cabine par une porte qui risque de bloquer la sortie du pilote en cas de crash mineur, il doit y avoir une issue dans le compartiment de pilotage. Le nombre d'issues exigé par le sous-paragraphe (1) de ce paragraphe doit ensuite être déterminé séparément pour le compartiment passagers, en utilisant la capacité en siège de ce compartiment.

(4) Aucune issue de secours ne doit être située par rapport au disque balayé par une hélice quelconque ou à un autre danger de manière à mettre en danger les personnes qui passent par cette issue.

b) Type et genre de vol. Les issues de secours doivent être des fenêtres, des panneaux, des verrières amovibles ou des portes extérieures, qui peuvent s'ouvrir de l'intérieur et de l'extérieur des avions, qui assurent une ouverture nette et non obstruée, suffisamment grande pour permettre le passage d'une forme elliptique de 19 sur 26 pouces. Les dispositifs de verrouillage auxiliaires utilisés pour éviter les intrusions dans l'avion doivent être conçus de façon à être surpassés par les moyens d'ouverture intérieurs normaux. Les poignées intérieures des issues de secours qui s'ouvrent vers l'extérieur doivent être suffisamment protégées contre toute manipulation accidentelle. En outre, chaque issue de secours doit :

(1) Être facilement accessible, et ne pas nécessiter une agilité exceptionnelle lors de son utilisation en cas d'urgence;

(2) Posséder un système d'ouverture simple et évident;

(3) Être disposée et signalée pour une utilisation et une localisation aisée, même dans l'obscurité;

(4) Être raisonnablement aménagée contre le coincement par une déformation du fuselage; et

(5) Dans le cas d'avions de la catégorie acrobatique, permettre à chaque occupant une évacuation rapide, à toutes les vitesses comprises entre VSO et VD; et

(6) Dans le cas d'avions de la catégorie utilitaire homologuées pour la vrille, permettre à chaque occupant une évacuation rapide à la vitesse la plus élevée que l'avion pourrait atteindre en exécutant la manoeuvre faisant l'objet de l'homologation.

c) Essais. Le fonctionnement correct de chaque issue de secours doit être montré par essais.

d) Portes et issues. De plus, pour les avions de la catégorie navette, les exigences suivantes s'appliquent :

(1) En plus de la porte d'entrée des passagers :

(i) pour un avion d'une capacité totale de 15 passagers ou moins, il doit y avoir une issue de secours, telle que définie au paragraphe b) du présent article, de chaque côté de la cabine; et

(ii) pour un avion d'une capacité de 16 à 19 passagers, il doit y avoir trois issues de secours, telles que définies au paragraphe b) du présent article, l'une devant être du même côté que la porte et les deux autres, du côté opposé.

(2) Un moyen doit être prévu pour verrouiller chaque issue de secours et pour la protéger contre l'ouverture en vol, soit par accident par des personnes, soit à la suite d'une défaillance mécanique. De plus, un moyen d'inspection visuelle direct du mécanisme de verrouillage doit être prévu pour déterminer que chaque issue de secours, pour laquelle le mouvement d'ouverture initial se fait vers l'extérieur, est bien verrouillée.

(3) Chaque issue de secours supplémentaire requise, sauf pour les issues au niveau du plancher, doit se trouver au dessus des ailes ou, si elle n'est pas à moins de six pieds du sol, comporter un moyen acceptable pour aider les occupants à descendre au sol. La répartition des issues de secours doit être aussi uniforme que possible et tenir compte de l'emplacement des sièges des passagers.

(4) Si l'alinéa d)(1) du présent article n'est pas respecté, il doit y avoir une issue de secours du côté opposé de la cabine, face à la porte d'entrée des passagers, sous réserve des conditions qui suivent :

(i) Pour un avion d'une capacité totale de 9 passagers ou moins, l'issue de secours doit avoir une ouverture rectangulaire et mesurer au moins 19 pouces de largeur et 26 pouces de hauteur. Le rayon des coins ne doit pas être supérieur au tiers de la largeur de la porte. L'issue doit se trouver au-dessus de l'aile, à 29 pouces au plus du plancher et à un maximum de 36 pouces de l'aile.

(ii) Pour un avion d'une capacité totale de 10 à 19 passagers, l'issue de secours doit avoir une ouverture rectangulaire et mesurer au moins 20 pouces de largeur et 36 pouces de hauteur. Le rayon des coins ne doit pas être supérieur au tiers de la largeur de la porte. L'issue doit se trouver à 20 pouces au plus du plancher et, si elle est placée au-dessus de l'aile, à un maximum de 27 pouces de l'aile.

(iii) L'avion est conforme aux exigences supplémentaires 523.561 b)(2)(iv), 523.803 b), 523.811 c), 523.812, 523.813 b) et 523.815.

e) Pour les avions multimoteurs, des issues de secours en vue d'amerrissages forcés doivent être prévues conformément aux exigences suivantes, à moins que les issues de secours exigées en vertu du paragraphe a) ou d) du présent article soient déjà conformes :

(1) Une issue de chaque côté de l'avion, au-dessus de la ligne de flottaison, ayant les dimensions spécifiées au paragraphe b) ou d) du présent article, selon le cas.

(2) Si les issues de côté ne peuvent se situer au-dessus de la ligne de flottaison, il doit y avoir un hublot issue de secours plafond facilement accessible dont l'ouverture rectangulaire mesure au moins 20 pouces de largeur et 36 pouces de longueur et dont le rayon des coins n'est pas supérieur au tiers de la largeur de l'issue.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.811 Marquage des issues de secours

a) Chaque issue de secours et porte extérieure dans le compartiment passagers doit être marquée à l'extérieur et facilement identifiable de l'extérieur de l'avion de la façon suivante :

(1) un motif d'identification bien visible; et

(2) une décalcomanie ou une affichette permanente sur l'issue de secours ou au voisinage de cette dernière qui montre la façon de l'ouvrir, et qui donne toute instruction spéciale, au besoin.

b) En outre, pour les avions de transport régional, ces issues de secours et ces portes doivent être marquées sur le côté intérieur du mot "SORTIE" en lettres blanches de 1 pouce de hauteur sur fond rouge de 2 pouces de hauteur. Cette enseigne doit être lumineuse ou éclairée électriquement de l'intérieur, et avoir une luminosité minimale d'au moins 160 microlamberts. La couleur peut être inversée si l'éclairage du compartiment passager est essentiellement le même.

c) De plus, si la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est demandée, les exigences suivantes s'appliquent :

(1) Chaque issue de secours, ses moyens d'accès et ses moyens d'ouverture doivent être marqués d'une façon lisible et bien en vue.

(2) L'identité et l'emplacement de chaque issue de secours doivent être reconnaissables à une distance égale à la largeur de la cabine.

(3) Des moyens doivent être prévus pour aider les occupants à repérer les issues de secours en présence d'une fumée dense.

(4) L'emplacement de la poignée d'ouverture de chaque issue de secours doit être repéré par des caractères lisibles à 30 pouces de distance, et les instructions d'ouverture pertinentes à partir de l'intérieur de l'avion doivent aussi comporter de tels caractères.

(5) La poignée d'ouverture de chaque porte d'entrée pour passagers doit :

(i) être lumineuse et avoir une luminosité minimale d'au moins 160 microlamberts; ou

(ii) se trouver dans un endroit bien visible et convenablement éclairé par l'éclairage de secours, même lorsque les occupants sont tous rassemblés à la porte.

(6) Chaque porte d'entrée pour passagers dotée d'un mécanisme de verrouillage qui se déverrouille facilement en tournant la poignée doit être marquée :

(i) d'une flèche rouge dont le fût mesure au moins trois quarts de pouce de largeur et la tête est deux fois plus large que le fût, formant un arc minimal de 70 degrés ayant un rayon à peu près égal aux trois quarts de la longueur de la poignée;

(ii) de sorte que l'axe de la poignée se situe à moins d'un pouce du prolongement de la tête de flèche lorsque la poignée est en butée et que le mécanisme de verrouillage est déverrouillé;

(iii) du mot « Ouvert » en lettres rouges d'un pouce de hauteur, placées horizontalement tout près de la tête de flèche.

(7) En plus des exigences du paragraphe a) du présent article, les marques externes de chaque issue de secours doivent :

(i) comporter une bande de couleur de 2 pouces de largeur autour de l'issue; et

(ii) avoir une couleur contrastante par rapport à la surface avoisinante du fuselage. Le contraste doit être tel que si la réflectance de la couleur la plus foncée est de 15 pour cent ou moins, la réflectance de la couleur la plus pâle soit d'au moins 45 pour cent. La « réflectance » est le rapport entre le flux lumineux réfléchi par un corps et le flux lumineux qu'il reçoit. Lorsque la réflectance de la couleur la plus foncée est supérieure à 15 pour cent, il faut prévoir au moins une différence de 30 pour cent entre la couleur la plus foncée et la couleur la plus pâle.

(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.812 Éclairage de secours

Lorsque la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est exigée, les exigences suivantes s'appliquent :

a) Un circuit d'éclairage indépendant du circuit d'éclairage principal de la cabine doit être installé. Cependant, la source d'alimentation du circuit d'éclairage général de la cabine peut être la même que celle des circuits d'éclairage de secours et d'éclairage principal si l'alimentation du circuit d'éclairage de secours est indépendante de celle du circuit d'éclairage principal.

b) Un voyant lumineux doit s'allumer dans le poste de pilotage lorsque l'avion est alimenté et que le dispositif de contrôle d'éclairage de secours n'est pas armé.

c) L'éclairage de secours doit être commandé automatiquement et aussi pouvoir être commandé manuellement à partir du poste des membres de l'équipage de conduite. Le dispositif de commande dans le poste de pilotage doit comporter les positions « on », « off » et « armed », et lorsqu'il est sur « armed », les lumières doivent s'allumer automatiquement.

d) Un moyen doit être prévu pour qu'il soit impossible de déplacer par inadvertance le dispositif de commande dans le poste de pilotage lorsqu'il se trouve sur « armed » ou sur « on ».

e) Le dispositif de commande dans le poste de pilotage doit permettre, au besoin, de mettre sous tension ou hors tension le circuit d'éclairage de secours.

f) Lorsque le circuit d'éclairage de secours est armé, les lumières doivent s'allumer et le demeurer :

(1) lorsque l'alimentation électrique normale de l'avion est interrompue; ou

(2) lorsque l'avion est soumis à un impact qui produit une force de décélération supérieure à 2 g et une variation de vitesse de plus de 3,5 pieds par seconde dans l'axe longitudinal de l'appareil; ou

(3) lorsque d'autres conditions d'urgence existent au cours desquelles l'allumage automatique des lumières de secours est essentiel pour faciliter l'évacuation des occupants.

g) Une fois allumé automatiquement, le circuit d'éclairage de secours doit pouvoir être mis hors tension et recalé par l'équipage de conduite.

h) Le circuit d'éclairage de secours doit éclairer l'intérieur de l'avion, c'est-à-dire :

(1) éclairer les marques et les enseignes qui indiquent l'emplacement des issues de secours, y compris celles qui sont exigées en vertu du paragraphe 523.811 b);

(2) assurer l'éclairage général de la cabine à raison d'au moins 0,05 pied-candéla en moyenne et éclairer n'importe quel point à raison d'au moins 0,01 pied-candéla par rapport à l'axe central de ou des allées principales des passagers, au niveau des appuis-bras des sièges; et

(3) éclairer les marques d'évacuation d'urgence situées à proximité du sol afin de guider les occupants pendant une évacuation, lorsque toutes les sources d'éclairage à plus de 4 pieds au-dessus du plancher de la cabine sont totalement masquées.

i) La réserve d'alimentation électrique de chaque dispositif d'éclairage de secours doit fournir le niveau d'éclairage exigé pendant au moins 10 minutes dans les conditions ambiantes critiques, à compter de l'enclenchement du circuit d'éclairage de secours.

j) Si des piles rechargeables alimentent les dispositifs d'éclairage de secours, elles peuvent être rechargées à même le circuit électrique principal de bord pourvu que le circuit de charge soit conçu pour éviter que la batterie se décharge accidentellement. Si les dispositifs d'éclairage de secours ne possèdent pas de circuit de charge, des dispositifs de contrôle d'état de la batterie sont requis.

k) Les composants du circuit d'éclairage de secours, notamment les batteries, le câblage, les relais, les lampes et les interrupteurs doivent être en mesure de fonctionner normalement après avoir été soumis aux forces d'inertie résultant des facteurs de charges statiques extrêmes prescrites à l'alinéa 523.561 b)(2).

l) Le circuit d'éclairage de secours doit être conçu de façon que, à la suite de toute séparation verticale transversale unique du fuselage subie au cours d'un écrasement :

(1) au moins 75 pour cent de toutes les lampes de secours alimentées à l'électricité nécessaires à l'éclairage de ce tronçon continuent de fonctionner; et

(2) chaque enseigne éclairée électriquement exigée en vertu des paragraphes 523.811 b) et c) doit continuer de fonctionner, à l'exception de celles qui auraient été directement endommagées par la séparation du fuselage.

(M. à j. 523-5)

523.813 Accès aux issues de secours

a) Dans les avions de transport régional, l'accès aux issues de secours de type de fenêtre ne peut pas être obstruée par des sièges ou des dossiers de siège.

b) De plus, lorsque la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est demandée, il faut assurer l'accès suivant aux issues de secours :

(1) Le passage vers l'allée qui mène à la porte d'entrée des passagers doit être libre et il doit mesurer au moins 20 pouces de largeur.

(2) Il doit y avoir un espace suffisant à proximité de la porte d'entrée des passagers pour permettre d'apporter de l'aide aux passagers pendant une évacuation sans réduire l'espace libre du passage à moins 20 pouces de largeur.

(3) S'il est nécessaire d'emprunter un passage entre des compartiments de passagers pour atteindre une issue de secours obligatoire à partir de tout siège situé dans la cabine passagers, ce passage ne doit pas être obstrué; cependant, on peut utiliser des rideaux, à condition que ces derniers permettent le libre accès par le passage.

(4) Aucune porte ne doit être installée sur toute cloison entre des compartiments de passagers à moins que ladite porte ne soit munie d'un mécanisme permettant de la verrouiller en position ouverte. Le mécanisme de verrouillage doit être en mesure de résister aux charges qui s'exercent sur lui par la porte lorsque celle-ci est soumise aux forces d'inertie résultant des facteurs de charges statiques extrêmes prescrites à l'alinéa 523.561 b)(2).

(5) S'il est nécessaire de traverser une entrée de porte qui sépare la cabine passagers d'autres zones pour atteindre une issue de secours obligatoire à partir de tout siège passager, la porte doit être munie d'un mécanisme permettant de la verrouiller en position ouverte. Le mécanisme de verrouillage doit être en mesure de résister aux charges qui s'exercent sur lui par la porte lorsque celle-ci est soumise aux forces d'inertie résultant des facteurs de charges statiques extrêmes prescrites à l'alinéa 523.561 b)(2).

(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-5)

523.815 Largeur de l'allée

a) Sous réserve des conditions stipulées au paragraphe (b) du présent article, pour les avions de la catégorie navette, la largeur de l'allée principale des passagers, en un point quelconque entre les sièges, doit être égale ou supérieure aux valeurs du Tableau ci-dessous:

Nombre de sièges passagers Largeur minimale de l'allée principale des passagers
  Moins de 25 pouces du plancher 25 pouces et plus du plancher
10 jusqu’à 19 9 pouces 15 pouces

b) Lorsque la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est demandée, la largeur de l'allée principale des passagers mesurée en tout point entre les sièges doit être égale ou supérieure aux valeurs suivantes :

Nombre de sièges passagers Largeur minimale de l'allée principale des passagers
  Moins de 25 pouces du plancher 25 pouces et plus du plancher
10 ou moins
de 11 jusqu’à 19
112
12
15
20
1 Une allée plus étroite, mais d’une largeur non inférieure à 9 pouces, peut être approuvée sur présentation des résultats des épreuves jugées nécessaires par le Ministre.

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

523.831 Ventilation

a) Chaque compartiment passagers et équipage doit être ventilé de façon convenable. La concentration en oxyde de carbone ne doit pas être supérieure à un 20 ,000eème du volume d'air.

b) Pour les avions pressurisés, l'air de ventilation dans les compartiments de l'équipage de conduite et des passagers, doit être exempt de concentrations de gaz et de vapeurs toxiques ou dangereuses dans des conditions de fonctionnement normal et en cas de panne raisonnablement probable, ou de défectuosité de la ventilation, du chauffage, de la pressurisation et des autres systèmes et équipements. Si l'accumulation de quantités dangereuses de fumée dans le poste de pilotage est raisonnablement probable, l'évacuation de la fumée doit être effectuée immédiatement à partir d'une pressurisation totale, sans dépressurisation au-delà des limites de sécurité.

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

Pressurisation

523.841 Cabines pressurisées

a) Si la certification pour l'utilisation au-dessus de 25 000 pi (7 700 m) est demandée, l'avion doit être en mesure de maintenir une altitude pression cabine non supérieure à 15 000 pi (4 572 m) dans l'éventualité de toute panne ou mauvais fonctionnement probable dans le système de pressurisation.

b) Les cabines pressurisées doivent avoir au moins les clapets, commandes et indicateurs suivants pour contrôler la pression cabine :

(1) Deux clapets de décharge pour limiter automatiquement la pression différentielle positive à une valeur prédéterminée au débit maximal délivré par la source de pression. La capacité combinée des clapets de décharge doit être assez grande pour que la panne de l'un des clapets ne cause pas d'élévation appréciable de la pression différentielle. La pression différentielle est positive lorsque la pression interne est supérieure à la pression externe.

(2) Deux clapets de décharge de pression différentielle inversée (ou leur équivalent) pour empêcher automatiquement toute pression différentielle négative qui endommagerait la structure. Cependant, un seul clapet est suffisant s'il est d'une conception qui exclut raisonnablement son mauvais fonctionnement.

(3) Un moyen par lequel la pression différentielle peut être rapidement égalisée.

(4) Un régulateur automatique ou manuel pour contrôler l'entrée ou la sortie du débit d'air, ou les deux, pour maintenir les pressions internes et les débits d'air exigés.

(5) Des instruments pour indiquer au pilote la pression différentielle, l'altitude pression cabine et le taux de variation de l'altitude pression cabine.

(6) Une indication d'alarme au poste pilote pour indiquer à quel moment la pression différentielle de sécurité ou préréglée est dépassée et à quel moment une altitude pression cabine de 10 000 pieds (3 048 m) est dépassée.

(7) Une plaquette d'avertissement pour le pilote si la structure n'est pas conçue pour des pressions différentielles allant jusqu'au réglage maximal des clapets de décharge en combinaison avec les charges à l'atterrissage.

(8) Un moyen pour arrêter la rotation du compresseur ou pour dévier le débit d'air de la cabine si une rotation continue d'un compresseur de cabine entraîné par moteur ou un débit continu d'une prise d'air quelconque du compresseur risque de créer un danger en cas de mauvais fonctionnement.

(M. à j. 523-5)

523.843 Essais de pressurisation

a) Essai de résistance. La cabine pressurisée complète, incluant les portes, les fenêtres, la verrière et les soupapes, doit être essayée en tant qu'enceinte sous pression, pour la pression différentielle spécifiée au 523.365 d).

b) Essais fonctionnels. Les essais fonctionnels suivants doivent être effectués :

(1) Essais du fonctionnement et de la capacité des soupapes de pressions différentielles positive et négative, et de la soupape de délestage en secours pour simuler les effets de soupapes régulatrices fermées.

(2) Essais du système de pressurisation pour montrer le fonctionnement correct dans toutes les conditions possibles de pression, de température et d'humidité, jusqu'à l'altitude maximale pour laquelle la certification est demandée.

(3) Essais en vol, pour montrer les performances de la source de pression, des régulateurs de pression et de débit, des indicateurs et des signaux d'avertissement, dans les montées et les descentes stabilisées et par paliers à des taux correspondant au maximum qui peut être atteint à l'intérieur des limitations d'utilisation de l'avion, jusqu'à l'altitude maximale pour laquelle la certification est demandée.

(4) Essais de chaque porte et issue de secours pour montrer qu'elles fonctionnent correctement après avoir été soumises aux essais en vol prescrits dans le sous-paragraphe (3) de ce paragraphe.

Protection contre le feu

523.851 Extincteurs d'incendie

a) Au moins un extincteur d'incendie manuel doit être placé à un endroit commode dans le poste de pilotage et être facilement accessible par le pilote depuis sa place.

b) Au moins un extincteur d'incendie manuel doit être placé de façon commode dans le compartiment passagers :

(1) À bord de chaque avion de six passagers ou plus; et

(2) À bord de chaque avion de la catégorie navette.

c) Les dispositions suivantes s'appliquent aux extincteurs d'incendie manuels :

(1) Le type et la quantité de chaque agent extincteur doivent être appropriés au genre de feu susceptible de se produire là où l'agent doit être utilisé.

(2) Chaque extincteur destiné à être utilisé dans un compartiment passagers ou équipage doit être conçu de sorte à réduire au minimum les risques de concentration de gaz toxique.

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

523.853 Intérieur des compartiments des passagers et de l'équipage

Pour chaque compartiment devant être utilisé par l'équipage ou les passagers :

a) Les matériaux doivent être au moins résistants à la flamme;

b) (Réservé.)

c) S'il est prévu d'interdire de fumer, il doit y avoir une plaquette indicatrice le stipulant, et s'il est prévu de permettre de fumer :

(1) Il doit y avoir un nombre adéquat de cendriers contenus dans leur propre boîtier et amovibles; et

(2) Lorsque le compartiment de l'équipage est séparé du compartiment des passagers, il doit y avoir au moins un signal allumé (utilisant soit des lettres, soit des symboles), indiquant à tous les passagers à quel moment il est interdit de fumer. Les signaux qui indiquent à quel moment il est interdit de fumer doivent :

(i) lorsqu'ils sont allumés, être lisibles pour chaque passager assis dans la cabine de passagers, dans toute condition probable d'éclairage; et

(ii) être construits de telle sorte que l'équipage puisse les allumer et les éteindre; et

d) De plus, pour les avions de la catégorie navette, les exigences suivantes s'appliquent :

(1) Chaque réceptacle pour serviettes, papiers et autres rebuts, doit être bien enfermé et composé de matériaux qui soient au moins résistants au feu, et il doit contenir les feux qui risquent de se produire dans les conditions d'utilisation normale. L'aptitude de ces conteneurs de détritus à atténuer les feux dans des conditions probables d'usure, de déplacement et de ventilation prévues en service, doit être prouvée par l'essai. Une affichette portant l'inscription "Ne pas jeter de cigarettes", bien lisible doit être placée sur ou à proximité de l'ouverture de chaque réceptacle.

(2) Les toilettes doivent avoir des affichettes indiquant "Défense de fumer" ou "Défense de fumer dans les toilettes", placées de façon visible de chaque côté de la porte d'entrée et des cendriers amovibles autonomes, placés à des endroits, à côté de l'entrée de chaque porte de toilettes, ou à proximité. Un cendrier, toutefois, peut servir pour plus d'une porte de toilette s'il peut être vu du côté cabine de chaque porte de toilette desservie. Les affichettes doivent avoir des lettres rouges d'au moins 1/2 pouce de hauteur, sur un fond blanc d'au moins 1 pouce de hauteur (un symbole "Défense de fumer" peut être prévu sur l'affichette).

(3) Les matériaux (y compris les finitions ou les surfaces décoratives appliquées aux matériaux), dans chaque compartiment utilisé par l'équipage ou par les passagers, doit répondre aux critères d'essai suivants selon le cas :

(i) Les panneaux de plafond intérieurs, les panneaux de cloison intérieurs, les cloisons, la structure de l'office, les cloisons des grandes armoires, le plancher structural et les matériaux utilisés dans la construction du compartiment de rangement (autre que les compartiments de rangement sous les sièges et les compartiments pour le rangement des petits articles autres que les magazines et les cartes) doivent être auto-extinguibles quand ils sont éprouvés verticalement, conformément aux parties applicables de l'appendice F de ce chapitre et par d'autres méthodes équivalentes. La longueur de combustion moyenne ne doit pas dépasser six pouces et la durée de flamme moyenne après l'extinction de la source de flamme ne doit pas dépasser 15 secondes. Les égouttements des échantillons d'essais ne doivent pas continuer à couler avec des flammes pendant plus de 3 secondes, en moyenne, après leur chute.

(ii) Le revêtement de plancher, les tissus (y compris les rideaux et les housses des sièges), les coussins de siège, le rembourrage, les tissus imprimés décoratifs et non décoratifs, le cuir, les plateaux et les accessoires d'office, les gaines électriques, l'isolation acoustique et thermique et le revêtement d'isolant, les canalisations d'air, les recouvrements de joints et de bordures, les revêtements intérieurs du compartiment de fret, les couvertures d'isolation, les bâches et films transparents du fret, les parties moulées et formées à chaud, les joints de gaine d'air et les baguettes de sellerie (pour la décoration et la protection), qui sont constitués de matériaux non couverts dans le sous-alinéa d)(3)(iv) de la présent section, doivent être auto-extinguibles quand ils sont essayés verticalement conformément aux parties applicables de l'appendice F de ce chapitre ou par toute autre méthode équivalente approuvée. La longueur de combustion moyenne ne doit pas dépasser 8 pouces et la durée de flamme moyenne après l'élimination de la source de flamme ne doit pas dépasser 15 secondes. L'égouttement de l'échantillon d'essai ne doit pas continuer à brûler avec une flamme pendant plus de 5 secondes, en moyenne, après la chute.

(iii) Les films cinématographiques doivent être des pellicules de sécurité répondant à la norme de sécurité pour les pellicules photographiques PH1.25 (disponible auprès de l'« American National Standards Institute, 1430 Broadway, New York, N.Y. 10018 » ou un équivalent approuvé par le Ministre. Si la pellicule se déplace dans des conduits, celles-ci doivent répondre aux exigences du sous-alinéa (d)(3)(ii) de la présente section.

(iv) Les hublots et affichettes en acrylique, les pièces composées en partie ou en totalité de matériaux élastomériques, les ensembles d'instruments à éclairage périphérique comprenant de 2 instruments ou plus dans un logement commun, les ceintures de siège, les harnais, et l'équipement d'arrimage des bagages et du fret, y compris les conteneurs, les casiers, les palettes, etc., utilisés dans les compartiments de passagers ou de l'équipage, ne doivent pas avoir un taux de combustion moyen supérieur à 2,5 po par minute, quand ils sont soumis à des essais horizontaux conformément aux parties applicables de l'appendice F de ce chapitre ou à toute autre méthode équivalente appropriée.

(v) Sauf pour l'isolant des câbles électriques et pour les petites pièces (telles que les boutons, les poignées, les galets, les fermoirs, les attaches, les oeillets, les bandes de frottement, les poulies et petites pièces électriques) qui, selon le Ministre, ne contribuent pas de façon importante à la propagation d'un feu, les matériaux des articles non prescrits en d)(3)(i), (ii), (iii), ou (iv) dans la présente section, ne doivent pas avoir un taux de combustion supérieur à 4 po par minute quand ils sont soumis à des essai horizontaux conformément aux parties applicables de l'appendice F de ce chapitre ou à toute autre méthode équivalente approuvée.

e) Les canalisations, réservoirs ou équipements contenant du carburant, de l'huile ou autres fluides inflammables ne doivent pas être installés dans de tels compartiments à moins qu'ils soient convenablement blindés, isolés ou autrement protégés, de sorte qu'aucune rupture ou panne d'un tel élément ne risque de créer un danger.

f) Les matériaux de l'avion situés côté cabine de la cloison pare-feu doivent être auto-extinguibles ou être situés à distance de la cloison pare-feu, ou autrement protégés, de telle sorte que l'inflammation ne se produira pas si la cloison pare-feu est soumise à une température de flamme non inférieure à 2 000 °F (1 093°C) pendant 15 minutes. Pour les matériaux auto-extinguibles (à l'exception des isolants des câbles et fils électriques ainsi que des petites pièces, estimés par le Ministre ne pouvant pas contribuer de manière importante à la propagation d'un feu), un essai vertical d'auto-extinction doit être effectué conformément à l'appendice F de ce chapitre ou à une méthode équivalente approuvée par le Ministre. La longueur moyenne de combustion du matériau ne doit pas dépasser 6 pouces (152 mm) et la durée moyenne de flamme après retrait de la source de flamme ne doit pas dépasser 15 secondes. Les gouttes tombant de l'éprouvette d'essai du matériau ne doivent pas continuer à flamber au-delà d'un temps moyen de trois secondes après leur chute.

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

523.855 Protection des compartiments à fret et à bagages contre les incendies

a) Les sources de chaleur situées dans les compartiments à fret et à bagages qui peuvent mettre le feu au contenu de ces compartiments doivent être blindées et isolées pour éviter que cela ne se produise.

b) Chaque compartiment à fret et à bagages doit être construit avec du matériel qui satisfait aux exigences pertinentes de l'alinéa 523.853 d)(3).

c) De plus, pour les avions de la catégorie navette, chaque compartiment à fret et à bagages doit :

(1) se trouver en un endroit où la présence d'un incendie pourrait être facilement décelée par les pilotes assis à leur poste, sinon, il doit être doté d'un détecteur de fumée ou d'incendie qui alerte les pilotes à leur poste, et il doit être suffisamment accessible pour qu'un pilote puisse atteindre n'importe quelle partie du compartiment avec le contenu d'un extincteur portatif, ou

(2) être doté d'un détecteur de fumée ou d'incendie qui alerte les pilotes à leur poste, et avoir un plafond, des parois latérales et un plancher en matériaux qui ont été soumis et qui ont réussi au test à 45 degrés de l'appendice F du présent chapitre. La flamme ne doit pas pénétrer (traverser) le matériel pendant son application ni après qu'elle a été enlevée. La flamme résiduelle après l'enlèvement de la flamme principale ne doit pas durer plus de 15 secondes en moyenne, et la durée moyenne des lueurs rougeoyantes ne doit pas dépasser 10 secondes. Le compartiment doit être construit de manière à offrir une protection contre les incendies non inférieure à celle exigée de ses panneaux; ou

(3) être construit et étanchéisé de manière à confiner tout incendie à l'intérieur du compartiment.

(M. à j. 523-5)

523.859 Protection contre le feu des réchauffeurs à combustion

a) Zones de feu des réchauffeurs à combustion. Les zones de feu suivantes des réchauffeurs à combustion doivent être protégées contre le feu en accord avec les dispositions applicables des 523.1182 à 523.1191 et 523.1203 :

(1) La zone entourant le réchauffeur, si cette zone contient des composants de systèmes à fluide inflammable quelconques (à l'exclusion du système carburant du réchauffeur) qui pourraient :

(i) Être endommagés par un mauvais fonctionnement du réchauffeur; ou

(ii) Permettre aux fluides ou vapeurs inflammables d'atteindre le réchauffeur en cas de fuite.

(2) La zone entourant le réchauffeur, si le système carburant du réchauffeur a des raccords qui, s'ils fuyaient, permettraient aux vapeurs de carburant d'entrer dans cette zone.

(3) La partie du passage d'air de ventilation qui entoure la chambre de combustion.

b) Conduits d'air de ventilation. Chaque conduit d'air de ventilation passant à travers une zone de feu quelconque doit être à l'épreuve du feu. De plus :

(1) Sauf si l'isolation est fournie par des vannes à l'épreuve du feu ou par des moyens d'une efficacité équivalente, le conduit d'air de ventilation en aval de chaque réchauffeur doit être à l'épreuve du feu sur une distance suffisamment grande pour assurer que tout feu prenant naissance dans le réchauffeur peut être contenu dans le conduit; et

(2) Chaque partie de tout conduit de ventilation passant à travers toute zone ayant un système à fluide inflammable doit être construite ou isolée de ce système, de sorte que le mauvais fonctionnement de tout composant de ce système ne puisse introduire des fluides ou vapeurs inflammables dans le courant d'air de ventilation.

c) Conduits d'air de combustion. Chaque conduit d'air de combustion doit être à l'épreuve du feu sur une distance suffisamment grande pour prévenir des dommages provenant d'un retour de flamme ou d'une propagation inverse de la flamme. De plus :

(1) Aucun conduit d'air de combustion ne doit avoir une ouverture commune avec le courant d'air de ventilation, à moins que les flammes provenant des retours de flammes ou d'une inversion de combustion ne puissent pas entrer dans le courant d'air de ventilation dans toute condition d'utilisation, incluant l'écoulement inverse ou le mauvais fonctionnement du réchauffeur ou de ses composants associés; et

(2) Aucun conduit d'air de combustion ne doit restreindre le prompt dégagement de tout retour de flamme qui, s'il le restreignait, pourrait causer une défaillance du réchauffeur.

d) Commandes de réchauffeur : généralités. Des aménagements doivent être faits pour empêcher l'accumulation dangereuse d'eau ou de glace sur, ou dans tout composant de commande du réchauffeur, toute tuyauterie du système de commande, ou toute commande de sécurité.

e) Commandes de sécurité du réchauffeur.

(1) Chaque réchauffeur à combustion doit avoir les commandes de sécurité suivantes :

(i) Des moyens indépendants des composants pour la régulation normale continue de la température de l'air, de l'écoulement de l'air, et de l'écoulement du carburant doivent être fournis, pour couper automatiquement l'allumage et l'alimentation en carburant de ce réchauffeur en un point éloigné de ce réchauffeur quand n'importe lequel des événements suivants se produit :

(A) La température de l'échangeur de chaleur excède les limites de sécurité.

(B) La température de l'air de ventilation excède les limites de sécurité.

(C) L'écoulement d'air de combustion devient inadéquat pour une utilisation sûre.

(D) L'écoulement d'air de ventilation devient inadéquat pour une utilisation sûre.

(ii) Des moyens pour avertir l'équipage que tout réchauffeur, dont le dégagement de chaleur est essentiel pour une utilisation sûre, a été coupé par les moyens automatiques prescrits au sous-paragraphe (i) de ce paragraphe.

(2) Les moyens pour satisfaire au sous-paragraphe (1)(i) de ce paragraphe, pour n'importe quel réchauffeur individuel doivent :

(i) être indépendants des composants servant à tout autre réchauffeur dont le dégagement de chaleur est essentiel pour une utilisation sûre; et

(ii) garder le réchauffeur arrêté jusqu'à ce qu'il soit redémarré par l'équipage.

f) Entrées d'air. Chaque entrée d'air de combustion et de ventilation doit être située de sorte qu'aucun fluide ou aucune vapeur inflammable ne puisse entrer dans le système du réchauffeur, dans n'importe quelle condition d'utilisation :

(1) Durant le fonctionnement normal; ou

(2) Comme résultat du mauvais fonctionnement de tout autre composant.

g) Échappement du réchauffeur. Les systèmes d'échappement du réchauffeur doivent satisfaire aux dispositions des 523.1121 et 523.1123. De plus, il doit y avoir des dispositions dans la conception du système d'échappement du réchauffeur pour expulser sans danger les produits de combustion, afin d'empêcher l'occurrence de :

(1) Fuite de carburant de l'échappement sur les équipements ou la structure environnants.

(2) Projection de gaz d'échappement sur les équipements ou la structure environnants.

(3) Inflammation de fluides inflammables par l'échappement, si l'échappement se trouve dans un compartiment contenant des canalisations de fluides inflammables; et

(4) Restrictions, dans le système d'échappement, au dégagement des retours de flammes qui, s'ils étaient ainsi restreints, pourraient causer la défaillance du réchauffeur.

h) Systèmes carburant du réchauffeur. Chaque système carburant de réchauffeur doit satisfaire à chaque exigence des systèmes carburant d'installations motrices relative à l'utilisation sûre du réchauffeur. Chaque composant du système de carburant du réchauffeur à l'intérieur du courant d'air de ventilation doit être protégé par des enveloppes, de sorte qu'aucune fuite provenant de ces composants ne puisse entrer dans le courant d'air de ventilation.

i) Drains. Il doit y avoir un moyen pour drainer sans danger le carburant qui pourrait s'accumuler à l'intérieur de la chambre de combustion ou de l'échangeur du réchauffeur. De plus :

(1) Chaque partie d'un drain quelconque qui fonctionne à hautes températures doit être protégée de la même manière que les échappements du réchauffeur; et

(2) Chaque drain doit être protégé contre l'accumulation dangereuse de glace dans toute condition d'utilisation.

523.863 Protection des fluides inflammables contre le feu

a) Dans chaque zone où des fluides ou des vapeurs inflammables pourraient fuir d'un système de fluide, il doit y avoir un moyen de rendre minimale la probabilité d'inflammation des fluides et des vapeurs, et le risque résultant si l'inflammation se produit.

b) La conformité au paragraphe (a) de cette section doit être montrée par analyse ou par essais, et les facteurs suivants doivent être considérés :

(1) Sources et cheminements possibles des fuites de fluides, et moyens de détection de fuite.

(2) Caractéristiques d'inflammabilité des fluides, y compris les effets de tous matériaux combustibles ou absorbants.

(3) Sources possibles d'inflammation, comprenant les défauts électriques, la surchauffe des équipements et le mauvais fonctionnement des dispositifs de protection.

(4) Moyens disponibles pour contrôler ou éteindre un feu, tels qu'arrêt de l'écoulement des fluides, arrêt des équipements, barrière anti-feu, ou utilisation d'agents d'extinction.

(5) Aptitude des composants de l'avion qui sont critiques pour la sécurité de vol, à résister au feu et à la chaleur.

c) Si une action par l'équipage de vol est exigée pour prévenir ou contrecarrer un feu de fluide (par exemple arrêt d'équipements ou mise en action d'un extincteur), des moyens rapides d'action doivent être fournis pour alerter l'équipage.

d) Chaque zone où des fluides ou des vapeurs inflammables pourraient fuir d'un système de fluide, doit être identifiée et définie.

523.865 Protection des commandes de vol des bâtis-moteurs et autres structures de vol contre le feu

Les commandes de vol, bâtis-moteurs, et autres structures de vol situés dans les zones d'incendie désignées, ou dans les zones adjacentes qui seraient soumises aux effets d'un incendie dans les zones d'incendie désignées, doivent être construits en matériau à l'épreuve du feu ou blindés de telle sorte qu'ils résistent à l'effet du feu. Les isolateurs de vibrations moteur doivent comporter des dispositifs adaptés pour assurer l'accrochage du moteur au cas où les parties non ignifuges des isolateurs se détérioreraient sous l'effet d'un feu.

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

Mise à la masse et protection contre le foudroiement

523.867 Mise à la masse et protection contre le foudroiement et l'électricité statique

a) L'avion doit être protégé contre les effets catastrophiques du foudroiement.

b) Pour les composants métalliques, la conformité au paragraphe (a) de cette section peut être montrée par :

(1) Métallisation correcte des composants à la structure; ou

(2) Une conception telle des composants qu'un coup de foudre ne mettra pas l'avion en danger.

c) Pour les composants non métalliques, la conformité au paragraphe (a) de cette section peut être montrée :

(1) Par une conception des composants pour minimiser l'effet d'un coup de foudre.

(2) En incorporant des moyens acceptables pour dériver les courants électriques qui en résultent de façon à éviter tout danger à l'avion.

(M. à j. 523-5)

Divers

523.871 Moyens de nivellement

Il doit y avoir des moyens pour déterminer que l'avion est dans une position de niveau sur le sol.