SOUS-CHAPITRE E INSTALLATION MOTRICE - GÉNÉRALITÉS

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

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)

SOUS-CHAPITRE E INSTALLATION MOTRICE - GÉNÉRALITÉS

523.901 Installation

  1. a) Dans le but du présent chapitre, l'installation motrice de l'avion inclut chaque composant qui:

    1. (1) Est nécessaire à la propulsion; et

    2. (2) affecte la sécurité des unités motrices principales.

  2. b) Chaque groupe propulseur doit être construit et agencé de manière:

    1. (1) à garantir la sécurité de l'exploitation jusqu'à l'altitude maximale pour laquelle l'approbation est demandée;

    2. (2) à être accessible pour les inspections et l'entretien nécessaires.

  3. c) Les capots et nacelles de moteur doivent être facilement démontables ou ouvrables par le pilote pour offrir un accès au, ou une exposition convenable, du compartiment moteur pour les contrôles avant le vol.

  4. d) Chaque installation de turbomachine doit être construite et agencée de manière:

    1. (1) à produire des caractéristiques de vibration moteur qui ne dépassent pas celles qui ont été établies lors de la certification de type de la turbomachine;

    2. (2) S'assurer que les entrées d'air du moteur installé aient une résistance à l'ingestion de pluie, de grêle et d'oiseaux non inférieure à celle établie à l'alinéa 523.903 a)(2) pour le moteur proprement dit.

  5. e) L'installation doit être conforme:

    1. (1) aux instructions fournies en vertu du certificat de type de moteur et du certificat de type de l'hélice;

    2. (2) aux dispositions applicables du présent sous-chapitre.

  6. f) Chaque installation de groupe auxiliaire de puissance doit être conforme aux parties applicables du présent sous-chapitre.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.903 Moteurs

  1. a) Certificat de type des moteurs.

    1. (1) Tout moteur doit avoir un certificat de type et doit satisfaire aux exigences applicables du Chapitre 516, sous-chapitre B du présent manuel.

    2. FAR: Tout moteur doit avoir un certificat de type et doit satisfaire aux exigences applicables de la Part 34 de ce chapitre.

    3. (2) Tout moteur à turbine ainsi que toute installation de moteur du même type doivent:

      1. (i) soit satisfaire aux articles 533.76, 533.77 et 533.78 du présent manuel tel qu'il est en vigueur depuis le 5 mars 2001, ou tel que modifié ultérieurement;
        (modifié 2004/06/08)

      2. (ii) soit satisfaire aux articles 533.77 et 533.78 du présent manuel tel qu'il est en vigueur depuis le 29 octobre 1998, ou tel qu'il a été modifié ultérieurement avant le 5 mars 2001;

      3. (iii) soit être conforme aux dispositions:

        1. (A) de l'article 33.77 de la FAR en vigueur le 31 octobre 1974, ou modifié par la suite avant le 1er janvier 1986, et ses antécédents en matière d'ingestion de corps étrangers doivent démontrer que cela n'a jamais entraîné de situations dangereuses; ou

        2. (B) après le 1er janvier 1986, section 533.77 de ce manuel, ou modifié par la suite avant le 29 octobre 1998, et ses antécédents en matière d'ingestion de corps étrangers doivent démontrer que cela n'a jamais entraîné de situations dangereuses.

      4. (iv) soit avoir montré par l'expérience en service que l'ingestion de corps étrangers dans des conditions similaires d'installation n'a pas donné lieu à une quelconque situation dangereuse.

FAR:

  1. (2) Chaque turbomoteur et son installation doit être conforme aux dispositions:

    1. (i) des articles FAR 33.76, 33.77 et 33.78 en vigueur au 13 décembre 2000, ou tel que modifié ultérieurement; ou
      (modifié 2004/06/08)

    2. (ii) des articles FAR 33.77 et 33.78 en vigueur au 13 avril 1998, ou modifiés par la suite avant le 13 décembre 2000;

    3. ou

    4. (iii) l'articles FAR 33.77 en vigueur le 31 octobre 1974, ou modifié par la suite avant le 30 avril 1998, à moin que les antecedents en matière d'ingestion de corps étrangers de ce moteur démontrent que cela a entrainé des situations dangereuses;

    5. ou

    6. (iv) pouvoir faire état d'antécédents en matière d'ingestion de corps étrangers n'avant jamais entraîné de situations dangereuses dans des installations similaires.

  2. b) Installation motrice à turbine. Dans le cas des installations motrices à turbine:

    1. (1) Des précautions seront prises pendant leur conception pour réduire à leur minimum les dangers auxquels serait exposé l'avion en cas de défaillance mécanique du rotor du moteur ou d'incendie se déclarant dans celui-ci et traversant le carter.

    2. (2) Les systèmes de l'installation motrice qui constituent parties intégrantes des dispositifs de commande du moteur, des circuits et des instruments, doivent être conçus pour donner une garantie plausible que les limites de fonctionnement au-delà desquelles l'intégrité structurale du rotor de turbine est affectée ne seront pas dépassées en service.

    3. (3) Dans le cas de moteurs intégrés au fuselage montés derrière la cabine, on doit se préoccuper des effets d'une soufflante sortant devant le carter d'entrée d'air (déconnexion de la soufflante), les passagers doivent être protégés et l'avion doit être maîtrisable, afin de permettre la poursuite du vol et de l'atterrissage en toute sécurité.
      (en vigueur 2016/08/04)

  3. c) Isolation moteur. Les installations motrices doivent être disposées et isolées les unes des autres pour permettre l'utilisation, dans au moins une configuration, de sorte que la panne ou le mauvais fonctionnement d'un moteur quelconque ou la panne ou le mauvais fonctionnement (y compris la destruction par le feu dans le compartiment moteur) de tout système qui peut affecter un moteur (autre qu'un réservoir de carburant si un seul réservoir de carburant est installé), ne devra pas:

    1. (1) Empêcher la poursuite du fonctionnement sans danger des moteurs restants.

    2. (2) Nécessiter une action immédiate par un quelconque membre d'équipage pour la poursuite du fonctionnement sans danger des moteurs restants.

  4. d) Démarrage et arrêt (moteur à pistons).

    1. (1) L'installation doit être conçue de manière à réduire au minimum le risque d'incendie ou de dommage mécanique causé au moteur ou à l'avion par suite du démarrage du moteur, dans toutes les conditions dans lesquelles le démarrage doit être autorisé. Toute technique et limite connexe applicable au démarrage du moteur doivent être déterminées et insérées dans le Manuel de vol de l'avion, dans les textes des manuels approuvés ou dans les plaquettes d'instructions pertinentes. Des moyens doivent être prévus:

      1. (i) pour redémarrer tout moteur d'un avion multimoteurs en vol;

      2. (ii) pour arrêter tout moteur en vol, après une panne de moteur, si sa rotation entraîne un risque pour l'avion.

    2. (2) De plus, pour les avions de la catégorie navette, les dispositions suivantes s'appliquent:

      1. (i) Chaque composant du système d'arrêt du côté moteur de la cloison pare-feu, qui risque d'être exposé au feu, doit être au moins résistant au feu.

      2. (ii) Si les circuits hydrauliques de mise en drapeau de l'hélice sont utilisés à cette fin, les conduites de mise en drapeau doivent être au moins résistant au feu dans les conditions de fonctionnement normal qui peuvent être prévues au cours de la mise en drapeau.

  5. e) Démarrage et arrêt (moteur à turbine). Les installations de moteurs à turbine doivent satisfaire ce qui suit :

    1. (1) La conception de l'installation doit être telle que le risque de feu ou de dommage mécanique au moteur ou à l'avion, comme résultant du démarrage du moteur dans toutes conditions dans lesquelles le démarrage doit être permis, est réduit au minimum. Toutes techniques et limitations associées doivent être établies et incluses dans le Manuel de vol de l'avion, les textes de manuels approuvés ou les plaquettes d'instructions applicables.

    2. (2) Des moyens doivent être prévus pour arrêter la combustion et la rotation d'un moteur si sa rotation entraîne un risque pour l'avion. Chaque composant du système d'arrêt du moteur situé dans une zone exposée au feu doit être à l'épreuve du feu. Si des systèmes hydrauliques de mise en drapeau de l'hélice sont utilisés pour arrêter le moteur, les circuits ou tuyaux souples hydrauliques de mise en drapeau doivent être à l'épreuve du feu.

    3. (3) Il doit être possible de redémarrer un moteur en vol. Toutes techniques et limitations associées doivent être établies et incluses dans le Manuel de vol de l'avion, les textes de manuels approuvés ou les plaquettes d'instructions applicables.

    4. (4) Il doit être démontré en vol que, lors du redémarrage des moteurs à la suite d'un démarrage manqué, tout le carburant ou vapeur de carburant est évacué de telle sorte qu'il ne constitue aucun danger de feu.

  6. f) Domaine de mise en route moteur. Un domaine d'altitude et de vitesse-air doit être établi pour l'avion, pour une remise en route du moteur en vol, et chaque moteur installé doit avoir une aptitude à la remise en route à l'intérieur de ce domaine.

  7. g) Possibilités de redémarrage. Pour les avions propulsés par turbomachines, si la vitesse minimale de moulinage des moteurs, à la suite de l'arrêt en vol de tous les moteurs, est insuffisante pour fournir l'énergie électrique nécessaire pour l'allumage moteur, une source d'énergie, indépendante du système de génération d'énergie électrique entraîné par moteur, doit être prévue pour permettre l'allumage en vol du moteur pour la remise en route.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.904 Système automatique de réserve de puissance (APR)

Les systèmes automatiques de réserve de puissance (APR) qui augmentent automatiquement la puissance ou la poussée du ou des moteurs en fonctionnement, en cas de panne de moteur pendant le décollage, doivent satisfaire aux dispositions de l'Appendice H du présent chapitre.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.905 Hélices

  1. a) Chaque hélice doit avoir un certificat de type.

  2. b) La puissance du moteur et la vitesse de rotation de l'arbre d'hélice ne doivent pas dépasser les limites pour lesquelles l'hélice est certifiée.

  3. c) Chaque hélice qui peut être mise en drapeau doit avoir un moyen pour la dévirer en vol.

  4. d) Le système de commande du pas des pales d'hélice doit satisfaire aux exigences de 535.21, 535.23, 535.42 et 535.43 de ce manuel.
    (modifié 2010/01/29)

  5. e) Toutes les parties de l'avion se trouvant en avant de l'hélice propulsante qui sont susceptibles de se charger de givre et de contaminer de givre le disque de l'hélice, dans quelques conditions d'exploitation que ce soit, doivent être dûment protégées contre le givrage, à moins de prouver que la présence de givre dans le disque de l'hélice n'entraînera aucun risque.

  6. f) Chaque hélice propulsante doit être marquée pour que le disque en soit bien visible à la lumière du jour normale au sol.

  7. g) Si les gaz d'échappement du moteur sont éjectés dans le disque de l'hélice propulsante, il doit être montré à l'aide d'essais, ou d'analyses étayées par des essais, que l'hélice peut continuer de fonctionner sans risque.

  8. h) Tous les éléments du capot, les portes de visite et autres éléments amovibles doivent être conçus de manière à ne pas se détacher de l'avion et entrer en contact avec l'hélice propulsante.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.907 Vibrations et fatigue de l'hélice
(modifié 2010/01/29)

Cet article ne s'applique pas aux hélices en bois à pas fixe de conception conventionnelle.
(modifié 2010/01/29)

  1. a) Le demandeur doit déterminer l'amplitude des contraintes ou des charges de vibration de l'hélice, y compris toute contrainte importante et condition où il y a résonnance, dans toutes les conditions de la plage de vol, par les mesures suivantes :
    (modifié 2010/01/29)

    1. (1) mesure des contraintes ou des charges à l'aide d'un essai direct ou d'une analyse découlant d'un essai direct de l'hélice installée sur l'avion et de l'installation sur le moteur dont l'approbation est recherchée; ou
      (modifié 2010/01/29)

    2. (2) comparaison de l'hélice avec des hélices similaires installées sur des configurations d'avion semblables pour lesquelles ces mesures ont été prises.
      (modifié 2010/01/29)

  2. b) Le demandeur doit faire la démonstration par des essais, des analyses découlant d'essais ou des expériences passées concernant des concepts similaires que l'hélice ne connaît pas d'effets nuisibles ou de tremblements dans toutes les conditions de la plage de vol.
    (modifié 2010/01/29)

  3. c) Le demandeur doit effectuer une évaluation de l'hélice afin de démontrer qu'une défaillance attribuable à la fatigue sera évitée tout au long de la durée opérationnelle de l'hélice en utilisant les données sur la fatigue et la structure obtenues conformément au chapitre 535 du Manuel de navigabilité et les données de vibration obtenues en vertu du paragraphe a) du présent article. Aux fins du présent paragraphe, l'hélice comprend le moyeu, les pales, les pièces qui maintiennent les pales et toute autre pièce faisant partie de l'hélice dont la défaillance attribuable à la fatigue serait catastrophique pour l'avion. L'évaluation doit comprendre :
    (modifié 2010/01/29)

    1. (1) le niveau de charge voulu, y compris tout comportement de vibration ou de charge cyclique de l'hélice raisonnablement prévisible, les situations critiques connues, l'emballement du moteur et le surcouple raisonnable et les effets de la température et des niveaux d'humidité attendus en service.
      (modifié 2010/01/29)

    2. (2) les effets de l'exploitation de l'avion et de l'hélice et des limites de navigabilité.
      (modifié 2010/01/29)

(M. à j. 523-5)

523.909 Systèmes Turbocompresseurs

  1. a) Chaque turbocompresseur doit être approuvé selon le certificat de type du moteur ou il doit être montré que le système turbocompresseur, lorsqu'il est associé normalement au moteur et fonctionne avec le moteur:

    1. (1) Peut subir, sans défaut, un essai d'endurance de 150 heures qui satisfait aux exigences applicables de la 533.49 de ce manuel; et

    2. (2) n'aura aucun effet préjudiciable sur le moteur.

  2. b) Les mauvais fonctionnements du système de commande, les vibrations, et les vitesses et températures anormales attendus en service ne doivent pas endommager le compresseur ou la turbine du turbocompresseur.

  3. c) Chaque carter de turbocompresseur doit être capable de contenir les fragments d'un compresseur ou d'une turbine qui se rompt à la plus grande vitesse qui est susceptible d'être obtenue avec des dispositifs normaux de contrôle de vitesse en panne.

  4. d) Le cas échéant, chaque installation de refroidisseur doit satisfaire aux exigences ci-après:

    1. (1) Le montage du refroidisseur doit être conçu de façon que celui-ci puisse supporter les charges exercées sur le système.

    2. (2) Il doit être montré que dans les conditions de vibration de l'installation, la défaillance du refroidisseur n'entraînera pas la perte de parties du refroidisseur dans le moteur.

    3. (3) Le flux d'air passant par le refroidisseur ne doit pas être évacué directement sur quelque partie que ce soit de l'avion (par exemple, le pare-brise), à moins qu'il ne soit montré que cet écoulement ne représente aucun danger pour l'avion dans toutes les conditions d'exploitation.

  5. e) La puissance, les caractéristiques de refroidissement, les limites d'exploitation du moteur et les procédures touchées par l'installation du système turbocompresseur doivent être évaluées. Les procédures et limites d'exploitation des turbocompresseurs doivent être inclus dans le Manuel de vol de l'avion, conformément à la section 523.1581 de ce chapitre.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.925 Garde d'hélice

À moins que des gardes plus faibles soient justifiées, lorsque l'avion se trouve dans la combinaison la plus défavorable de masse et de centrage et que le pas de l'hélice est à la pire position, les gardes d'hélice ne doivent pas être inférieures aux valeurs suivantes:

  1. a) Garde au sol. Il doit y avoir une garde d'au moins 7 po (180 mm) (pour chaque avion à atterrisseur auxiliaire avant) ou 9 po (230 mm) (pour chaque avion à atterrisseur auxiliaire arrière) entre chaque hélice et le sol, avec le train d'atterrissage en position d'enfoncement statique et dans l'assiette normale horizontale de décollage ou de roulement au sol, selon la plus critique. De plus, pour chaque avion équipé d'amortisseurs de jambes de train d'atterrissage conventionnels utilisant un fluide ou des moyens mécaniques pour absorber les chocs à l'atterrissage, il doit y avoir une garde positive entre l'hélice et le sol à l'assiette horizontale de décollage, avec le pneu critique complètement dégonflé et l'amortisseur de la jambe de train d'atterrissage correspondant complètement enfoncé. Une garde positive, pour les avions utilisant des jambes d'atterrisseurs à lame de ressort, est montrée avec une flèche correspondant à 1,5 g.

  2. b) Hélices arrière. En plus des gardes spécifiées au paragraphe a) du présent article, un avion à hélice arrière doit être conçu de manière à ce que l'hélice n'entre pas en contact avec la piste lorsque l'avion adopte une assiette de tangage maximal atteignable pendant les décollages et les atterrissages normaux.

  3. c) Garde à flot. Il doit y avoir une garde d'au moins 18 po (460 mm) (entre chaque hélice et l'eau, à moins que la conformité avec la 523.239 puisse être montrée avec une garde plus faible.

  4. d) Garde par rapport à la structure. Il doit y avoir:

    1. (1) Au moins 1 pouce (25,4 mm) de garde radiale entre les saumons de pales et la structure de l'avion, plus toute garde radiale additionnelle nécessaire pour empêcher des vibrations dangereuses;

    2. (2) Au moins un demi-pouce (12,7 mm) de garde longitudinale entre les pales d'hélice ou les manchons et les parties fixes de l'avion; et

    3. (3) Une garde positive entre les autres parties tournantes de l'hélice ou de la casserole d'hélice et les parties fixes de l'avion.

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

523.929 Protection de l'installation moteur contre le givre

Les hélices (à l'exception des hélices en bois) et autres composants de l'installation complète du moteur doivent être protégés contre l'accumulation de glace dans la mesure nécessaire pour permettre le fonctionnement satisfaisant sans perte appréciable de poussée lors de l'utilisation dans les conditions de givrage pour lesquelles la certification est demandée.

(M. à j. 523-5)

523.933 Systèmes d'inversion

  1. a) Systèmes d'inversion des turboréacteurs et des turbosoufflantes.

    1. (1) Les systèmes destinés à être utilisés au sol seulement doivent être conçus de façon à ce que le moteur ne produise pas de poussée supérieure à celle du régime ralenti en vol, en cas d'inversion en vol. De plus, il doit être démontré par analyse ou essai, ou par ces deux moyens, que:

      1. (i) chaque inverseur en état de fonctionnement peut être ramené à la position de poussée vers l'avant; ou

      2. (ii) l'avion peut continuer à voler et atterrir en toute sécurité, quelle que soit la position de l'inverseur de poussée.

    2. (2) Les systèmes destinés à être utilisés en vol doivent être conçus de façon qu'aucun danger ne puisse résulter de leur utilisation normale ni d'une panne ou combinaison de pannes prévisibles de ces systèmes, dans toutes les conditions d'exploitation, y compris au sol. La rupture d'éléments structuraux peut ne pas être prise en considération si sa probabilité est extrêmement faible.

    3. (3) Les systèmes doivent être dotés d'un moyen d'empêcher le moteur de fournir une poussée supérieure à la poussée au ralenti en cas de mauvais fonctionnement du système d'inversion; à cette exception près que le moteur pourra fournir le supplément de poussée dont il est démontré qu'il permet de maintenir la commande de direction, avec les seuls moyens aérodynamiques, dans la condition la plus critique d'inversion de poussée envisagée en exploitation.

  2. b) Systèmes d'inversion d'hélices.

    1. (1) Les systèmes doivent être conçus de façon qu'aucune panne simple, combinaison de pannes prévisible ni aucun mauvais fonctionnement ne puisse entraîner une inversion de poussée non voulue dans toutes les conditions d'exploitation. La rupture des éléments structuraux peut ne pas être prise en considération si sa probabilité est extrêmement faible.

    2. (2) La conformité à l'alinéa b)(1) de la présente section doit être démontrée par l'analyse de pannes, par des essais, ou les deux, pour les systèmes d'inversion d'hélice qui permettent aux pales de passer de la position de petit pas de vol à une position sensiblement inférieure à cette position normale. L'analyse peut comprendre l'analyse effectuée pour démontrer la conformité aux exigences de la section 535.21 applicables à la certification de type de l'hélice et de ses éléments d'installation connexes, ou s'appuyer sur elle. Il sera tenu compte des analyses et essais pertinents réalisés par les constructeurs du moteur et de l'hélice.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-3 (92-01-02))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.934 Essais des systèmes d'inversion de poussée des turboréacteurs et turbo-soufflantes

Les systèmes d'inversion de poussée des turboréacteurs ou turbosoufflantes doivent satisfaire aux exigences de la section 533.97 du présent manuel, ou il doit être démontré par des essais que le cas contraire n'a pas d'incidence sur le fonctionnement des moteurs et le niveau des vibrations.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.937 Systèmes limitant la traînée des turbopropulseurs

  1. a) Les systèmes limitant la traînée d'hélice sur les avions à turbopropulseurs doivent être conçus de façon qu'aucune panne simple ou mauvais fonctionnement de l'un des systèmes, durant l'utilisation normale ou en secours, ne conduise à une traînée d'hélice supérieure à celle pour laquelle l'avion a été calculé selon les exigences structurales du présent chapitre. La rupture d'éléments structuraux des systèmes limitant la traînée peut ne pas être considérée si la probabilité de cette sorte de rupture est extrêmement faible.

  2. b) Aux fins de la présente section, les systèmes de limitation de traînée comprennent les dispositifs manuels ou automatiques qui, lorsqu'ils sont engagés après une perte de puissance du moteur, peuvent entraîner les pales de l'hélice vers la position de mise en drapeau, pour réduire la traînée de moulinet jusqu'au niveau de sécurité.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.939 Caractéristiques de fonctionnement des installations motrices

  1. a) Les caractéristiques de fonctionnement des turbomachines doivent être étudiées en vol pour déterminer qu'aucune caractéristique défavorable (telle que décrochage, pompage ou extinction) ne se présente à un degré dangereux, pendant l'utilisation normale et en secours à l'intérieur du domaine des limites d'utilisation de l'avion et du moteur.

  2. b) Les caractéristiques de fonctionnement des moteurs à pistons à turbocompresseur doivent être analysées en vol pour suralimentation, d'une surpression, d'un noyage ou d'un blocage par les gaz produits par inadvertance ne survient pendant le fonctionnement normal ou en situation d'urgence du ou des moteurs sur toute la gamme des limites de fonctionnement de l'avion et du ou des moteurs.

  3. c) Dans le cas des turbomoteurs, l'entrée d'air ne doit pas, par suite d'une anomalie dans l'écoulement d'air pendant le fonctionnement normal, causer de vibrations nuisibles pour le moteur.

(M. à j. 523-3 (92-01-02))

523.943 Accélération négative

Aucun mauvais fonctionnement dangereux d'un moteur, d'un groupe auxiliaire de puissance approuvé pour l'utilisation en vol, ou de n'importe quel composant ou système associé à l'installation motrice ou au groupe auxiliaire de puissance ne doit se produire, lorsque l'avion est utilisé aux accélérations négatives dans les limites de vol prescrites dans la 523.333. Ce fait doit être démontré pour la plus grande valeur et la plus grande durée d'accélération prévues en utilisation.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

Système de carburant

523.951 Généralités

  1. a) Chaque circuit de carburant doit être construit et agencé de façon à garantir que le carburant s'écoule à un débit et à une pression établis pour que le moteur et le groupe auxiliaire de puissance fonctionnent correctement dans toutes les conditions d'utilisation prévisibles, y compris toutes les manoeuvres pour lesquelles la certification est demandée et pendant lesquelles l'utilisation du moteur ou du groupe auxiliaire de puissance est autorisée.

  2. b) Chaque système de carburant doit être agencé de telle sorte que:

    1. (1) Aucune pompe de carburant ne puisse pomper du carburant dans plus d'un réservoir à la fois; ou

    2. (2) il y ait des moyens d'empêcher l'introduction d'air dans le système.

  3. c) Chaque système de carburant pour une turbomachine doit être capable d'un fonctionnement continu dans toute sa gamme de débits et de pressions, avec du carburant initialement saturé d'eau à 80°F (26,8°C) et ayant 0,75 cm3 d'eau libre par gallon (3,78 litres), ajoutée et refroidie à la condition la plus critique pour le givrage susceptible d'être rencontrée en utilisation.

  4. d) Tout circuit carburant d'un aéronef propulsé par une turbomachine doit satisfaire aux exigences pertinentes de mise à l'air libre du circuit carburant qui sont contenues dans le Manuel de navigabilité chapitre 516, sous-chapitre B du présent manuel.

FAR: (d) Tout circuit carburant d'un aéronef propulsé par une turbomachine doit satisfaire aux exigences pertinentes de mise à l'air libre du circuit carburant qui sont contenues dans la Part 34 du présent chapitre.

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

523.953 Indépendance des systèmes de carburant

  1. a) Chaque système de carburant pour un avion multimoteur doit être agencé de façon que, dans au moins une configuration du système, la rupture d'un élément quelconque (autre qu'un réservoir de carburant) n'aura pas pour conséquence la perte de puissance de plus d'un moteur ou n'exigera pas l'intervention immédiate du pilote pour empêcher la perte de puissance de plus d'un moteur.

  2. b) Si un réservoir unique de carburant (ou une série de réservoirs interconnectés de façon à fonctionner comme un réservoir unique de carburant) est utilisé sur un avion multimoteur, ce qui suit doit être fourni :

    1. (1) Sorties de réservoir indépendantes pour chaque moteur, comportant chacune un robinet d'arrêt sur le réservoir. Ce robinet peut aussi servir comme robinet d'arrêt de cloison pare-feu exigé, si la tuyauterie comprise entre le robinet et le compartiment moteur ne contient pas plus d'un quart (U.S.) de carburant (1 litre) (ou toute quantité plus grande montrée être sans danger) qui peut s'échapper dans le compartiment moteur.

    2. (2) Au moins deux mises à l'air libre disposées de façon à minimiser la probabilité que les deux mises à l'air libre soient obstruées simultanément.

    3. (3) Des bouchons de remplissage conçus de façon à minimiser la probabilité d'installation incorrecte ou de perte en vol.

    4. (4) Un système de carburant dans lequel les parties du système entre chaque sortie de réservoir et un moteur quelconque sont indépendantes de chaque partie du système alimentant en carburant tout autre moteur.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.954 Protection du système de carburant contre la foudre

Le système de carburant doit être conçu et agencé pour empêcher l'inflammation des vapeurs de carburant à l'intérieur du système par:

  1. a) La foudre frappant directement les zones ayant une forte probabilité d'impact;

  2. b) des séries de coups de foudre balayant des zones où ces phénomènes sont fortement probables; et

  3. c) l'effet Corona ou des aigrettes aux orifices de mise à l'air libre carburant.

523.955 Débit de carburant

  1. a) Généralités. L'aptitude du système de carburant à fournir du carburant aux débits spécifiés dans cette section et à une pression suffisante pour un fonctionnement correct du moteur, doit être montrée à l'assiette qui est la plus critique en ce qui concerne l'alimentation en carburant, et la quantité de carburant inutilisable. Ces conditions peuvent être simulées sur une maquette convenable. De plus:

    1. (1) la quantité de carburant contenue dans le réservoir ne doit pas excéder la quantité déterminée comme quantité de carburant inutilisable pour ce réservoir conformément aux exigences de l'alinéa 523.959 a), augmentée de la quantité nécessaire pour montrer la conformité au présent article;

    2. (2) s'il y a un débitmètre de carburant, il doit être bloqué pendant l'essai de débit, et le carburant doit s'écouler par le circuit du débitmètre ou celui de sa dérivation;

    3. (3) si le débitmètre existant est sans dérivation, il ne doit pas être doté d'un mode panne qui limite l'écoulement du carburant en dessous du niveau exigé dans cette démonstration d'écoulement du carburant; et

    4. (4) le débit carburant doit comprendre le débit nécessaire au retour de vapeur, à l'entraînement de la pompe venturi et à tous les autres usages du carburant.

  2. b) Systèmes par gravité. Le débit de carburant pour les systèmes par gravité (carburant principal et de réserve) doit être égal à 150% de la consommation du moteur en carburant au décollage.

  3. c) Systèmes de pompe. Le débit carburant de chaque système de pompe (alimentation principale et réserve), pour chaque moteur à pistons, doit être égal à 125 % du débit carburant nécessaire au moteur lorsqu'il fonctionne à la puissance maximale de décollage approuvée en vertu du présent chapitre.

    1. (1) Ce débit est exigé pour chaque pompe principale et chaque pompe de secours et il doit être disponible lorsque la pompe fonctionne comme elle le ferait pendant le décollage;

    2. (2) pour chaque pompe à commande manuelle, ce débit doit se produire à pas plus de 60 cycles complets (120 courses simples) par minute.

    3. (3) la pression carburant, lorsque les pompes principale et de secours fonctionnent simultanément, ne doit pas dépasser les limites de pression de carburant à l'admission admises pour le moteur, à moins qu'il ne soit démontré que le cas contraire n'entraîne pas d'effet négatif.

  4. d) Systèmes de carburant auxiliaires et systèmes de transfert de carburant. Les paragraphes b), c) et f) de cette section s'appliquent à chaque système auxiliaire et de transfert, excepté que:

    1. (1) Le débit de carburant exigé doit être établi sur la base de la puissance maximale continue et de la vitesse de rotation du moteur au lieu de la puissance et de la consommation de carburant au décollage; et

    2. (2) si une plaquette d'instructions est fournie, un débit carburant plus faible peut être utilisé pour déverser du carburant d'un réservoir auxiliaire dans un réservoir principal plus grand. Ce débit inférieur doit être suffisant pour maintenir de façon continue la puissance maximale du moteur, mais il ne doit pas entraîner un débordement du réservoir principal lorsque le moteur fonctionne à moins grande puissance.

  5. e) Réservoirs de carburant multiples. Dans le cas des moteurs à pistons alimentés en carburant par plus d'un réservoir, si le moteur perd de la puissance en raison de l'épuisement du réservoir choisi, il doit être possible, après être passé à un réservoir plein, en vol en palier, d'obtenir de façon continue 75 % de la puissance maximale du moteur en au plus:

    1. (1) 10 secondes, pour les monomoteurs à aspiration naturelle;

    2. (2) 20 secondes, pour les monomoteurs à turbocompresseurs, à condition que 75% de la puissance maximale continue à aspiration naturelle soient récupérés dans un délai de 10 secondes;

    3. (3) 20 secondes, pour les multimoteurs.

  6. f) Systèmes de carburant des turbomachines. Chaque système de carburant d'une turbomachine doit fournir au moins 100% du débit de carburant exigé par le moteur dans chaque condition d'utilisation et de manoeuvre prévue. Les conditions peuvent être simulées sur une maquette convenable. Ce débit doit:

    1. (1) Être montré avec l'avion dans la condition d'alimentation de carburant la plus défavorable (en ce qui concerne les altitudes, les assiettes et les autres conditions) qui est prévue en utilisation; et

    2. (2) dans le cas des multimoteurs, nonobstant le débit carburant inférieur autorisé en d) de la présente section, le débit doit être automatiquement ininterrompu pour chaque moteur, jusqu'à ce que le moteur ait consommé tout le carburant alloué à ce moteur. En outre:

      1. (i) Aux fins de la présente section, le carburant alloué à ce moteur désigne tout le carburant contenu dans tout réservoir destiné à être utilisé par un moteur donné.

      2. (ii) Le schéma du circuit de carburant doit indiquer clairement à quel moteur est alloué le carburant de chacun des réservoirs.

      3. (iii) Le respect du présent paragraphe ne doit exiger aucune intervention du pilote après l'achèvement de la phase de démarrage des moteurs.

    3. (3) Dans le cas des monomoteurs, l'obtention du débit ne doit exiger aucune intervention du pilote après l'achèvement de la phase de démarrage du moteur, à moins que des moyens ne soient prévus pour informer sans équivoque le pilote qu'il doit prendre les mesures nécessaires au moins cinq minutes avant ces mesures; cette intervention du pilote ne doit modifier en rien le fonctionnement des moteurs, ni distraire le pilote de ses fonctions essentielles pendant toute phase d'opérations pour laquelle l'avion a reçu l'approbation.

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

523.957 Écoulement de carburant entre réservoirs communicants

  1. a) Il doit être impossible, dans un système d'alimentation par gravité avec des sorties de réservoirs interconnectées, qu'une quantité suffisante de carburant s'écoule entre les réservoirs pour provoquer un débordement du carburant par toute mise à l'air libre d'un réservoir, dans les conditions de la 523.959, excepté que des réservoirs pleins doivent être utilisés.

  2. b) S'il est possible de pomper du carburant d'un réservoir dans un autre en vol, les évents des réservoirs et le système de transfert de carburant doivent être conçus de façon qu'aucun dommage structurel ne puisse être causé à un élément quelconque de l'avion en raison du trop-plein d'un réservoir.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.959 Carburant inutilisable

  1. a) L'alimentation en carburant inutilisable pour chaque réservoir doit être établie comme non inférieure à la quantité pour laquelle les premiers signes de fonctionnement défectueux se manifestent dans la condition d'alimentation en carburant la plus défavorable se produisant pour chaque utilisation et manoeuvre en vol envisagées impliquant ce réservoir. Les pannes des composants du système de carburant n'ont pas besoin d'être prises en considération.

  2. b) Il faut déterminer l'incidence qu'une panne de la pompe aurait sur la quantité de carburant utilisable.

(M. à j. 523-5)

523.961 Fonctionnement du système de carburant par temps chaud

Tout circuit de carburant doit être libre de bouchon de vapeur lorsque le carburant est utilisé à sa température critique, du point de vue de la formation de vapeur, pendant l'utilisation de l'avion dans toutes les conditions opérationnelles et environnementales critiques pour lesquelles l'approbation est demandée. En ce qui concerne le carburant de turbine, la température initiale doit être la plus critique des températures suivantes : 110° F (43,3° C), -0° F (-18° C), +5° F (-15° C), ou la température extérieure maximale pour laquelle l'approbation est demandée.
(modifié 2010/05/27

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.963 Réservoirs de carburant: généralités

  1. a) Chaque réservoir de carburant doit être capable de résister, sans rupture, aux charges dues aux vibrations, à l'inertie, aux liquides, et aux charges structurales auxquelles il peut être soumis en utilisation.

  2. b) Il faut montrer que chaque enveloppe de réservoir souple de carburant convient à l'utilisation particulière.

  3. c) Chaque réservoir structural de carburant doit comporter des aménagements adéquats pour l'inspection et la réparation interne.

  4. d) La capacité utilisable totale des réservoirs de carburant doit être suffisante pour au moins une demi-heure de fonctionnement à la puissance maximale continue.

  5. e) Chaque indicateur de quantité de carburant doit être réglé, comme spécifié au 523.1337 b), pour tenir compte de l'alimentation en carburant inutilisable déterminée selon la 523.959 a).

  6. f) (Enlevé)

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

523.965 Essais des réservoirs de carburant

  1. a) Chaque réservoir de carburant doit être capable de supporter les pressions suivantes sans rupture ni fuite:

    1. (1) Pour chaque réservoir métallique de type conventionnel et chaque réservoir non métallique dont les parois ne sont pas soutenues par la structure de l'avion, une pression de 3,5 lb/po2 (0,24 bar), ou la pression exercée, au cours de l'accélération extrême maximale avec le réservoir plein, en retenant la plus grande de ces valeurs.

    2. (2) Pour chaque réservoir structural, la pression exercée pendant l'accélération limite maximale de l'avion avec un réservoir plein, avec application simultanée des charges structurales limites critiques.

    3. (3) Pour chaque réservoir non métallique dont les parois sont soutenues par la structure de l'avion et réalisé de manière acceptable en utilisant un matériau de base de réservoir acceptable et avec des conditions de support réelles ou simulées, une pression de 2 lb/po2 (0,14 bar) pour le premier réservoir d'une conception spécifique. La structure support doit être calculée pour les charges critiques survenant dans les conditions de résistance en vol ou à l'atterrissage, combinées avec les charges dues à la pression du carburant résultant des accélérations correspondantes.

  2. b) Tout réservoir de carburant qui comporte de grandes surfaces planes non étayées ou non renforcées, dont la rupture ou la déformation peut causer une fuite de carburant, doit être capable de résister aux essais ci-après sans fuite, rupture ni déformation excessive des parois :

    1. (1) Chaque bloc réservoir complet et son support, monté, doit subir un test de vibrations, pour simuler les conditions d'installation réelles.

    2. (2) Sauf application des conditions spécifiées en b)(4) de la présente section, le bloc réservoir doit subir des vibrations pendant vingt-cinq heures pour provoquer un déplacement total d'au moins 1/32 de pouce (à moins qu'un autre déplacement ne soit justifié), alors qu'il est rempli aux deux tiers d'eau ou d'un autre liquide approprié pour les essais.

    3. (3) La fréquence des vibrations lors des essais sera la suivante:

      1. (i) Si aucune fréquence de vibrations résultant d'une vitesse de rotation comprise dans les limites des vitesses normales de fonctionnement du moteur ou de l'hélice n'est critique, la fréquence des vibrations est:

        1. (A) égale au nombre de cycles par minute obtenu en multipliant la vitesse maximale continue de l'hélice, en tours par minute, par 0,9 pour les avions à hélice, et

        2. (B) pour les autres, elle est de 2 000 cycles par minute.

      2. (ii) Si une seule fréquence de vibrations résultant d'une vitesse de rotation comprise dans les limites des vitesses normales de fonctionnement du moteur ou de l'hélice est critique, cette fréquence de vibrations doit être utilisée pour les essais.

      3. (iii) S'il y a plus d'une fréquence de vibrations résultant d'une vitesse de rotation comprise dans les limites des vitesses normales de fonctionnement du moteur ou de l'hélice qui est critique, la plus critique de ces fréquences doit être utilisée pour les essais.

    4. (4) Dans le cas des sous-paragraphes (3)(ii) et (iii) de ce paragraphe, le durée de l'essai doit être ajustée de façon à effectuer le même nombre de cycles de vibrations que celui que serait réalisé en 25 heures à la fréquence spécifiée au sous-paragraphe (3)(i) de ce paragraphe.

    5. (5) Durant l'essai, l'ensemble réservoir doit être soumis à des oscillations à une vitesse de 16 à 20 cycles complets par minute, sur un angle de 15° de part et d'autre de l'horizontale (30° au total), autour d'un axe parallèle à l'axe du fuselage, pendant 25 heures.

  3. c) Chaque réservoir structural utilisant des méthodes de fabrication et d'étanchéité dont il n'a pas été prouvé au préalable qu'elles sont adéquates par des données d'essai ou par une expérience en utilisation, doit être capable de résister à l'essai de vibrations spécifié aux sous-paragraphes (1) à (4) du paragraphe b).

  4. d) Chaque réservoir à enveloppe non métallique doit être soumis à l'essai de basculement décrit au sous-paragraphe (5) du paragraphe b) de cette section, avec du carburant à la température ambiante. De plus, une enveloppe type, de la même construction de base que celle devant être utilisée sur l'avion, lorsqu'elle est installée dans un réservoir d'essai convenable doit résister à l'essai de basculement avec du carburant à une température de 110°F (43,3°C).

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

523.967 Installation des réservoirs de carburant

  1. a) Chaque réservoir de carburant doit être soutenu de telle sorte que les charges de réservoirs ne soient pas concentrées. De plus:

    1. (1) Il doit y avoir des garnitures, si nécessaire, pour empêcher le frottement entre chaque réservoir et ses supports;

    2. (2) les garnitures doivent être non absorbantes ou traitées pour empêcher l'absorption de carburant;

    3. (3) si un réservoir souple est utilisé, il doit être soutenu de telle sorte qu'il n'ait pas à supporter les charges dues au liquide;

    4. (4) les surfaces internes adjacentes à l'enveloppe doivent être lisses et dépourvues d'aspérités qui pourraient provoquer l'usure, à moins:

      1. (i) Que des dispositions soient prises pour la protection de l'enveloppe en ces endroits; ou

      2. (ii) que la fabrication de l'enveloppe elle-même ne fournisse une telle protection;

    5. (5) Une pression positive doit être maintenue à l'intérieur de l'espace contenant de la vapeur, de chaque réservoir souple, dans toutes les conditions d'utilisation, sauf pour une condition particulière pour laquelle il est démontré qu'une pression nulle ou négative ne provoquera pas l'écrasement du réservoir souple; et

    6. (6) le siphonnage du carburant (autre qu'un écoulement mineur) ou un écrasement des enveloppes de réservoirs de carburant ne doit pas résulter d'une mise en place incorrecte ou d'une perte du bouchon de remplissage de carburant.

  2. b) Chaque compartiment de réservoir doit être ventilé et drainé pour empêcher l'accumulation de fluides ou de vapeurs inflammables. Chaque compartiment adjacent à un réservoir qui fait partie intégrante de la structure de l'avion, doit être également ventilé et drainé.

  3. c) Aucun réservoir de carburant ne doit être placé du côté moteur de la cloison pare-feu. Il doit y avoir au moins un demi-pouce (12,7 mm) d'espace libre entre le réservoir de carburant et la cloison pare-feu. Aucune partie du revêtement du fuseau moteur qui se trouve immédiatement derrière une sortie d'air importante du compartiment du moteur ne doit servir de paroi à un réservoir structural.

  4. d) Chaque réservoir de carburant doit être isolé des compartiments habités par une enceinte étanche aux vapeurs et au carburant qui est mise à l'air libre et vidangée à l'extérieur de l'avion. L'enceinte doit supporter toutes les charges de pressurisation des compartiments habités sans subir de déformation permanente ni de rupture selon les conditions des sections 523.365 et 523.843 du présent sous-chapitre. Les réservoirs de carburant du type souple, s'ils sont utilisés, doivent avoir une enveloppe de retenue au moins équivalente à un réservoir métallique du point de vue de l'intégrité structurale.

  5. e) Les réservoirs de carburant doivent être conçus, situés et installés de manière à retenir le carburant:

    1. (1) Lorsqu'ils sont soumis aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes décrit en 523.561 b)(2) du présent chapitre; et

    2. (2) dans les conditions susceptibles de se produire lorsqu'un avion atterrit sur une piste en dur à une vitesse normale d'atterrissage, dans chacune des conditions suivantes:

      1. (i) L'avion ayant une assiette normale d'atterrissage et son train d'atterrissage rétracté.

      2. (ii) La jambe la plus critique du train d'atterrissage effondrée, et les autres jambes du train d'atterrissage sorties.

En montrant la conformité au paragraphe e) (2) de cette section, l'arrachement d'un bâti-moteur doit être pris en considération, à moins que tous les moteurs ne soient installés au-dessus de l'aile ou sur l'empennage ou le fuselage de l'avion.

(M. à j. 523-2 (89-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.969 Volume d'expansion des réservoirs de carburant

Chaque réservoir de carburant doit avoir un volume d'expansion non inférieure à 2% de la capacité du réservoir, à moins que la mise à l'air libre du réservoir n'assure l'écoulement sans mouiller l'avion (auquel cas, aucun volume d'expansion n'est exigé). Il doit être impossible de remplir le volume d'expansion accidentellement lorsque l'avion est à l'assiette normale au sol.

523.971 Puisard des réservoirs de carburant

  1. a) Chaque réservoir de carburant doit avoir un puisard avec purge ayant une capacité effective, en assiette normale au sol et en vol, équivalant à 0,25 % de la capacité du réservoir, ou 1/16 de gallon (0,24 l), en retenant la plus grande de ces valeurs.

  2. b) Chaque réservoir de carburant doit permettre la purge de toute quantité dangereuse d'eau s'écoulant de n'importe quelle partie du réservoir vers le puisard, lorsque l'avion est en assiette normale au sol.

  3. c) Chaque circuit de carburant de moteur à pistons doit être muni d'une cuve ou d'une chambre de décantation accessible pour la vidange, dont la capacité est égale à une once (28 g) pour chaque vingt gallons (76 l) de capacité du réservoir de carburant; chaque sortie de réservoir de carburant est située de façon qu'en assiette normale de vol, l'eau puisse s'écouler de toutes les parties du réservoir, à l'exception du puisard, vers la cuve ou la chambre de décantation.

  4. d) Chaque drain de puisard, de cuve et de chambre de décantation exigé en vertu des alinéas a), b) et c) de la présente section doit satisfaire aux exigences relatives à la vidange figurant en 523.999 b) (1) et (2).

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.973 Raccord de remplissage des réservoirs de carburant

  1. a) Chaque raccord de remplissage de réservoir de carburant doit être marqué comme prescrit au 523.1557 c).

  2. b) Les débordements de carburant ne doivent pas pouvoir pénétrer dans le compartiment du réservoir de carburant ou dans toute partie de l'avion autre que le réservoir lui-même.

  3. c) Chaque bouchon de remplissage doit comporter un joint étanche au carburant pour l'orifice principal de remplissage. Cependant, il peut y avoir de petits orifices dans le bouchon du réservoir de carburant aux fins de mise à l'air libre ou dans le but de permettre le passage d'un jaugeur de carburant à travers le bouchon à condition que ces orifices satisfassent aux exigences de l'alinéa a) de la section 523.975.

  4. d) Chaque point de remplissage carburant, à l'exception des points de raccord de remplissage carburant sous pression, doit avoir un aménagement pour relier électriquement l'avion à l'équipement de remplissage carburant au sol.

  5. e) Pour les avions dotés de moteurs pour lesquels l'essence est le seul carburant autorisé, le diamètre intérieur de l'orifice de remplissage ne doit pas dépasser 2,36 pouces (6 cm).

  6. f) Pour les avions à turbomachines, le diamètre intérieur de l'orifice de remplissage ne doit pas être inférieur à 2,95 pouces (7,5 cm).

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

523.975 Mises à l'air libre des réservoirs de carburant et retour des vapeurs de carburateurs

  1. a) Chaque réservoir de carburant doit être mis à l'air libre par la partie supérieure du volume d'expansion. De plus:

    1. (1) Chaque sortie de mise à l'air libre doit être disposée et fabriquée d'une façon qui minimise la possibilité de son obstruction par de la glace ou autre corps étranger;

    2. (2) chaque mise à l'air libre doit être fabriquée pour empêcher le siphonnage du carburant pendant l'utilisation normale;

    3. (3) la capacité de mise à l'air libre doit permettre l'annulation rapide des différences excessives de pression entre l'intérieur et l'extérieur du réservoir;

    4. (4) les volumes d'expansion des réservoirs comportant des sorties en intercommunication doivent être intercommunicants;

    5. (5) il ne doit y avoir aucun point dans toute canalisation de mise à l'air libre où la condensation de l'humidité peut s'accumuler, lorsque l'avion est au sol ou en vol en palier, à moins qu'un drain soit prévu. Tout robinet de purge installé doit être accessible pour le drainage;

    6. (6) aucune mise à l'air libre ne doit aboutir en un point où l'écoulement de carburant par la mise à l'air libre constituera un danger de feu ou duquel des vapeurs peuvent pénétrer dans les compartiments destinés à des personnes; et

    7. (7) les mises à l'air libre doivent être aménagées pour empêcher la perte de carburant, à l'exception du carburant s'écoulant du fait de l'expansion thermique, lorsque l'avion est parqué dans n'importe quelle direction sur un plan incliné ayant une pente de 1%.

  2. b) Tout carburateur pourvu de raccords de dissipation des bouchons de vapeur et tout moteur à injection directe du carburant pourvu d'un moyen de renvoi des bouchons de vapeur doit comporter une canalisation distincte de renvoi des bouchons de vapeur au sommet de l'un des réservoirs de carburant. S'il y a plus d'un réservoir et s'il est nécessaire, pour une raison quelconque, de mettre chaque réservoir en circuit dans un ordre déterminé, la canalisation de renvoi des bouchons de vapeur doit retourner au réservoir de carburant à utiliser en premier lieu, à moins que les particularités de l'installation soient telles que le renvoi à un autre réservoir est préférable.

  3. c) Pour les avions de la catégorie acrobatique, la perte excessive de carburant durant des manoeuvres acrobatiques incluant de courtes périodes de vol inversé doit être empêchée. Il doit être impossible que le carburant siphonne par la mise à l'air libre lorsque le vol normal a été repris après toute manoeuvre acrobatique pour laquelle la certification est demandée.

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

523.977 Sortie des réservoirs de carburant

  1. a) Il doit y avoir une crépine à carburant pour la sortie du réservoir de carburant ou pour la pompe de gavage. Cette crépine doit:

    1. (1) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, avoir de 8 à 16 mailles par pouce (3 à 6 mailles par cm); et

    2. (2) pour les avions propulsés par turbomachines, empêcher le passage de tout objet qui pourrait réduire le débit de carburant ou endommager un quelconque composant du système de carburant.

  2. b) La section de chaque crépine de sortie de réservoir de carburant doit être au moins égale à cinq fois la section de la canalisation de sortie.

  3. c) Le diamètre de chaque crépine doit être au moins égal à celui de la sortie du réservoir de carburant.

  4. d) Chaque crépine doit être accessible pour inspection et nettoyage.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.979 Systèmes de remplissage carburant sous pression

Pour les systèmes de remplissage carburant sous pression, ce qui suit s'applique:

  1. a) Chaque raccord collecteur du système de remplissage carburant sous pression doit comporter un moyen d'empêcher que des quantités dangereuses de carburant ne s'échappent du système si le clapet d'admission de carburant se met en panne.

  2. b) Un moyen de fermeture automatique doit être prévu pour empêcher que la quantité de carburant dans le réservoir n'excède la quantité maximale approuvée pour ce réservoir. Ce moyen doit:

    1. (1) permettre de vérifier le bon fonctionnement de la fermeture avant chaque remplissage du réservoir de carburant; et

    2. (2) dans le cas des avions de la catégorie navette, à chaque point de remplissage, donner une rétroaction si le débit carburant n'est pas interrompu lorsque la quantité maximale approuvée pour ce réservoir est atteinte.

  3. c) Un moyen doit être prévu pour empêcher tout dommage au système de carburant, en cas de panne du moyen de fermeture automatique prescrit au paragraphe b) de cette section.

  4. d) Toutes les parties du système de carburant jusqu'au réservoir qui sont soumises aux pressions de remplissage doivent avoir une pression d'épreuve de 1,33 fois et une pression extrême d'au moins 2,0 fois la pointe de pression susceptible de se produire au cours du remplissage carburant.

(M. à j. 523-5)

Composants du système de carburant

523.991 Pompes à carburant

  1. a) Pompes principales. Pour les pompes principales, ce qui suit s'applique :

    1. (1) Pour les installations de moteurs à pistons ayant des pompes à carburant pour alimenter en carburant le moteur, au moins une pompe pour chaque moteur doit être en traînée directement par le moteur et doit satisfaire à la 523.955. Cette pompe est une pompe principale.

    2. (2) Pour les installations de turbomachines, chaque pompe à carburant exigée pour le fonctionnement correct du moteur, ou exigée pour satisfaire aux exigences du système de carburant du présent sous-chapitre (autres que celles énoncées au paragraphe b) de cette section), est une pompe principale. De plus:

      1. (i) Il doit y avoir au moins une pompe principale pour chaque turbomachine;

      2. (ii) l'alimentation en énergie pour la pompe principale de chaque moteur doit être indépendante de l'alimentation en énergie pour chaque pompe principale de tout autre moteur; et

      3. (iii) Pour chaque pompe principale, des dispositions doivent être prises pour permettre la dérivation de chaque pompe volumétrique de carburant autre qu'une pompe à injection de carburant approuvée comme partie du moteur.

  2. b) Pompes de secours. Il doit y avoir une pompe de secours immédiatement disponible pour alimenter le moteur en carburant si une pompe principale quelconque (autre qu'une pompe à injection de carburant approuvée comme partie d'un moteur) tombe en panne. L'alimentation en énergie pour chaque pompe de secours doit être indépendante de l'alimentation en énergie de chaque pompe principale correspondante.

  3. c) Moyens d'alarme. Si à la fois la pompe principale et la pompe de secours fonctionnent de façon continue, il doit y avoir un moyen pour indiquer aux membres appropriés de l'équipage de vol, un mauvais fonctionnement de l'une ou l'autre pompe.

  4. d) Le fonctionnement de toute pompe à carburant ne doit pas affecter le fonctionnement du moteur de manière à créer un danger, quel que soit le réglage de la puissance ou de la poussée du moteur ou l'état de fonctionnement de toute autre pompe à carburant.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.993 Canalisations et raccords du système de carburant

  1. a) Chaque canalisation de carburant doit être installée et soutenue pour empêcher les vibrations dues aux conditions de pression du carburant et de vol accéléré.

  2. b) Chaque canalisation de carburant raccordée à des composants de l'avion entre lesquels un mouvement relatif pourrait exister, doit faire l'objet d'aménagements assurant sa flexibilité.

  3. c) Chaque raccordement flexible des canalisations de carburant qui peuvent être mises en pression et être soumises à des charges axiales, doit s'effectuer au moyen d'ensembles tuyauteries souples.

  4. d) Chaque tuyauterie souple doit faire la preuve de son aptitude à l'emploi particulier.

  5. e) Aucune tuyauterie souple qui pourrait être affectée de façon défavorable par l'exposition aux températures élevées, ne doit être utilisée là où des températures excessives existeront pendant le fonctionnement ou après l'arrêt du moteur.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.994 Composants du système de carburant

Les éléments du circuit de carburant qui traversent un fuseau de moteur ou un fuselage doivent être protégés contre les dégâts qui pourraient provoquer un déversement d'une quantité de carburant suffisante pour constituer un risque d'incendie par suite d'un atterrissage train rentré sur une piste en dur.

523.995 Robinets de carburant et commandes

  1. a) Il doit y avoir un moyen pour permettre aux membres appropriés de l'équipage de vol de couper rapidement, en vol, le carburant à chaque moteur individuellement.

  2. b) Aucun robinet d'arrêt ne doit être du côté moteur de toute cloison pare-feu. De plus, il doit y avoir un moyen pour:

    1. (1) Empêcher toute manoeuvre par inadvertance de chaque robinet d'arrêt; et

    2. (2) permettre aux membres appropriés de l'équipage de vol de rouvrir rapidement chaque robinet après qu'il ait été fermé.

  3. c) Chaque robinet et commande du système de carburant doit être soutenu de façon que les charges résultant de son utilisation ou de conditions de vol accéléré ne soient pas transmises aux canalisations fixées au robinet.

  4. d) Chaque robinet et commande du système de carburant doit être installé de sorte que la gravité et les vibrations n'affectent pas la position choisie.

  5. e) Chaque levier de robinet de carburant et ses raccordements au mécanisme du robinet doivent avoir des caractéristiques de conception qui minimisent la possibilité d'installation incorrecte.

  6. f) Chaque clapet anti-retour doit être disposé, ou autrement comporter des aménagements, pour empêcher le montage ou le branchement incorrect du robinet.

  7. g) Les robinets sélecteurs des réservoirs de carburant doivent :

    1. (1) Nécessiter une manipulation délibérée et distincte pour que le circuit soit fermé (robinet en position « OFF »); et

    2. (2) prendre des positions telles qu'il soit impossible, quand on met un réservoir en circuit, que le robinet sélecteur passe par la position « OFF » quand on change de réservoir.

523.997 Crépines ou filtres à carburant

Il doit y avoir une crépine ou un filtre à carburant entre la sortie du réservoir de carburant et l'entrée soit d'un dispositif de dosage de carburant, soit d'une pompe volumétrique entraînée par moteur, celui des deux éléments le plus près de la sortie du réservoir de carburant. Cette crépine ou ce filtre à carburant doit:

  1. a) Être accessible pour le drainage et le nettoyage et doit comporter un tamis ou un élément qui soit aisément démontable;

  2. b) Avoir un collecteur de dépôts et un drain, excepté qu'il n'y a pas besoin de drain si la crépine ou le filtre est aisément démontable pour les besoins de drainage;

  3. c) Être monté de manière que son poids ne soit pas supporté par les canalisations de liaison ou par les canalisation d'entrée ou de sortie de la crépine ou du filtre, à moins que des marges de résistance suffisantes dans toute les conditions de charge ne soient prévues pour les canalisations et les raccords; et

  4. d) Avoir la capacité (par rapport aux limitations d'utilisation établies pour le moteur) pour assurer que le fonctionnement du système de carburant moteur n'est pas gêné, avec le carburant pollué à un degré (quant à la taille et la densité des particules) qui est plus élevé que celui établi pour le moteur lors de son certificat de type.

  5. e) De plus, pour les avions de la catégorie navette, à moins que des dispositifs soient prévus dans le circuit d'alimentation pour empêcher l'accumulation de glace sur le filtre, un moyen doit être prévu pour maintenir automatiquement l'écoulement du carburant si le filtre est bouché par la glace.

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

523.999 Drains du système de carburant

  1. a) Il doit y avoir au moins un drain pour permettre un drainage sûr de la totalité du système de carburant, avec l'avion à son assiette normale au sol.

  2. b) Chaque drain exigé par le paragraphe a) de cette section et la 523.971 doit:

    1. (1) Permettre une décharge à l'écart de toutes les parties de l'avion;

    2. (2) comporter un robinet de purge:

      1. (i) pourvu d'un moyen manuel ou automatique de verrouillage irréversible en position fermée;

      2. (ii) facilement accessible;

      3. (iii) facile à ouvrir et à fermer;

      4. (iv) permettant le prélèvement de carburant pour examen;

      5. (v) dont la fermeture peut être vérifiée visuellement;

      6. (vi) placé ou protégé de manière à empêcher le débordement de carburant en cas d'atterrissage train rentré.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1001 Système de vidange en vol du carburant

  1. a) Si la masse de calcul à l'atterrissage est inférieure à celle permise selon les exigences du 523.473 b), l'avion doit avoir un système de vidange en vol du carburant installé, qui soit capable de vidanger en vol assez de carburant pour réduire la masse maximale à la masse de calcul à l'atterrissage. Le débit moyen de vidange du carburant en vol doit être au moins égal à 1% de la masse maximale de l'avion par minute, excepté que le temps exigé pour vidanger le carburant en vol n'a pas lieu d'être inférieur à 10 minutes.

  2. b) La vidange de carburant en vol doit être démontrée à la masse maximale avec volets et train d'atterrissage rentrés et durant:

    1. (1) un plané sans puissance à 1,4 VS1;

    2. (2) une montée, à la vitesse à laquelle les paramètres de montée en route avec un moteur en panne ont été établis conformément au paragraphe 523.69 b), avec le moteur critique en panne et les moteurs restants à la puissance maximale continue; et

    3. (3) un vol en palier à 1,4 VS1, si les résultats des essais effectués dans les conditions spécifiées aux sous-paragraphes (1) et (2) de ce paragraphe montrent que cette condition pourrait être critique.

  3. c) Durant les essais en vol prescrits au paragraphe b) de cette section, il doit être montré que :

    1. (1) Ce système de vidange en vol du carburant et son utilisation ne présentent aucun danger de feu;

    2. (2) le carburant s'écoule sans mouiller une partie quelconque de l'avion;

    3. (3) le carburant ou les vapeurs ne pénètrent dans aucune partie de l'avion; et que

    4. (4) l'opération de vidange en vol n'affecte pas de façon défavorable la pilotabilité de l'avion.

  4. d) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, le système de vidange en vol doit être conçu de manière qu'il ne soit pas possible de vidanger en vol le carburant des réservoirs utilisés pour le décollage et l'atterrissage au-dessous du niveau de carburant permettant d'effectuer un vol de 45 minutes à 75% de la puissance maximale continue. Cependant, s'il y a une commande auxiliaire indépendante de la commande principale de vidange en vol, le système peut être conçu de façon à vidanger la totalité du carburant.

  5. e) Pour les avions propulsés par turbomachines, le système de vidange en vol doit être conçu de manière qu'il ne soit pas possible de vidanger en vol le carburant des réservoirs utilisés pour le décollage et l'atterrissage au-dessous du niveau de carburant permettant de monter depuis le niveau de la mer jusqu'à 10 000 pieds (3 050 m) et permettant ensuite une croisière de 45 minutes à une vitesse correspondant à la distance franchissable maximale.

  6. f) Le robinet de vidange en vol de carburant doit être conçu pour permettre aux membres de l'équipage de fermer le robinet durant n'importe quelle phase de l'opération de vidange en vol.

  7. g) À moins qu'il soit montré que l'utilisation de moyens quelconques (incluant volets, fentes et becs) pour modifier l'écoulement de l'air sur ou autour de la voilure, n'affecte pas de façon défavorable la vidange en vol du carburant, il doit y avoir une plaquette indicatrice adjacente à la commande de vidange en vol, pour prévenir les membres de l'équipage de vol contre l'opération de vidange du carburant en vol pendant que les moyens qui modifient l'écoulement de l'air, sont en cours d'utilisation.

  8. h) Le système de vidange en vol doit être conçu de façon que tout mauvais fonctionnement simple du système, raisonnablement probable n'aboutisse à une condition dangereuse par suite d'une vidange dissymétrique ou d'une impossibilité à vidanger du carburant.

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

Système d'huile

523.1011 Généralités

  1. a) Pour les circuits d'huile et leurs composants qui ont été approuvés en vertu des exigences relatives à la navigabilité des moteurs et dans le cas où ces exigences sont d'une sévérité égale ou supérieure à celle des exigences correspondantes du sous-chapitre E du présent chapitre, l'approbation ne doit pas être obtenue de nouveau. Si les exigences du sous-chapitre E du présent chapitre sont les plus strictes, la preuve doit être donnée que ces exigences sont satisfaites.

  2. b) Chaque moteur doit comporter un système d'huile indépendant pouvant lui fournir une quantité d'huile appropriée à une température ne dépassant pas la température de sécurité pour une utilisation continue.

  3. c) La capacité utilisable du réservoir d'huile ne doit pas être inférieure au produit de l'autonomie de l'avion dans les conditions d'utilisation critiques par la consommation maximale d'huile du moteur dans les mêmes conditions, augmentée d'une quantité convenable pour assurer une circulation et un refroidissement adéquats.

  4. d) Pour un système d'huile sans système de transfert, seule la capacité utilisable du réservoir d'huile peut être considérée. La quantité d'huile contenue dans les canalisations d'huile du moteur, le radiateur d'huile et la réserve de mise en drapeau ne doit pas être considérée.

  5. e) Si un système de transfert d'huile est utilisé, et si la pompe de transfert peut pomper une partie de l'huile contenue dans les canalisations de transfert pour l'envoyer dans les réservoirs d'huile principaux du moteur, la quantité d'huile contenue dans ces canalisations qui peut être pompée par la pompe de transfert peut être incluse dans la capacité d'huile.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1013 Réservoirs d'huile

  1. a) Installation. Chaque réservoir d'huile doit être installé pour:

    1. (1) satisfaire aux exigences du 523.967 a) et b); et

    2. (2) résister à toutes les charges dues aux vibrations, l'inertie et fluide, prévues en utilisation.

  2. b) Volume d'expansion. Le volume d'expansion des réservoirs d'huile doit être prévu de façon que:

    1. (1) Chaque réservoir d'huile utilisé avec un moteur à pistons ait un volume d'expansion non inférieur à la plus grande des deux valeurs suivantes : 10% de la capacité du réservoir ou 0,5 gallon (1,9 litre), et chaque réservoir d'huile utilisé avec un moteur à turbine ait un volume d'expansion non inférieur à 10% de la capacité du réservoir; et

    2. (2) il soit impossible de remplir involontairement le volume d'expansion, avec l'avion à l'assiette normale au sol.

  3. c) Raccord de remplissage. Chaque raccord de remplissage de réservoir d'huile doit être marqué comme spécifié au 523.1557 c). Chaque raccord encastré de remplissage d'un réservoir d'huile utilisé avec une turbomachine, qui peut retenir une quantité appréciable d'huile, doit avoir des aménagements pour le montage d'un drain.

  4. d) Mise à l'air libre. Les réservoirs d'huile doivent être mis à l'air libre comme suit:

    1. (1) Chaque réservoir d'huile doit être mis à l'air libre dans le moteur par la partie supérieure du volume d'expansion de façon que le raccord de la mise à l'air libre ne soit pas recouvert d'huile dans toute condition normale de vol.

    2. (2) Les mises à l'air libre des réservoirs d'huile doivent être disposées de façon que la vapeur d'eau condensée qui pourrait geler et colmater la canalisation, ne puisse s'accumuler en aucun point.

    3. (3) Pour les avions de la catégorie acrobatique, il doit y avoir des moyens pour empêcher une perte d'huile dangereuse durant des manoeuvres acrobatiques, incluant de courtes périodes de vol inversé.

  5. e) Sortie. Aucun orifice de sortie de réservoir d'huile ne doit être fermé par un tamis ou une protection quelconque qui réduirait le débit d'huile en-dessous d'une valeur de sécurité à toute température d'utilisation. Aucun diamètre d'orifice de sortie de réservoir d'huile ne doit être inférieur au diamètre de l'orifice d'entrée de la pompe à huile du moteur. Chaque réservoir d'huile utilisé avec une turbomachine doit avoir un moyen pour empêcher l'entrée, dans le réservoir lui-même, ou dans l'orifice de sortie du réservoir, de tout objet qui pourrait obstruer le débit d'huile dans tout le système. Il doit y avoir un robinet d'arrêt à la sortie de chaque réservoir d'huile (y compris les supports de réservoir d'huile) soit à l'épreuve du feu.

  6. f) Enveloppes des réservoirs souples. Chaque enveloppe de réservoir souple d'huile doit être d'un type acceptable.

  7. g) Chaque bouchon de remplissage d'un réservoir d'huile qui est utilisé avec un moteur, doit assurer une étanchéité à l'huile.

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

523.1015 Essais des réservoirs d'huile

Chaque réservoir d'huile doit être essayé selon la 523.965, excepté que:

  1. a) La pression appliquée doit être de 5 lb/po2 (0,345 bar) pour la structure du réservoir, au lieu des pressions spécifiées au 523.965 a);

  2. b) Pour un réservoir à enveloppe non métallique, le fluide d'essai doit être de l'huile plutôt que du carburant comme spécifié au 523.965 d), et l'essai de basculement sur une enveloppe échantillon doit être conduit avec de l'huile de 250°F (121°C); et

  3. c) Pour les réservoirs pressurisés utilisés avec une turbomachine, la pression d'essai ne doit pas être inférieure à 5 lb/po2 (0,345 bar) plus la pression maximale d'utilisation du réservoir.

523.1017 Canalisations d'huile et raccords

  1. a) Canalisations d'huile. Les canalisations d'huile doivent satisfaire à la 523.993 et doivent assurer un écoulement d'huile à un débit et à une pression adéquats pour un fonctionnement correct du moteur dans toute condition normale d'utilisation.

  2. b) Canalisations des reniflards. Les canalisations de reniflards doivent être disposées de façon que:

    1. (1) la vapeur d'eau condensée ou l'huile qui pourrait geler et obstruer la canalisation ne puisse s'accumuler en aucun point;

    2. (2) la décharge du reniflard ne constituera pas un risque de feu si une émulsion se produit ou provoque une projection de l'huile évacuée contre le pare-brise du pilote;

    3. (3) le reniflard ne débouche pas dans le système d'admission d'air du moteur; et

    4. (4) pour les avions de la catégorie acrobatique, il n'y ait pas de perte excessive d'huile provenant du reniflard durant des manoeuvres acrobatiques incluant de courtes périodes de vol inversé.

    5. (5) la sortie du reniflard soit protégée contre le blocage par la glace ou par des corps étrangers.

523.1019 Crépines ou filtres à huile

  1. a) Chaque installation de turbomachine doit comporter une crépine ou un filtre à huile à travers lequel toute l'huile du moteur s'écoule et qui satisfait aux exigences suivantes:

    1. (1) Chaque crépine ou filtre à huile qui a une dérivation, doit être disposé et installé de telle sorte que l'huile circulera avec un débit normal à travers le reste du système lorsque la crépine ou le filtre est complètement obstrué.

    2. (2) La crépine ou le filtre à huile doit avoir la capacité (en ce qui concerne les limitations d'utilisation établies pour le moteur) pour assurer que le fonctionnement du système d'huile moteur n'est pas gêné lorsque l'huile est polluée à un degré (quant à la taille et la densité des particules) qui est supérieur à celui établi pour le moteur dans le cadre de son certificat de type.

    3. (3) La crépine ou le filtre à huile, à moins qu'il soit installé à la sortie d'un réservoir d'huile, doit comporter un moyen d'indiquer la pollution avant qu'elle n'atteigne la capacité établie conformément au sous-paragraphe (2) de ce paragraphe.

    4. (4) La dérivation d'une crépine ou d'un filtre doit être disposée et installée de sorte que la libération des agents polluants recueillis soit réduite au minimum par l'emplacement approprié de la dérivation, pour s'assurer que les agents polluants recueillis ne sont pas dans le chemin d'écoulement de la dérivation.

    5. (5) Une crépine ou un filtre à huile qui n'a pas de dérivation, à l'exception d'une qui est installée à la sortie d'un réservoir d'huile, doit avoir un moyen de le raccorder au système d'avertissement exigé au 523.1305 c)(9).

  2. b) Chaque crépine ou filtre à huile dans une installation motrice utilisant des moteurs à pistons, doit être disposé et installé de sorte que l'huile s'écoulera au débit normal à travers le reste du système, la crépine ou le filtre étant complètement obstrué.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1021 Purgeurs du système d'huile

Un purgeur (ou des purgeurs) doivent être prévus pour permettre de purger en sécurité le circuit de graissage. Chaque purgeur doit:

  1. a) Être accessible;

  2. b) Être pourvu de robinets de purge, ou d'autres fermetures, utilisant des moyens manuels ou automatiques de verrouillage irréversible en position fermée; et

  3. c) Être placé ou protégé de manière à empêcher son utilisation par inadvertance.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1023 Radiateurs d'huile

Chaque radiateur d'huile et ses structures-support doivent être capables de résister aux charges dues aux vibrations, à l'inertie et à la pression de l'huile, auxquelles ils pourraient être soumis en utilisation.

523.1027 Système de mise en drapeau de l'hélice

  1. a) Si le système de mise en drapeau des hélices utilise de l'huile moteur et si l'alimentation en huile peut s'épuiser en raison de la défaillance d'une partie quelconque du circuit d'huile, un moyen doit être prévu pour retenir en réserve une quantité suffisante d'huile pour faire fonctionner le système de mise en drapeau.

  2. b) La quantité d'huile gardée en réserve doit être suffisante pour effectuer la mise en drapeau de l'hélice et ne doit être utilisable que par la pompe de mise en drapeau.

  3. c) La capacité du système à effectuer la mise en drapeau au moyen de la réserve d'huile gardée en réserve doit être montrée.

  4. d) Des aménagements doivent être réalisés pour empêcher la boue ou autre corps étranger d'affecter le fonctionnement sans danger du système de mise en drapeau de l'hélice.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

Refroidissement

523.1041 Généralités

Les aménagements prévus pour le refroidissement du groupe moteur et du groupe auxiliaire de puissance doivent permettre de maintenir la température des pièces et des liquides du groupe moteur et du groupe auxiliaire dans les limites établies pour ces pièces et ces liquides dans les conditions les plus défavorables au sol, à flot et en vol, jusqu'à l'altitude maximale et aux températures atmosphériques ambiantes maximales pour laquelle l'approbation est demandée, et après l'arrêt normal du moteur et du groupe auxiliaire de puissance.

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

523.1043 Essais de refroidissement

  1. a) Généralités. La conformité à l'article 523.1041 doit être montrée au moyen d'essais qui respectent les exigences suivantes:

    1. (1) Si les essais sont effectués dans des températures atmosphériques ambiantes différentes de la température atmosphérique ambiante maximale faisant l'objet de l'homologation, les températures enregistrées sur l'installation motrice doivent être corrigées selon les paragraphes c) et d) du présent article, à moins qu'une méthode de correction plus rationnelle ne soit applicable.

    2. (2) Aucune température corrigée déterminée selon l'alinéa a)(1) du présent article ne doit excéder les limites établies.

    3. (3) Le carburant utilisé durant les essais de refroidissement doit être de l'indice d'octane minimal approuvé pour les moteurs.

    4. (4) Dans le cas des moteurs à turbocompresseurs, chaque turbocompresseur doit être utilisé pendant toute la partie de la montée pour laquelle l'utilisation avec turbocompresseur est demandée.

    5. (5) Dans le cas des moteurs à piston, le mélange doit être au réglage le plus pauvre recommandé pour la montée.

  2. b) Température atmosphérique ambiante maximale. Une température atmosphérique ambiante maximale, correspondant aux conditions du niveau de la mer, d'au moins 100°F (37,75°C) doit être établie. Le taux supposé de diminution de température est de 3,6°F (-15.8°C) par 1 000 pi (305 m) d'altitude au-dessus du niveau de la mer, jusqu'à atteindre une température de 69,7°F (20.9°C), altitude au-dessus de laquelle la température est considérée constante à 69,7°F (20.9°C). Cependant, pour les installations pour climats arctiques, le postulant peut choisir une température atmosphérique ambiante maximale, correspondant aux conditions du niveau de la mer, inférieure à 100°F (37,75°C).

  3. c) Facteur de correction (sauf pour les fûts de cylindre). Les températures des fluides de moteurs et des composants du groupe motopropulseur, à l'exception des fûts de cylindre pour lesquels des limites de température sont établies, doivent être corrigées en leur ajoutant la différence entre la température atmosphérique ambiante maximale, à l'altitude concernée pour laquelle le certificat est demandée, et la température de l'air ambiant au moment de la première apparition de la température maximale du composant ou du fluide enregistrée pendant l'essai de refroidissement.

  4. d) Facteur de correction pour les températures de fûts de cylindres. Les températures de fûts de cylindres doivent être corrigées en leur ajoutant 0,7 fois la différence entre la température atmosphérique ambiante maximale, à l'altitude concernée pour laquelle le certificat est demandée, et la température de l'air ambiant au moment de la première apparition de la température maximale de fût de cylindre enregistrée durant l'essai de refroidissement.

(M. à j. 523-5)

523.1045 Procédures d'essai de refroidissement pour les avions propulsés par turbomachines

  1. a) La conformité à l'article 523.1041 doit être montrée pour toutes les phases de vol. L'avion doit voler aux configurations, aux vitesses et selon les procédures recommandées dans le manuel de vol de l'avion à propos de l'étape de vol pertinente, qui correspondent aux performances applicables et critiques pour le refroidissement.

  2. b) Les températures doivent être stabilisées dans les conditions à partir desquelles chaque phase de vol en étude est abordée, à moins que la condition dans laquelle la phase est abordée ne soit pas normalement une de celles durant lesquelles les températures des composants et des fluides de moteur se stabiliseraient, (auquel cas l'utilisation pendant toute la condition doit être réalisée avant d'aborder la phase de vol considérée de façon à laisser les températures atteindre leurs niveaux normaux au moment de la transition). L'essai de refroidissement au décollage doit être précédé d'une période durant laquelle les températures de composants d'unité motrice et de fluides des moteurs sont stabilisées, avec les moteurs au ralenti sol.

  3. c) Les essais de refroidissement pour chaque phase de vol doivent se poursuivre jusqu'à ce que:

    1. (1) les températures des composants et des fluides de moteurs se stabilisent;

    2. (2) la phase de vol soit achevée; ou

    3. (3) une limite d'utilisation soit atteinte.

(M. à j. 523-5)

523.1047 Procédures d'essai de refroidissement pour les avions propulsés par moteurs à pistons

La conformité à l'article 523.1041 doit être montrée pour la montée (ou, dans le cas d'un avion multimoteur dont le taux de montée est négatif lorsqu'un moteur est en panne, pour la descente). L'avion doit voler aux configurations, aux vitesses et selon les procédures recommandées dans le manuel de vol de l'avion à propos de l'étape de vol pertinente, qui correspondent aux performances applicables et critiques pour le refroidissement.

(M. à j. 523-3, 92-01-02)
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

Refroidissement par liquide

523.1061 Installation

  1. a) Généralités. Chaque moteur à refroidissement par liquide doit avoir un système de refroidissement indépendant (incluant un réservoir de liquide de refroidissement) installé de manière que :

    1. (1) Chaque réservoir de liquide de refroidissement soit soutenu de façon que les charges du réservoir soient réparties sur une grande partie de la surface du réservoir;

    2. (2) des garnitures ou d'autres isolants doivent être placés entre le réservoir et ses supports pour empêcher le frottement;

    3. (3) les garnitures ou autres isolants utilisés doivent être non absorbants ou traités afin d'empêcher l'absorption de liquides inflammables;

    4. (4) aucune poche d'air ou de vapeur ne doit pouvoir être retenue dans une partie quelconque du système, à l'exception de l'espace de dilatation du réservoir de liquide de refroidissement, durant le remplissage ou durant le fonctionnement.

  2. b) Réservoir de liquide de refroidissement. La capacité du réservoir doit être d'au moins un gallon (3,785 l), plus 10% de la capacité du système de refroidissement. De plus:

    1. (1) Chaque réservoir de liquide de refroidissement doit être capable de résister aux charges dues aux vibrations, à l'inertie et au fluide, auxquelles il peut être soumis en utilisation;

    2. (2) chaque réservoir de liquide de refroidissement doit avoir un volume d'expansion d'au moins 10% de la capacité totale du système de refroidissement; et

    3. (3) il doit être impossible de remplir involontairement le volume d'expansion avec l'avion à l'assiette normale au sol.

  3. c) Raccord de remplissage. Chaque raccord de remplissage du réservoir de liquide de refroidissement doit être marqué comme spécifié au 523.1557 c). De plus:

    1. (1) Le liquide de refroidissement répandu ne doit pas pouvoir pénétrer dans le compartiment du réservoir de liquide de refroidissement ou dans toute partie de l'avion autre que le réservoir lui-même; et

    2. (2) chaque raccord de remplissage en retrait doit avoir un drain qui assure l'écoulement sans mouiller l'avion.

  4. d) Canalisations et raccords. Chaque canalisation et chaque raccord du système de refroidissement doivent satisfaire aux exigences de la 523.993, excepté que le diamètre intérieur des canalisations d'entrée et de sortie du liquide de refroidissement du moteur ne doit pas être inférieur au diamètre des raccords d'entrée et de sortie correspondants du moteur.

  5. e) Radiateurs. Chaque radiateur de liquide de refroidissement doit être capable de résister à toute charge de vibrations, d'inertie et de pression du liquide de refroidissement, à laquelle il peut être normalement soumis. De plus:

    1. (1) Chaque radiateur doit être soutenu pour permettre la dilatation due aux températures de fonctionnement et pour empêcher la transmission de vibrations dangereuses au radiateur; et

    2. (2) si du liquide de refroidissement inflammable est utilisé, le conduit d'entrée d'air au radiateur du liquide de refroidissement doit être situé de façon que (en cas de feu), les flammes provenant du fuseau moteur ne puissent pas frapper le radiateur.

  6. f) Drains. Il doit y avoir un drain accessible qui:

    1. (1) Draine la totalité du système de refroidissement (incluant le réservoir de liquide de refroidissement, le radiateur et le moteur) lorsque l'avion est à l'assiette normale au sol;

    2. (2) assure l'écoulement sans mouiller l'avion; et

    3. (3) ait un moyen de verrouillage en position "fermé".

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1063 Essais du réservoir de liquide de refroidissement

Chaque réservoir de liquide de refroidissement doit être essayé selon la 523.965, excepté que:

  1. a) L'essai exigé par le 523.965 a)(1) doit être remplacé par un essai similaire utilisant la somme de la pression développée durant l'accélération extrême maximale avec un réservoir plein ou une pression de 3,5 lb/po2 (0,24 bar), en retenant la plus grande des valeurs, plus la pression maximale de fonctionnement du système; et

  2. b) Pour un réservoir à enveloppe non métallique, le fluide d'essai doit être du liquide de refroidissement plutôt que du carburant comme spécifié au 523.965 d), et l'essai de basculement sur une enveloppe échantillon doit être conduit avec le liquide de refroidissement à la température de fonctionnement.

Système d'admission

523.1091 Système d'admission d'air

  1. a) Le système d'admission d'air pour chaque moteur et chaque groupe auxiliaire de puissance et leurs accessoires doit fournir l'air exigé par ce moteur et par ce groupe auxiliaire de puissance et leurs accessoires dans toutes les conditions d'utilisation pour lesquelles la certification est demandée.

  2. b) Chaque installation de moteur à pistons doit avoir au moins deux sources d'entrées d'air distinctes et doit satisfaire à ce qui suit :

    1. (1) Les entrées d'air principales peuvent déboucher à l'intérieur du capotage si cette partie du capotage est isolée du compartiment des accessoires du moteur par une cloison à l'épreuve du feu ou s'il y a des moyens pour empêcher l'apparition de retours de flammes.

    2. (2) Chaque entrée d'air de remplacement doit être située dans un endroit protégé et ne doit pas déboucher à l'intérieur du capotage si l'apparition de retours de flammes peut créer un danger.

    3. (3) L'alimentation du moteur en air, par l'intermédiaire du système de prise d'air de remplacement ne doit pas causer une perte excessive de puissance en plus de la perte de puissance due à l'élévation de la température de l'air.

    4. (4) Chaque entrée d'air de remplacement automatique doit être pourvue d'un mécanisme de surpassement accessible à l'équipage de conduite.

    5. (5) Chaque entrée d'air de remplacement automatique doit être pourvue d'un moyen d'indiquer à l'équipage de conduite qu'elle n'est pas fermée.

  3. c) Pour les avions propulsés par turbomachines:

    1. (1) Il doit y avoir des moyens pour empêcher que des quantités dangereuses de carburant provenant de fuites de carburant ou de trop-pleins des drains, mises à l'air libre ou autres composants de systèmes utilisant des fluides inflammables pénètrent dans le système d'admission des moteurs et des groupes auxiliaires de puissance et leurs accessoires.

    2. (2) L'avion doit être conçu pour empêcher que l'eau ou la neige mouillée sur une piste, une voie de circulation ou sur toute autre surface de l'aéroport ne soit dirigée en quantité dangereuse dans les entrées d'air des moteurs et du groupe auxiliaire de bord. Les conduites d'entrée d'air doivent être situées ou protégées de manière à minimiser l'ingestion de corps étrangers pendant le décollage, l'atterrissage et la circulation au sol.

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

523.1093 Protection du système d'admission contre le givrage

  1. a) Moteurs à pistons. Chaque système d'admission d'air de moteur à pistons doit comporter des moyens pour empêcher et éliminer la formation de givre. À moins que cela ne soit réalisé par d'autres moyens, il doit être montré qu'en air sans condensation visible à une température de 30°F (-1°C):

    1. (1) Chaque avion équipé de moteurs non suralimentés utilisant des carburateurs classiques à venturi a un préchauffeur qui peut fournir une élévation de température de 90°F (32°C), lorsque les moteurs fonctionnent à 75% de leur puissance maximale continue.

    2. (2) Chaque avion équipé de moteurs suralimentés utilisant des carburateurs classiques à venturi a un préchauffeur qui peut fournir une élévation de température de 120°F (48,9°C) lorsque les moteurs fonctionnent à 75% de leur puissance maximale continue.

    3. (3) Chaque avion équipé de moteurs suralimentés utilisant des carburateurs tendant à empêcher la formation de givre a un préchauffeur qui, lorsque les moteurs fonctionnent à 60% de la puissance maximale continue, peut fournir une élévation de la température:

      1. (i) de 100°F (37,8°C); ou

      2. (ii) de 40°F (4,4°C), si un système de dégivrage par fluide satisfaisant aux exigences des 523.1095 à 523.1099 est installé.

    4. (4) Tout avion à moteurs non suralimentés utilisant un dispositif de jaugeage du carburant tendant à empêcher le givrage a une source d'air de remplacement protégée, avec un préchauffage d'au moins 60° F (15,6 C), les moteurs fonctionnant à 75 % de leur puissance maximale continue.

    5. (5) Tout avion à moteurs suralimentés ou non utilisant des systèmes d'injection de carburant comprenant des composants de jaugeage sur lesquels du givre d'impact peut s'accumuler est muni d'un préchauffeur capable de fournir une élévation de température de 75° F (24° C), lorsque le moteur fonctionne à 75 % de sa puissance maximale continue.

    6. (6) Tout avion à moteurs suralimentés ou non utilisant des systèmes d'injection de carburant qui ne comprennent pas de composants de jaugeage exposés au flux d'air sur lesquels du givre peut se former, et qui introduisent du carburant dans le système d'admission d'air en aval de tout composant ou de tout autre élément faisant obstruction sur lesquels du givre peut se former par suite de l'évaporation du carburant, est muni d'une source d'air de remplacement protégée pouvant être préchauffée à au moins 60° F (15,6° C), lorsque le moteur fonctionne à 75 % de sa puissance maximale continue.

  2. b) Turbomachines

    1. (1) Toute turbomachine et son système d'admission d'air doivent fonctionner dans tout le domaine des puissances de vol du moteur (ralenti compris) sans que ne se forme sur le moteur ou les composants du système d'admission d'air une accumulation de glace qui puisse perturber le fonctionnement du moteur ou causer une perte grave de puissance ou de poussée :

      1. (i) dans les conditions de givrage spécifiées à l'Appendice C du chapitre 525 du présent manuel;

      2. (ii) dans les chutes de neige ou le chasse-neige, dans les limites établies pour l'avion dans ce genre d'exploitation.

    2. (2) Tout moteur à turbine doit pouvoir fonctionner au ralenti pendant 30 minutes au sol, avec la dérivation de prélèvement d'air en état d'assurer la protection contre le givrage du moteur dans les conditions de fonctionnement critique de celui-ci, sans effet défavorable, dans une atmosphère dont la température se situe entre 15° et 30°F (entre -9° et -1°C) et comporte une teneur en eau au moins égale à 0,3g par mètre cube sous la forme de gouttes ayant un diamètre effectif moyen d'au moins 20 microns, puis, momentanément, à la puissance ou à la poussée de décollage. Pendant les 30 minutes de fonctionnement au ralenti, le moteur peut être périodiquement amené à un régime de puissance ou de poussée modéré dans des conditions qui donnent satisfaction au Ministre.

  3. c) Moteurs à pistons avec compresseur de suralimentation. Pour les avions à moteurs à pistons ayant des compresseurs pour pressuriser l'air avant qu'il n'entre dans le débitmètre de carburant, l'élévation de température de l'air provoquée par cette compression à toute altitude peut être utilisée pour déterminer la conformité au paragraphe a) de cette section si l'élévation de température utilisée est celle qui sera disponible, automatiquement, pour les altitudes et la condition d'utilisation applicables du fait de la compression.

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

523.1095 Débit du fluide de dégivrage du carburateur

  1. a) Si un système de dégivrage du carburateur par fluide dégivrant est utilisé, il doit être capable d'alimenter simultanément chaque moteur avec un débit de fluide exprimé en lb/heure (kg/h), non inférieur à 2,5 fois (1,31) la racine carrée de la puissance maximale continue du moteur.

  2. b) Le fluide doit être introduit dans le système d'admission d'air:

    1. (1) Très près et en amont du carburateur; et

    2. (2) de manière à être réparti uniformément sur toute la section des passages d'air du système d'admission.

523.1097 Capacité du système de fluide de dégivrage du carburateur

  1. a) La capacité de chaque système de fluide de dégivrage de chaque carburateur:

    1. (1) Ne doit pas être inférieure à la plus grande des valeurs suivantes:

      1. (i) Celle exigée pour fournir au fluide au débit spécifié à la 523.1095 pendant une durée égale à 3% de l'autonomie maximale de l'avion;

      2. (ii) 20 minutes à ce débit; et

    2. (2) N'a pas lieu d'excéder la valeur exigée pour deux heures de fonctionnement.

  2. b) Si le préchauffage disponible dépasse 50°F (10°C) mais est inférieur à 100°F (37,8°C), la capacité du système peut être réduite proportionnellement à l'augmentation de température possible au-delà de 50°F (10°C).

523.1099 Conception de détail du système de fluide de dégivrage du carburateur

Chaque système de fluide de dégivrage du carburateur doit satisfaire aux exigences applicables pour la conception d'un système de carburant, excepté comme spécifié dans les 523.1095 et 523.1097.

523.1101 Conception du préchauffeur d'air du carburateur

Tout préchauffeur d'air d'admission chauffé par l'échappement doit être conçu et construit de manière :

  1. a) À assurer la ventilation du préchauffeur lorsque le préchauffeur d'air d'admission n'est pas utilisé pendant le fonctionnement du moteur;

  2. b) permettre l'inspection des parties du collecteur d'échappement qu'il entoure; et

  3. c) permettre l'inspection des parties critiques du préchauffeur lui-même.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1103 Conduits du système d'admission

  1. a) Chaque conduit du système d'admission doit comporter un drain pour empêcher l'accumulation de carburant ou d'humidité dans les assiettes normales au sol et en vol. Aucun drain ne doit s'écouler en des endroits susceptibles de constituer un risque de feu.

  2. b) Chaque conduit relié à des éléments entre lesquels un déplacement relatif pourrait exister, doit comporter les moyens d'assurer sa flexibilité.

  3. c) Tout conduit souple du système d'admission doit pouvoir supporter les effets des extrêmes de température, du carburant, de l'huile, de l'eau et des solvants auxquels il est prévisible qu'il soit exposé pendant l'utilisation et l'entretien sans se détériorer ou se délaminer de façon dangereuse.

  4. d) Dans le cas des installations de moteurs à pistons, tout conduit du système d'admission doit:

    1. (1) être suffisamment fort pour empêcher que des défaillances du système d'admission ne résultent des conditions normales de retour de flamme;

    2. (2) être à l'épreuve du feu dans tous les compartiments pour lesquels un dispositif d'extinction incendie est exigé.

  5. e) Tout conduit du système d'entrée d'un groupe auxiliaire de puissance doit être :

    1. (1) à l'épreuve du feu à l'intérieur du compartiment du groupe auxiliaire de puissance;

    2. (2) à l'épreuve du feu sur une distance suffisante en amont du compartiment du groupe auxiliaire de puissance pour empêcher l'inversion de débit des gaz chauds de brûler le conduit et de pénétrer dans un autre compartiment de l'avion où l'entrée de gaz brûlants constituerait un danger;

    3. (3) fabriqué de matériaux appropriés aux conditions prévisibles du milieu dans lequel il sera utilisé, sauf dans les parties exigeant des matériaux ignifuges ou à l'épreuve du feu;

    4. (4) fabriqué de matériaux qui n'absorberont et n'emprisonneront pas des quantités dangereuses de liquides inflammables qui pourraient être mis à feu par une surpression ou une inversion de débit.

  6. f) Les conduits de système d'admission qui alimentent en air un système de pressurisation de cabine doivent être dûment fabriqués à l'aide de matériaux qui ne produiront pas de quantités dangereuses de gaz toxiques, ou isolés pour empêcher que des quantités dangereuses de gaz toxiques n'entrent dans la cabine en cas d'incendie du groupe moto-propulseur.

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

523.1105 Grilles du système d'admission

Si des grilles sont utilisées dans le système d'admission:

  1. a) Chaque grille doit être située en amont du carburateur ou du système d'injection de carburant.

  2. b) Aucune grille ne doit être située sur une partie quelconque du système d'admission constituant le seul passage par lequel l'air peut arriver au moteur, à moins que:

    1. (1) Le préchauffage disponible ne soit au moins de 100°F (37,8°C); et

    2. (2) la grille puisse être dégivrée par de l'air chaud;

  3. c) Aucune grille ne doit être dégivrée à l'alcool seul; et

  4. d) Il doit être impossible au carburant d'atteindre une grille quelconque.

(M. à j. 523-5)

523.1107 Filtres du système d'admission

Si un filtre à air est utilisé pour protéger le moteur contre l'entrée de particules de corps étrangers dans l'approvisionnement en air d'admission:

  1. a) Chaque filtre à air doit pouvoir supporter les effets des extrêmes de température, de la pluie, du carburant, de l'huile et des solvants auxquels il est prévu qu'il sera exposé pendant l'utilisation et l'entretien.

  2. b) Chaque filtre à air doit être conçu de manière à empêcher les matières qui se détachent des éléments du filtre de gêner le bon fonctionnement de la jauge de carburant.

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

523.1109 Système de prélèvement d'air du turbocompresseur

Les points qui suivent s'appliquent aux systèmes de prélèvement d'air turbocompressés utilisés pour la pressurisation de la cabine :

  1. a) Le système d'air de la cabine ne peut pas être sujet à une pollution dangereuse à la suite de toute défaillance probable du turbocompresseur ou de son circuit de lubrification.

  2. b) L'air d'alimentation du turbocompresseur doit être prélevé d'une source qui ne peut pas être polluée par les vapeurs ou les gaz nocifs ou dangereux à la suite de toute défaillance ou tout mauvais fonctionnement probables des circuits d'échappement, hydraulique, de carburant ou d'huile du moteur.

(M. à j. 523-3 (92-01-02))

523.1111 Système de prélèvement d'air des turbomachines

Pour les systèmes de prélèvement d'air des turbomachines, ce qui suit s'applique:

  1. a) Aucun danger ne doit résulter si la rupture ou la défaillance d'un conduit survient en un point quelconque situé entre la sortie du moteur et l'équipement de l'avion desservi par l'air de prélèvement.

  2. b) L'effet sur les performances de l'avion et du moteur, de l'utilisation du prélèvement d'air maximal doit être établi.

  3. c) Une pollution dangereuse des systèmes d'air de cabine ne doit pas résulter des pannes du systèmes de graissage moteur.

Système d'échappement

523.1121 Généralités

Les dispositions ci-après s'appliquent aux installations des groupes moteurs et des groupes auxiliaires de puissance:

  1. a) Chaque système d'échappement doit assurer l'évacuation sûre des gaz d'échappement sans danger de feu ou de pollution par l'oxyde de carbone dans tout compartiment destiné à des personnes.

  2. b) Chaque partie du système d'échappement ayant une surface suffisamment chaude pour enflammer des fluides ou des vapeurs inflammables doit être située ou protégée par des écrans de sorte qu'une fuite venant d'un système quelconque transportant des fluides ou des vapeurs inflammables n'entraînera pas un feu provoqué par le contact de fluides ou de vapeurs avec une partie quelconque du système d'échappement, y compris les écrans du système d'échappement.

  3. c) Chaque système d'échappement doit être séparé par des écrans à l'épreuve du feu des parties adjacentes inflammables de l'avion situées à l'extérieur des compartiments moteur et groupe auxiliaire de puissance.

  4. d) Aucun gaz d'échappement ne doit être évacué dangereusement près de tout drain du système d'huile ou de carburant.

  5. e) Aucun gaz d'échappement ne doit être évacué là où il causera une lueur gênant fortement la vision du pilote, la nuit.

  6. f) Chaque composant du système d'échappement doit être ventilé pour empêcher toute température ponctuelle excessivement élevée.

  7. g) Si des retenues importantes existent, chaque système d'échappement de turbomachine et de groupe auxiliaire de bord doit comporter des drains assurant l'écoulement sans mouiller l'avion, à toute assiette normale au sol ou en vol, pour empêcher l'accumulation de carburant après l'échec d'une tentative de démarrage du moteur ou du groupe auxiliaire de bord.

  8. h) Chaque échangeur de chaleur d'échappement doit comprendre un moyen pour empêcher le blocage de la sortie d'échappement, après toute panne interne de l'échangeur de chaleur.

  9. i) Aux fins de la conformité à la section 523.603, la défaillance de toute partie du système d'échappement sera considérée comme ayant une incidence néfaste sur la sécurité.

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

523.1123 Systèmes d'échappement

  1. a) Chaque système d'échappement doit être à l'épreuve du feu et résistant à la corrosion et doit comporter des moyens pour éviter les ruptures dues à la dilatation par les températures d'utilisation.

  2. b) Chaque système d'échappement doit être soutenu de façon à résister aux charges dues aux vibrations et à l'inertie auxquelles il pourrait être soumis en utilisation.

  3. c) Les parties du système reliées à des composants entre lesquels un mouvement relatif pourrait exister, doivent comporter un moyen d'assurer leur flexibilité.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1125 Échangeurs de chaleur sur l'échappement

Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, ce qui suit s'applique:

  1. a) Chaque échangeur de chaleur sur l'échappement doit être réalisé et installé pour résister aux charges dues aux vibrations, à l'inertie et autres charges, auxquelles il peut être soumis en utilisation normale. De plus:

    1. (1) Chaque échangeur doit être apte à un fonctionnement continue aux hautes températures et résistant à la corrosion produite par les gaz d'échappement;

    2. (2) il doit y avoir des moyens pour l'inspection des pièces critiques de chaque échangeur; et

    3. (3) chaque échangeur doit avoir des aménagements pour le refroidissement chaque fois qu'il est soumis au contact des gaz d'échappement.

  2. b) Chaque échangeur de chaleur utilisé pour réchauffer l'air de ventilation doit être réalisé de façon que les gaz d'échappement ne puissent pas entrer dans l'air de ventilation.

Commandes et accessoires des unités motrices

523.1141 Commandes des unités motrices : généralités

  1. a) Les commandes des unités motrices doivent être situées et agencées selon la 523.777 et marquées selon le 523.1555 a).

  2. b) Il faut montrer que chaque commande souple convient à l'application particulière.

  3. c) Chaque commande doit être capable de conserver toute position nécessaire sans:

    1. (1) Attention constante des membres de l'équipage de vol; ou

    2. (2) tendance à se déplacer sous l'influence des charges sur la commande ou des vibrations.

  4. d) Chaque commande doit être capable de résister aux charges d'utilisation sans rupture ni déformation excessive.

  5. e) Sur les avions propulsés par turbomachines, aucun mauvais fonctionnement ou panne simple, ou combinaison probable des deux, survenant dans un système de commande quelconque de l'unité motrice, ne doit provoquer la défaillance d'une fonction quelconque de l'unité motrice nécessaire à la sécurité.

  6. f) La portion de chaque commande d'unité motrice située dans le compartiment moteur et qui est tenue d'être utilisée en cas de feu, doit être au moins résistante au feu.

  7. g) Les commandes de robinets de l'installation motrice situées dans le poste de pilotage, doivent avoir:

    1. (1) Pour les robinets manuels, des butées efficaces ou, dans le cas de robinets de carburant, des moyens de repère convenables, dans les positions ouvert et fermé; et

    2. (2) pour les robinets assistés, un moyen d'indiquer à l'équipage de vol quand le robinet:

      1. (i) est dans la position complètement ouvert ou complètement fermé; ou

      2. (ii) se déplace entre la position complètement ouvert et la position complètement fermé.

(M. à j. 523-5)

523.1142 Commandes des groupes auxiliaires de puissance

Le poste de pilotage doit être pourvu de moyens de démarrer, d'arrêter, de surveiller et de fermer d'urgence chacun des groupes auxiliaires de puissance installés.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1143 Commandes moteurs

  1. a) Il doit y avoir une commande indépendante de puissance ou de poussée pour chaque moteur et une commande indépendante pour chaque compresseur qui exige une commande.

  2. b) Les commandes de puissance, de poussée et de compresseur doivent être agencées pour permettre:

    1. (1) la commande séparée de chaque moteur et de chaque compresseur; et

    2. (2) la commande simultanée de tous les moteurs et de tous les compresseurs.

  3. c) Chaque commande de puissance, de poussée ou de compresseur doit constituer un moyen positif et à réponse immédiate de contrôle de son moteur ou compresseur.

  4. d) Les commandes de puissance, de poussée ou de compresseur pour chaque moteur ou compresseur doivent être indépendantes de celles des autres moteurs ou compresseurs.

  5. e) Dans le cas de tout système d'injection de liquide (autre que le carburant) qui n'est pas, ainsi que ses commandes, prévu et homologué comme partie du moteur, le requérant doit démontrer que le flux du liquide injecté est correctement réglé.

  6. f) Si une commande de puissance, de poussée ou de carburant (autre que la commande de mélange) comporte un dispositif d'arrêt de carburant, la commande doit avoir un moyen pour empêcher le mouvement accidentel de la commande vers la position d'arrêt. Ce moyen doit:

    1. (1) avoir un verrou ou une butée efficace en position de ralenti; et

    2. (2) nécessiter une manoeuvre séparée et distincte pour placer la commande en position d'arrêt.

  7. g) Dans le cas des monomoteurs dotés de moteurs à pistons, chaque commande de puissance ou de poussée doit être conçue de façon que si la commande se détache au dispositif de jaugeage de carburant, l'avion soit capable de poursuivre son vol et d'atterrir en sécurité.

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

523.1145 Interrupteurs d'allumage

  1. a) Des interrupteurs d'allumage doivent commander et couper chaque circuit d'allumage sur chaque moteur.

  2. b) Il doit y avoir des moyens pour couper rapidement tout l'allumage, sur les avions multimoteurs, par le groupement des interrupteurs ou par une commande générale d'allumage.

  3. c) Chaque groupe d'interrupteurs d'allumage, à l'exception des interrupteurs d'allumage pour turbomachines, pour lesquelles l'allumage continu n'est pas exigé, et chaque commande générale d'allumage doit avoir un moyen pour interdire sa manoeuvre par inadvertance.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1147 Commandes de richesse du mélange

S'il existe des commandes de richesse, chaque moteur doit posséder une commande séparée et chaque commande de richesse doit posséder des protections, ou doit avoir une forme ou une disposition empêchant de la confondre au toucher avec d'autres commandes.

  1. a) (1) Les commandes doivent être groupées et agencées pour permettre:

      1. (i) la commande séparée de chaque moteur;

      2. (ii) la commande simultanée de tous les moteurs.

    1. (2) Les commandes d'alimentation appauvrie en carburant et d'arrêt alimentation carburant doivent être actionnées à l'aide de dispositifs séparés fonctionnant de façon distincte.

  2. b) Dans le cas des monomoteurs à pistons, chaque commande manuelle de richesse du mélange moteur doit être conçue de façon que si la commande se détache au dispositif de jaugeage du carburant du moteur, l'avion soit capable de poursuivre son vol et d'atterrir en sécurité.

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

523.1149 Commandes de vitesse et de pas des hélices

  1. a) S'il y a des commandes de vitesse ou de pas des hélices, elles doivent être groupées et agencées pour permettre:

    1. (1) La commande séparée de chaque hélice; et

    2. (2) la commande simultanée de toutes les hélices.

  2. b) Les commandes doivent permettre la synchronisation rapide de toutes les hélices sur les avions multimoteurs.

523.1153 Commandes de mise en drapeau des hélices

Si des commandes de mise en drapeau d'hélices sont installées, il doit être possible de mettre individuellement en drapeau chaque hélice. Chaque commande doit être munie d'un dispositif pour empêcher sa manoeuvre accidentelle.

(M. à j. 523-5)

523.1155 Réglages de poussée inverse des turbomachines et de pas d'hélice au-dessous du régime de vol

Pour les installations de turbomachines, chaque commande pour les réglages de la poussée inverse et du pas d'hélice inférieurs au régime de vol, doit comporter un moyen pour interdire sa manoeuvre accidentelle. Ce moyen doit comporter un verrou ou une butée franche, à la position de ralenti vol et doit exiger une manoeuvre spéciale et distincte de la part de l'équipage pour déplacer la commande depuis la position du régime de vol (régime de poussée positive pour les avions propulsés par turboréacteurs).

523.1157 Commandes de température d'air au carburateur

Il doit y avoir une commande séparée de température d'air au carburateur pour chaque moteur.

523.1163 Accessoires d'installation motrice

  1. a) Tout accessoire monté doit:

    1. (1) Être homologué pour le montage sur le moteur en cause, et utilisation des éléments prévus sur les moteurs pour le montage; ou

    2. (2) Avoir des moyens de limitation du couple sur tous les entraînements d'accessoire afin d'empêcher les limites de couple établies pour ces entraînements d'être dépassées;

    3. (3) En plus des paragraphes a)(1) ou a)(2) de cette section, être rendu étanche pour empêcher la pollution du circuit d'huile moteur et du circuit des accessoires.

  2. b) Les équipements électriques sujets aux arcs ou aux étincelles doivent être installés de façon à minimiser la probabilité de contact avec des fluides ou des vapeurs inflammables qui pourraient exister à l'état libre.

  3. c) Chaque génératrice de puissance nominale de 6 kilowatts ou plus, doit être conçue et installée de façon à réduire au minimum la probabilité d'un danger de feu au cas où elle fonctionnerait incorrectement.

  4. d) Si la rotation continue d'un accessoire entraîné de loin par le moteur présente un danger en cas de défectuosité, un moyen doit être prévu pour l'empêcher sans gêner le fonctionnement du moteur.

  5. e) Chaque accessoire entraîné par un relais qui n'est pas homologué comme partie du moteur qui entraîne le relais doit:

    1. (1) Avoir des moyens de limitation du couple pour empêcher les limites du couple établies pour l'entraînement en cause d'être dépassées;

    2. (2) utiliser les éléments prévus sur le relais pour le montage; et

    3. (3) être rendu étanche pour empêcher la pollution du circuit d'huile du relais et du circuit des accessoires.

(M. à j. 523-3 (92-01-02))

523.1165 Systèmes d'allumage du moteur

  1. a) Chaque système d'allumage par batteries doit être complété par une génératrice qui est automatiquement disponible comme source d'énergie électrique de remplacement pour permettre la poursuite du fonctionnement du moteur si une batterie quelconque est déchargée.

  2. b) La capacité des batteries et des génératrices doit être assez grande pour satisfaire aux demandes simultanées du système d'allumage moteur et aux demandes les plus fortes de n'importe quels composants du système électrique qui tirent l'énergie électrique de la même source.

  3. c) La conception du système d'allumage moteur doit tenir compte des cas suivants:

    1. (1) Le cas d'une génératrice en panne;

    2. (2) le cas d'une batterie complètement déchargée, la génératrice tournant à sa vitesse normale d'utilisation; et

    3. (3) le cas d'une batterie complètement déchargée, la génératrice tournant au ralenti, s'il n'y a qu'une seule batterie.

  4. d) Il doit y avoir des moyens pour avertir les membres appropriés de l'équipage lorsque le mauvais fonctionnement d'une partie quelconque du système électrique provoque la décharge continuelle de toute batterie utilisée pour l'allumage du moteur.

  5. e) Chaque système d'allumage de turbomachine doit être indépendant de tout circuit électrique qui n'est pas utilisé pour assister, contrôler ou analyser le fonctionnement de ce système.

  6. f) De plus, pour les avions de la catégorie navette, chaque système d'allumage de moteur à turbine doit être une charge électrique essentielle.
    (en vigueur 2016/08/04)

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

Protection de l'installation motrice contre le feu

523.1181 Zones incendie désignées; régions comprises

Les zones incendie désignées sont:

  1. a) Pour les moteurs à pistons:

    1. (1) La section motrice;

    2. (2) la section accessoires;

    3. (3) tout compartiment complet du groupe moteur dans lequel il n'y a pas d'isolation entre la section motrice et la section accessoires.

  2. b) Pour les turbomachines:

    1. (1) Les sections compresseur et accessoires;

    2. (2) Les sections des chambres de combustion, des turbines et des tuyères qui contiennent des conduites ou des composants d'acheminement de liquides ou de gaz inflammables.

    3. (3) Tout compartiment moteur complet dans lequel il n'y a pas d'isolant entre les sections du compresseur, des accessoires, des chambres de combustion, des turbines et des tuyères.

  3. c) Tout compartiment de groupe auxiliaire de puissance.

  4. d) Tout réchauffeur alimenté au carburant et toute autre installation d'équipement de combustion décrits en 523.859.

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

523.1182 Zones nacelles derrière cloisons pare-feu

Les composants, canalisations et raccords, à l'exception de ceux soumis aux clauses du 523.1351 e), situés derrière la cloison pare-feu du compartiment moteur, doivent être construits de matériaux tels et situés à des distances telles de la cloison pare-feu qu'ils ne subiront pas de dommages suffisants à mettre l'avion en danger si une partie de la cloison pare-feu côté moteur est soumise à une température de flamme non inférieure à 2 000°F (1 093°C) pendant 15 minutes.

523.1183 Canalisations, ferrures et composants

  1. a) Excepté comme établi au paragraphe b) de cette section, chaque composant, canalisation et raccord dans lequel circulent des fluides, gaz ou air inflammables, dans toute zone soumise aux conditions de feu moteur, doit être au moins résistant au feu, excepté que les réservoirs de fluides inflammables et les supports qui font partie du, et qui sont attachés au, moteur, doivent être à l'épreuve du feu ou être entourés par des écrans blindés à l'épreuve du feu, à moins que le dommage par le feu de toute partie non à l'épreuve du feu ne provoque ni fuite ni dispersion de fluide inflammable. Les composants doivent être blindés ou situés de façon à se préserver contre l'inflammation d'une fuite de fluide inflammable. Il faut montrer que les ensembles tuyauteries souples (durites et embouts) conviennent à l'application particulière. Un puisard d'huile monobloc, d'une capacité de moins de 25 quarts sur un moteur à pistons ne nécessite pas d'être à l'épreuve du feu, ni d'être entouré par un écran blindé à l'épreuve du feu.

  2. b) Le paragraphe a) de cette section ne s'applique pas aux:

    1. (1) Canalisations, ferrures et composants qui sont déjà homologués comme parties d'un moteur dont le type a été certifié; et

    2. (2) canalisations de mise à l'air libre et de purge ainsi que leurs raccords, dont la rupture ne causera pas, ou n'augmentera, le risque d'incendie.

(M. à j. 523-5)

523.1189 Moyens d'isolement

  1. a) Les dispositions ci-après s'appliquent aux avions multimoteurs:

    1. (1) Toute installation motrice doit être pourvue de moyens permettant de fermer l'arrivée du carburant, de l'huile, du liquide dégivrant et d'autres liquides inflammables, sinon d'en empêcher l'écoulement en quantités dangereuses, vers un compartiment quelconque du moteur, dans ou à travers celui-ci, sauf en ce qui concerne les canalisations, les ferrures et les composants constituant parties intégrantes du moteur.

    2. (2) La fermeture du robinet d'arrêt de carburant d'un moteur quelconque ne doit pas priver les moteurs restants du carburant qui serait disponible pour ces moteurs avec ce robinet ouvert.

    3. (3) La manoeuvre d'un moyen d'arrêt quelconque ne doit pas gêner la manoeuvre ultérieure en secours d'autres équipements, tels que le dispositif de mise en drapeau de l'hélice.

    4. (4) Chaque moyen d'arrêt doit être situé à l'extérieur du compartiment moteur, à moins qu'un niveau de sécurité égal ne soit prévu avec ce moyen d'arrêt à l'intérieur du compartiment.

    5. (5) Pas plus d'une pinte (0,9 l) de liquide inflammable ne doit pouvoir s'échapper dans le compartiment moteur après l'arrêt du moteur. Dans le cas des installations où il n'est pas possible de limiter à une pinte (0,9 l) la quantité de liquide inflammable qui peut s'échapper après l'arrêt du moteur, il doit être montré que cette quantité plus grande peut être contenue sans risque ou évacuée vers l'extérieur.

    6. (6) Il doit y avoir des moyens de protection contre toute manoeuvre accidentelle de chaque moyen d'arrêt, et de fournir la possibilité à l'équipage de rouvrir le moyen d'arrêt en vol après sa fermeture.

  2. b) Les installations de turbomachines n'ont pas lieu d'avoir un moyen d'arrêt de système d'huile moteur si:

    1. (1) Le réservoir d'huile fait partie de, ou est installé sur, le moteur;

    2. (2) tous les composants du système d'huile extérieurs au moteur sont à l'épreuve du feu.

  3. c) Les robinets assistés doivent avoir un moyen pour indiquer à l'équipage de vol à quel moment le robinet a atteint la position choisie et doivent être conçus de telle sorte que le robinet ne se déplacera pas de la position choisie sous les conditions de vibrations susceptibles d'exister à l'emplacement du robinet.

(M. à j. 523-4 (96-09-01))

523.1191 Cloisons pare-feu

  1. a) Chaque moteur, groupe auxiliaire, réchauffeur à combustion de carburant et autre équipement à combustion doivent être isolés du reste de l'avion par des cloisons pare-feu, des carénages ou des moyens équivalents.

  2. b) Chaque cloison pare-feu ou carénage doit être réalisé de façon qu'aucune quantité dangereuse de gaz, de liquide ou de flamme ne puisse passer du compartiment isolé par le pare-feu ou le carénage vers d'autres parties de l'avion.

  3. c) Chaque ouverture dans la cloison pare-feu ou dans le carénage doit être obturée au moyen de passe-fils à ajustage serré à l'épreuve du feu, de manchons, ou de raccords pour cloisons pare-feu.

  4. d) (Enlevé et réservé).

  5. e) Chaque cloison pare-feu et carénage doivent être à l'épreuve du feu et protégés contre la corrosion.

  6. f) La conformité aux critères de définition des matériaux ou composants à l'épreuve du feu doit être montrée comme suit :

    1. (1) La flamme à laquelle les matériaux ou composants sont soumis, doit avoir une température de 2 000 ± 150° F (1 093° ± 65.6°C).

    2. (2) Les matériaux en feuille formant approximativement un carré de 10 po (254 mm) de côté, doivent être soumis à la flamme produite par un brûleur convenable.

    3. (3) La flamme doit être assez grande pour maintenir la température d'essai exigée sur une zone formant approximativement un carré de 5 po (127 mm) de côté.

  7. g) Les matériaux et raccords des cloisons pare-feu doivent résister à la pénétration de la flamme pendant au moins 15 minutes.

  8. h) Les matériaux suivants peuvent être utilisés dans les cloisons pare-feu ou les carénages sans être soumis à des essais comme exigé par cette section:

    1. (1) Tôle d'acier inoxydable de 0,015 po (0,38 mm) d'épaisseur.

    2. (2) Tôle d'acier doux (recouverte d'aluminium ou protégée d'une autre façon contre la corrosion) de 0,018 po (0,46 mm) d'épaisseur.

    3. (3) Tôle plombée de 0,018 po (0,46 mm) d'épaisseur.

    4. (4) Métal Monel de 0,018 po (0,46 mm) d'épaisseur.

    5. (5) Raccords pour cloisons pare-feu en acier ou en alliage à base de cuivre.

    6. (6) Feuille de titane de 0,016 po (0,406 mm) d'épaisseur.

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

523.1192 Diaphragme du compartiment accessoires moteur

Pour les moteurs en étoile refroidis par air, la partie moteur et toutes les parties du système d'échappement doivent être isolées du compartiment accessoires moteur par un diaphragme qui satisfait aux exigences de la 523.1191 relatives aux cloisons pare-feu.

523.1193 Capotage et nacelle

  1. a) Chaque capotage doit être réalisé et soutenu de façon qu'il puisse résister à toute charge de vibration, d'inertie, ainsi qu'à toute charge aérodynamique à laquelle il peut être soumis en utilisation.

  2. b) Des moyens doivent être prévus pour le drainage rapide et complet de chaque partie du capot aux assiettes normales au sol et en vol. Le fonctionnement du drainage peut être montré par des essais, des analyses, ou les deux, pour s'assurer que dans les conditions normales de répartition de la pression aérodynamique escomptées pendant l'utilisation, chaque drain fonctionnera comme prévu. Aucun drain ne doit déboucher là où il provoquera un risque d'incendie.

  3. c) Le capotage doit être au moins résistant au feu.

  4. d) Chaque partie à l'arrière d'une ouverture dans le capotage du compartiment moteur doit être au moins résistante au feu sur une distance d'au moins 24 po (61 cm) en arrière de l'ouverture.

  5. e) Chaque partie du capotage soumise à des températures élevées par suite de sa proximité avec des orifices du système d'échappement ou des projections de gaz d'échappement doit être à l'épreuve du feu.

  6. f) Chaque partie d'un avion multimoteur avec des moteurs suralimentés doit être conçue et construite de sorte qu'avec le train d'atterrissage rentré, un feu dans le compartiment moteur ne traversera pas un capotage ou la nacelle et ne pénétrera pas dans une zone de la nacelle autre que le compartiment moteur.

  7. g) De plus, pour tous les avions munis de moteurs intégrés au fuselage ou à des mâts sur la partie arrière du fuselage, la conception doit être telle qu'aucun feu prenant son origine dans le compartiment moteur ne puisse se propager, ni par les ouvertures ni par la combustion, dans un autre endroit où il risque de créer un danger supplémentaire.
    (en vigueur 2016/08/04)

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

523.1195 Systèmes d'extinction de feu

  1. a) Pour tous les avions munis de moteurs intégrés au fuselage ou à des mâts sur la partie arrière du fuselage, le système d'extinction d'incendie doivent être installés et les dispositions suivantes s'appliquent :
    (en vigueur 2016/08/04)

    1. (1) Sauf pour les brûleurs, la turbine et la tuyère des turbomachines qui comportent des conduites ou des composants transportant des liquides ou des gaz inflammables, pour lesquels un feu prenant son origine dans ces parties s'avère contrôlable, chaque compartiment moteur doit être desservi par un système d'extinction de feu.

    2. (2) Le système d'extinction d'incendie, la quantité de l'agent extincteur, le débit et la distribution de l'agent, doivent être appropriés pour éteindre les feux. On peut utiliser un dispositif à action unique, sauf dans le cas de moteurs intégrés au fuselage, lesquels requièrent un dispositif à double action.
      (en vigueur 2016/08/04)

    3. (3) Le système d'extinction pour une nacelle doit pouvoir protéger simultanément chaque compartiment de la nacelle pour lequel la protection est prévue.

  2. b) Si un groupe auxiliaire de puissance est installé dans un avion homologuée en vertu du présent chapitre, le compartiment de ce groupe doit être protégé par un système d'extinction d'incendie satisfaisant aux exigences de l'alinéa a)(2) de la présente section.

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

523.1197 Agents d'extinction de feu

Pour tous les avions munis de moteurs intégrés au fuselage ou à des mâts sur la partie arrière du fuselage, les dispositions suivantes s'appliquent :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) Les agents d'extinction doivent:

    1. (1) pouvoir éteindre les flammes provenant de la combustion d'un fluide ou de tout autre matériau combustible dans un endroit protégé par le système d'extinction; et

    2. (2) avoir une stabilité thermique pour une plage de température telle qu'on peut en rencontrer dans le compartiment dans lequel ils se trouvent.

  2. b) Si un agent d'extinction toxique est utilisé, il faut prévoir un moyen pour éviter des concentrations dangereuses du fluide ou des vapeurs de fluide (provenant des fuites au cours du fonctionnement normal de l'avion ou à la suite d'une décharge de l'extincteur au sol ou en vol) de pénétrer dans le compartiment de fuselage même en cas de défectuosité du système d'extinction. Ceci doit être prouvé par des essais sauf pour les systèmes d'extinction du compartiment de fuselage à dioxyde de carbone pour lesquels:

    1. (1) cinq livres ou moins de dioxyde de carbone sont déchargées selon les procédures de lutte contre l'incendie établies pour un quelconque compartiment du fuselage; ou

    2. (2) un équipement respiratoire de protection est disponible pour chaque membre de l'équipage de vol en fonction au poste de pilotage.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.1199 Conteneurs d'agent d'extinction

Pour tous les avions munis de moteurs intégrés au fuselage ou à des mâts sur la partie arrière du fuselage, les dispositions suivantes s'appliquent :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) Chaque conteneur d'agent d'extinction doit avoir un clapet de surpression pour empêcher l'éclatement du conteneur en raison d'une pression interne excessive.

  2. b) L'extrémité de décharge de chaque conduite de décharge provenant d'un raccord de détente doit se trouver à un endroit tel que la décharge de l'agent d'extinction ne risque pas d'abîmer l'avion. La conduite doit également être placée et protégée de façon à empêcher son obstruction par la glace ou tout autre corps étrangers.

  3. c) Un moyen doit être prévu pour chaque conteneur d'agent d'extinction, de façon à indiquer que le conteneur a été déchargé ou que la pression de charge est inférieure au minimum établi nécessaire pour un bon fonctionnement.

  4. d) La température de chaque conteneur doit être maintenue dans les conditions de fonctionnement prévues pour empêcher la pression dans le conteneur de:

    1. (1) tomber au-dessous de la pression nécessaire pour assurer un débit approprié de la décharge; ou

    2. (2) monter assez haut pour causer la décharge prématurée.

  5. e) Si une capsule pyrotechnique est utilisée pour charger l'agent d'extinction, chaque conteneur doit être installé de façon que les conditions de température ne risquent pas d'entraîner un détérioration dangereuse de la capsule pyrotechnique.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))

523.1201 Matériaux des systèmes d'extinction de feu

Pour tous les avions munis de moteurs intégrés au fuselage ou à des mâts sur la partie arrière du fuselage, les dispositions suivantes s'appliquent :
(en vigueur 2016/08/04)

  1. a) Aucun matériau dans tout système d'extinction ne doit réagir chimiquement en présence d'un agent d'extinction quelconque de façon à créer un danger.

  2. b) Chaque élément du système dans un compartiment moteur doit être à l'épreuve du feu.

(M. à j. 523-1 88-01-01))

523.1203 Système de détecteurs de feu

  1. a) Des moyens doivent être prévus pour assurer la détection rapide d'un incendie dans:

    1. (1) le compartiment moteur:

      1. (i) des multimoteurs à turbomachines;

      2. (ii) des multimoteurs à pistons munis de turbocompresseurs;

      3. (iii) des avions dont les moteurs sont situés à des endroits où ils sont peu visibles du poste de pilotage;

      4. (iv) de tous les avions de troisième niveau (navette).

    2. (2) le compartiment du groupe auxiliaire de puissance, dans les avions qui en sont dotés.

  2. b) Chaque détecteur de feu doit être construit et installé pour supporter les charges de vibration, d'inertie et les autres charges auxquelles il peut être soumis en utilisation.

  3. c) Aucun détecteur de feu ne doit être affecté par toute huile, eau, autres fluides ou vapeurs qui pourraient être présents.

  4. d) Il doit y avoir un moyen pour permettre à l'équipage de vérifier en vol le fonctionnement de chaque circuit électrique de détecteur de feu.

  5. e) Le câblage et les autres composants de chaque système détecteur de feu dans une zone de feu désignée doit être au moins résistant au feu.

(M. à j. 523-1 (88-01-01))
(M. à j. 523-4 (96-09-01))
(M. à j. 523-5)

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