Manuel de navigabilité Chapitre 525 - Avions de la catégorie Transport

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

dernière révision du contenu : 2010/06/01

Préambule

SOUS-CHAPITRES

  • A (525.1-525.2),
  • B (525.21-525.255),
  • C (525.301-525.581),
  • D (525.601-525.899),
  • E (525.901-525.1207),
  • F (525.1301-525.1461),
  • G (525.1501-525.1587)
  • H (525.1701-525.1733)

APPENDICES

A, B, C, D, E, F, G, H, I, J, L, M, N

(2001/06/01; pas de version précédente)

SOUS-CHAPITRE E INSTALLATION MOTRICE - GÉNÉRALITÉS

525.901 Installation
  1. a) Au titre de ce chapitre, l'installation motrice de l'avion inclut chaque composant qui :

    1. (1) Est nécessaire à la propulsion;

    2. (2) Affecte la commande des unités principales de propulsion; ou

    3. (3) Affecte la sécurité des unités principales de propulsion entre les inspections ou révisions normales.

  2. b) Pour chaque installation motrice :

    1. (1) L'installation doit satisfaire :

  3. (i) aux instructions d'installation prévues selon 533.5 et 535.3 de ce manuel; et
    (modifié 2010/01/29)

  4. (ii) Aux dispositions applicables de ce sous-chapitre;

    1. (2) Les composants de l'installation doivent être réalisés, disposés et installés de manière à assurer leur fonctionnement permanent sans danger entre les inspections ou révisions normales;

    2. (3) L'installation doit être accessible pour permettre les inspections et l'entretien nécessaires; et

    3. (4) Les composants principaux de l'installation doivent être reliés électriquement aux autres parties de l'avion.

  5. c) Pour chaque installation d'unité motrice et de groupe auxiliaire de puissance, il doit être établi qu'aucune panne simple ou mauvais fonctionnement ou combinaison probable de pannes ne compromettra le fonctionnement sûr de l'avion, excepté que la défaillance d'éléments structuraux n'a pas besoin d'être considérée si la probabilité d'une telle défaillance est extrêmement rare.

  6. d) Chaque installation de groupe auxiliaire de puissance doit satisfaire les dispositions applicables de ce sous-chapitre.

525.903 Moteurs
  1. a) Certificat de type des moteurs.
    (modifié 2003/12/11)

    1. (1) Tout moteur doit avoir une homologation de type et doit satisfaire aux exigences pertinentes du chapitre 516, deuxième édition, sous-chapitre B du présent manuel.

FAR : (1) Tout moteur doit avoir un certificat de type et doit satisfaire aux exigences pertinentes de la part 34 du présent chapitre.

    1. (2) Tout moteur à turbine doit :
      (modifié 2003/12/11)

      1. (i) soit satisfaire aux articles 533.76, 533.77 et 533.78 du chapitre 533 tel qu'il est en vigueur depuis le 5 mars 2001, ou tel qu'il a été modifié ultérieurement ;
        (modifié 2003/12/11)

      2. (ii) soit satisfaire aux articles 533.77 et 533.78 du chapitre 533 tel qu'il est en vigueur depuis le 29 octobre 1998, ou tel qu'il a été modifié ultérieurement avant le 5 mars 2001;
        (modifié 2003/12/11)

      3. (iii) être conforme aux :
        (modifié 2003/12/11)

        1. (A) dispositions de l'article 33.77 de la FAR en vigueur le 31 octobre 1974, ou modifié par la suite avant le 1er janvier 1986, à moins que l'expérience en service n'ait montré que l'ingestion de corps étrangers a donné lieu à une situation dangereuse; ou

        2. (B) après le 1er janvier 1986, dispositions de l'article 533.77 du chapitre 533 ou modifié par la suite avant le 29 octobre 1998, à moins que l'expérience en service n'ait montré que l'ingestion de corps étrangers a donné lieu à une situation dangereuse; ou

      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 situation dangereuse.
        (modifié 2003/12/11)

  1. b) Indépendance des moteurs. Les unités motrices doivent être disposées et isolées les unes des autres pour permettre le fonctionnement, dans au moins une configuration, de sorte que la panne ou le mauvais fonctionnement d'un moteur quelconque ou de n'importe quel système qui peut affecter le moteur :

    1. (1) N'empêchera pas le fonctionnement continu sans danger des moteurs restants; ou

    2. (2) Ne nécessitera pas une action immédiate par un membre d'équipage pour un fonctionnement continu sans danger.

  2. c) Commande de rotation des moteurs. Il doit y avoir des moyens pour arrêter la rotation de tout moteur individuellement en vol, excepté que, pour les installations de turbomachines, le moyen pour arrêter la rotation de tout moteur n'a besoin d'être fourni que lorsque le maintien de la rotation risque de compromettre la sécurité de l'avion. Chaque composant du système d'arrêt situé côté moteur de la cloison pare-feu, et qui pourrait être exposé au feu, doit être au moins résistant au feu. Si des systèmes hydrauliques de mise en drapeau des hélices sont utilisés dans ce but, les canalisations de mise en drapeau doivent être au moins résistantes au feu dans les conditions d'utilisation qui peuvent être envisagées pendant la mise en drapeau.

  3. d) Installations de turbomachines. Pour les installations de turbomachines :

    1. (1) Lors de la conception, des précautions doivent être prises pour réduire au minimum les dangers courus par l'avion dans le cas de rupture du rotor-moteur ou d'incendie prenant naissance à l'intérieur du moteur, lequel brûle en traversant le carter moteur.

    2. (2) Les systèmes des groupes propulseurs associés aux dispositifs de commande, aux systèmes et aux instruments de contrôle doivent être conçus pour donner l'assurance raisonnable que les limites d'utilisation moteur qui affectent de façon défavorable l'intégrité structurale du rotor de turbine, ne seront pas dépassées en utilisation.

  4. e) Capacité de remise en route.

    1. (1) Des moyens pour remettre en route tout moteur en vol doivent être fournis.

    2. (2) Un domaine d'altitude et de vitesse-air doit être établi pour une remise en route du moteur en vol, et chaque moteur doit avoir une capacité de remise en route à l'intérieur de ce domaine.

    3. (3) Pour les avions propulsés par turbo-machines, 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 le moteur, doit être prévue pour permettre l'allumage en vol du moteur pour la remise en route.

  5. f) Groupe auxiliaire de bord. Chaque groupe auxiliaire de bord doit être homologué ou doit satisfaire aux exigences de la catégorie pour l'emploi prévu.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))
(M. à j. 525-4 (92-08-01))
(M. à j. 525-8)

525.904 Système de commande automatique de
poussée au décollage (ATTCS)

Tous ceux qui tentent d'obtenir l'approbation permettant le montage d'un système de commande de puissance moteur qui, automatiquement, règle de nouveau la puissance ou la poussée du ou des moteurs en marche lorsqu'un moteur tombe en panne pendant le décollage, doivent se conformer aux exigences de l'appendice I.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))

525.905 Hélices
  1. a) Chaque hélice doit avoir une homologation 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) 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)

  4. d) Des précautions doivent être prises à la conception pour minimiser les dangers que feraient courir à l'avion la rupture d'une pale ou sa libération par le moyeu. Les dangers à considérer comprennent les dégâts à la structure et aux équipements vitaux causés par l'impact d'une pale rompue ou libérée et le déséquilibre créé par de telles défaillances.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.907 Vibrations et fatigue de l'hélice

(modifié 2010/01/29)

  1. a) Le demandeur doit déterminer l'amplitude des contraintes de vibration ou des charges de l'hélice, y compris toute contrainte importante et condition où il y a de la résonnance, dans toutes les conditions de la plage de vol par une des 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 installations d'avion semblables pour lesquelles ces mesures ont été effectuées.
      (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)

525.925 Garde d'hélice

À moins que des gardes plus faibles soient justifiées, les gardes d'hélice, avec l'avion à la masse maximale, le centrage le plus défavorable et l'hélice dans la plus mauvaise position de pas, ne doivent pas être inférieures aux valeurs suivantes :

  1. a) Garde au sol. Il doit y avoir une garde d'au moins sept pouces (180 mm) (pour chaque avion à atterrisseur auxiliaire avant) ou neuf pouce (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 de décollage horizontale ou de roulement au sol, selon la plus critique. De plus, il doit y avoir une garde positive entre l'hélice et le sol lorsque l'avion se trouve à l'assiette de décollage horizontale avec le ou les pneu(s) critique(s) complètement dégonflé(s) et l'amortisseur de la jambe correspondante au train d'atterrissage complètement enfoncé.

  2. b) Garde à flot. Il doit y avoir une garde d'au moins 18 pouces (460 mm) entre chaque hélice et l'eau, à moins que la conformité avec le 525.239 (a) puisse être montrée avec une garde plus faible.

  3. c) Garde par rapport à la structure. Il doit y avoir :

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

    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. 525-3 (91-11-01))

525.929 Dégivrage de l'hélice
  1. a) Pour les avions destinés à être utilisés en des lieux où le givrage peut être envisagé, il doit y avoir un moyen pour empêcher ou pour éliminer toute accumulation dangereuse de glace sur les hélices ou sur les accessoires, aux endroits où le dépôt de glace pourrait compromettre les performances du moteur.

  2. b) Si du fluide combustible est utilisé pour le dégivrage des hélices, les 525.1181 à 525.1185 et 525.1189 s'appliquent.

525.933 Systèmes d'inversion
  1. a) Les inverseurs de poussée des turboréacteurs doivent satisfaire aux conditions suivantes :

    1. (1) Chaque système d'inversion de poussée moteur destiné uniquement à l'utilisation au sol, doit être conçu de façon que, durant toute inversion en vol, le moteur ne produise pas plus que la poussée ralenti vol. De plus, il doit être montré par analyse, par essai ou par ces deux moyens, que :

      1. (i) L'inverseur peut être ramené à la position de poussée vers l'avant; ou que

      2. (ii) L'avion est capable de poursuivre sans danger le vol et l'atterrissage, dans toute position possible de l'inverseur de poussée.

    2. (2) Chaque système d'inversion des turbo-réacteurs destinés à l'utilisation en vol doivent être conçus de sorte qu'aucune condition d'insécurité ne se produise durant le fonctionnement normal du système, ou à la suite d'une panne quelconque (ou d'une combinaison de pannes raisonnablement probable) du système d'inversion, dans toute condition prévisible d'utilisation de l'avion y compris l'utilisation au sol. La rupture des éléments structuraux peut ne pas être considérée si la probabilité de cette sorte de rupture est extrêmement faible.

    3. (3) Chaque système d'inversion sur turbo-réacteurs doit avoir des moyens d'empêcher le moteur de fournir une poussée vers l'avant supérieure à la poussée au ralenti lorsque le système d'inversion fonctionne mal, excepté qu'il peut fournir toute poussée vers l'avant supérieure qui se montre capable de permettre le maintien du contrôle directionnel, avec les seuls moyens aérodynamiques, dans la condition la plus critique d'inversion de poussée envisagée en utilisation.

  2. b) Les dispositifs d'inversion de pas des turbopropulseurs doivent satisfaire aux conditions suivantes :

    1. (1) Chaque dispositif destiné à être uniquement au sol doit être conçu de façon qu'aucune défaillance (ou combinaison de défaillances raisonnablement probable) ni défaut de fonctionnement du dispositif ne crée de poussée négative non désirée dans une quelconque condition prévue de fonctionnement. Il est inutile d'examiner la conséquence de la défaillance d'éléments structuraux si la probabilité de cette sorte de défaillance est extrêmement faible.

    2. (2) La conformité à cette section peut être montrée par analyse de panne ou des essais, ou par ces deux moyens, en ce qui concerne les systèmes d'hélice qui permettent aux pales d'hélice de passer de la position petit pas de vol à une position qui est nettement inférieure à la position normale de petit pas de vol. L'analyse peut inclure ou être étayée par l'analyse effectuée pour montrer la conformité aux exigences de la 535.21 du présent Manuel en ce qui concerne l'hélice et les composants associés de l'installation.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))
(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.934 Essais des systèmes d'inversion de
poussée des turboréacteurs

Les inverseurs de poussée installés sur les turboréacteurs doivent satisfaire aux exigences de la 533.97 de ce manuel.

525.937 Systèmes limitant la traînée des turbopropulseurs

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 conformément à la 525.367. 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.

525.939 Caractéristiques de fonctionnement
des turbo-machines
  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 ou en secours à l'intérieur du domaine des limites d'utilisation de l'avion et du moteur.

  2. b) (Réservé)

  3. c) Le système d'entrée d'air d'une turbomachine ne doit pas, par suite d'une distorsion de l'écoulement d'air en utilisation normale, provoquer des vibrations dangereuses pour le moteur.

525.941 Compatibilité entre admission,
moteur et échappement

Pour les avions utilisant un système d'admission ou d'échappement, ou les deux, à géométrie variable :

  1. a) Le système composé de l'admission, du moteur (y compris les systèmes d'augmentation de poussée, s'ils sont incorporés) et de l'échappement doit démontrer qu'il fonctionne correctement sous toutes les conditions d'utilisation prévisible d'utilisation de l'avion recherchée, y compris toutes les vitesses de rotation du moteur et tous les réglages de puissance et configurations d'admission et d'échappement moteur;

  2. b) Les effets dynamiques de fonctionnement des composants de ce système (y compris la considération des mauvais fonctionnements probables) sur le contrôle aérodynamique de l'avion ne doivent pas se traduire par une quelconque condition qui exigerait une habileté, une vigilance ou des efforts exceptionnels de la part du pilote, pour éviter de dépasser une limitation opérationnelle ou structurale de l'avion; et

  3. c) Dans la démonstration de conformité à l'alinéa b) de cette section, les efforts pilote exigés ne doivent pas dépasser les limites énoncées en 525.143 d) sous réserve des conditions énoncées dans les alinéas e) et f) de 525.143.
    (modifié 2008/10/30)

525.943 Accélération négative

Aucun mauvais fonctionnement dangereux d'un moteur, d'un groupe auxiliaire de puissance approuvé pour l'utilisation en vol, ou de tout 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 à l'intérieur des domaines de vol prescrits à la 525.333. Cela doit être montré pour la plus longue durée envisagée pour l'accélération.

525.945 Système d'augmentation de poussée ou de puissance
  1. a) Généralités. Chaque système d'injection de fluide doit fournir un écoulement de fluide au débit et à la pression établis pour un fonctionnement correct du moteur, dans chaque condition prévue de fonctionnement. Si le fluide peut geler, le gel du fluide ne doit pas endommager l'avion ou affecter de façon nuisible les performances de l'avion.

  2. b) Réservoirs de fluide. Chaque réservoir de fluide du système d'augmentation doit satisfaire aux exigences suivantes :

    1. (1) Chaque réservoir doit être capable de résister sans rupture aux charges de vibration, d'inertie, des fluides et de structure auxquelles il peut être soumis en utilisation.

    2. (2) Les réservoirs tels qu'ils sont installés dans l'avion doivent être capables de résister, sans rupture ou fuite, à une pression interne égale à 1,5 fois la pression maximale de fonctionnement.

    3. (3) Si un évent de mise à air libre est prévu, la mise à air libre doit être effective dans toutes les conditions normales de vol.

    4. (4) (Réservé)

    5. (5) Chaque réservoir doit avoir un espace d'expansion d'au moins 2% de sa capacité. Il doit être impossible de remplir par inadvertance cet espace d'expansion quand l'avion repose sur le sol dans une assiette normale.
      (modifié 2005/06/03; pas de version précédente)

  3. c) Les drains du système d'augmentation de puissance doivent être conçus et situés conformément à la 525.1455 si :

    1. (1) Le fluide du système d'augmentation de puissance est sujet au gel; et si

    2. (2) Le fluide peut être drainé en vol ou pendant l'utilisation au sol.

  4. d) La capacité des réservoirs de liquide d'augmentation de puissance disponible pour l'utilisation de chaque moteur doit être assez grande pour permettre l'utilisation de l'avion selon les procédures approuvées d'emploi de puissance augmentée par liquide. Le calcul de la consommation de liquide doit être basé sur le débit maximal approuvé approprié pour la puissance moteur désirée, et doit inclure l'influence de la température sur les performances du moteur, ainsi que tous les autres facteurs qui pourraient faire varier la quantité de liquide exigée.

  5. e) Cette section ne s'applique pas aux systèmes d'injection de carburant.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

Circuit de carburant

525.951 Généralités
  1. a) Chaque système de carburant doit être réalisé et agencé pour assurer un écoulement de carburant à un débit et une pression établis pour un fonctionnement correct du moteur et du groupe auxiliaire de puissance dans chaque condition d'utilisation probable, y compris toute manoeuvre pour laquelle la certification est demandée et pendant laquelle le moteur ou le groupe auxiliaire de puissance est autorisé à fonctionner.

  2. b) Chaque système de carburant doit être agencé de façon que toute introduction d'air dans le système ne provoque pas :

    1. (1) Une interruption de puissance de plus de 20 secondes, pour les moteurs à pistons; ou

    2. (2) Une extinction, pour les turbomachines.

  3. c) Chaque système carburant pour une turbomachine doit être capable de fonctionnement soutenu d'un bout à l'autre de sa gamme de débit et de pression, avec du carburant initialement saturé d'eau à 80°F (27°C) et ayant 0,75 cc d'eau libre par gallon (3,785 litres) ajouté et refroidi à la condition de givrage la plus critique, susceptible d'être rencontrée en fonctionnement.

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

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.952 Analyse et essai du système de carburant
  1. a) Le fonctionnement correct du système de carburant dans toutes les conditions probables de fonctionnement, doit être démontré par analyse et par les essais jugés nécessaires par le Ministre. Les essais, si exigés, doivent être effectués en utilisant le système de carburant de l'avion ou un montage d'essai qui reproduit les caractéristiques de fonctionnement de la partie du système de carburant à essayer.

  2. b) La panne possible de tout échangeur de chaleur utilisant du carburant comme l'un de ses fluides ne doit pas aboutir à un état dangereux.

525.953 Indépendance des systèmes de carburant

Chaque système de carburant doit satisfaire aux exigences du 525.903 (b) :

  1. a) En permettant d'alimenter en carburant chaque moteur par un système indépendant de chaque partie du système alimentant en carburant tout autre moteur; ou

  2. b) Pour toute autre méthode acceptable.

525.954 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 coup de foudre balayant des zones où ces phénomènes sont fortement probables; et

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

525.955 Débit de carburant
  1. a) Chaque système de carburant doit fournir au moins 100% du débit de carburant exigé dans chaque condition d'utilisation et de manoeuvre prévues. La conformité doit être montrée de la façon suivante :

    1. (1) Le carburant doit être délivré à chaque moteur à une pression comprise dans les limites spécifiées sur le certificat de type du moteur.

    2. (2) 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 la 525.959, augmentée de la quantité nécessaire pour montrer la conformité à cette section.

    3. (3) Chaque pompe principale doit être utilisée le temps nécessaire pour chaque condition d'utilisation et pour chaque assiette pour lesquelles la conformité à cette section est montrée, et la pompe de secours appropriée doit être substituée à chaque pompe principale ainsi utilisé.

    4. (4) S'il existe un débitmètre de carburant, il doit être bloqué et le carburant doit s'écouler par le débitmètre ou par son circuit de dérivation.

  2. b) Si un moteur peut être alimenté en carburant à partir de plus d'un réservoir, le système de carburant doit :

    1. (1) Pour chaque moteur à pistons, fournir la pleine pression de carburant à ce moteur, en 20 secondes au plus, après commutation sur n'importe quel autre réservoir de carburant contenant du carburant utilisable quand le mauvais fonctionnement du moteur devient apparent, par suite de l'épuisement du carburant dans n'importe quel réservoir à partir duquel le moteur peut être alimenté; et

    2. (2) Pour chaque turbomachine, en plus des possibilités de commutation manuelle appropriée qu'il doit posséder, être conçu pour empêcher l'interruption du débit de carburant vers ce moteur, sans attention de la part de l'équipage de vol, lorsqu'un réservoir quelconque fournissant le carburant à ce moteur, a épuisé son carburant utilisable pendant l'utilisation normale, et que tout autre réservoir qui normalement fournit du carburant à ce seul moteur, contient du carburant utilisable.

525.957 Écoulement de carburant entre réservoirs communicants

Si du carburant peut être pompé en vol d'un réservoir dans un autre, les mises à l'air libre des réservoirs de carburant doivent être conçus de façon que les réservoirs ne puissent subir aucun dommage structural par suite d'un excès de remplissage.

525.959 Carburant inutilisable

La quantité de carburant inutilisable pour chaque réservoir de carburant et pour les composants de son système, doit être établie à une quantité non inférieure à la quantité pour laquelle les premiers signes de fonctionnement défectueux du moteur se manifestent dans la condition d'alimentation en carburant la plus défavorable, pour toutes les utilisations et manoeuvres en vol prévues, impliquant l'alimentation en carburant à partir de ce réservoir. Les pannes de composants du système de carburant n'ont pas lieu d'être considérées.

525.961 Fonctionnement du système de carburant par temps chaud
  1. a) Le système de carburant doit fonctionner de manière satisfaisante en utilisation par temps chaud. Ceci doit être prouvé, en montrant que le système de carburant, depuis les sorties de réservoirs jusqu'à chaque moteur, est pressurisé dans toutes les utilisations prévues, de façon à empêcher la formation de vapeurs, ou doit être prouvé par une montée depuis l'altitude de l'aéroport choisi par le postulant, jusqu'à l'altitude maximale, établie comme une limite d'utilisation conformément à la 525.1527. Si un essai de montée est choisi, il ne doit y avoir aucune évidence de poche de vapeur, ou autre mauvais fonctionnement durant l'essai en montée effectué dans les conditions suivantes :

    1. (1) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, les moteurs doivent fonctionner à la puissance maximale continue, excepté que la puissance de décollage doit être utilisée pour les altitudes comprises entre 1 000 pieds (305 m) au-dessous de l'altitude critique, et l'altitude critique. La période de temps pendant laquelle la puissance de décollage est utilisée, ne doit pas être inférieure à la limite de temps du décollage.

    2. (2) Pour les avions propulsés par turbomachines, les moteurs doivent fonctionner à la puissance de décollage pendant la période de temps choisie pour montrer la trajectoire de vol au décollage, et à la puissance maximale continue pendant le reste de la montée.

    3. (3) La masse de l'avion doit être la masse avec réservoirs de carburant pleins, l'équipage minimal et le lest nécessaire pour maintenir le centrage à l'intérieur des limites admissibles.

    4. (4) La vitesse en montée ne doit pas excéder :

      1. (i) Pour les avions équipés de moteurs alternatifs, la vitesse propre maximale fixée pour la montée après décollage jusqu'à l'altitude maximale d'utilisation dans les configurations suivantes :

        1. (A) Train d'atterrissage rentré;

        2. (B) Volets hyper-sustentateurs avec braquage optimal;

        3. (C) Volets de capot (ou d'autres moyens de réglage du refroidissement du moteur) à l'ouverture qui assure un refroidissement suffisant par temps chaud;

        4. (D) Moteur fonctionnant dans les limites du régime de puissance maximale continue;

        5. (E) Masse maximale au décollage; et

      2. (ii) Pour les avions propulsés par turbomachines, la vitesse maximale établie pour la montée, depuis le décollage jusqu'à l'altitude maximale d'utilisation.

    5. (5) La température du carburant doit être au moins de 110°F (43°C).

  2. b) L'essai prescrit au paragraphe (a) de cette section peut être effectué en vol ou au sol, dans des conditions de vol simulé très proches du vol réel. Si un essai en vol est effectué par un temps suffisamment froid pour gêner le bon déroulement de l'essai, les surfaces des réservoirs de carburant, les canalisations de carburant et autres parties du système de carburant exposées à l'air froid doivent être isolées de façon à simuler dans la mesure du possible, le vol par temps chaud.

525.963 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) Les réservoirs souples de carburant doivent être approuvés ou il doit être montré qu'ils conviennent à leur emploi particulier.

  3. c) Les réservoirs structuraux de carburant doivent comporter des aménagements pour l'inspection et la réparation interne.

  4. d) Les réservoirs de carburant à l'intérieur du contour du fuselage doivent être capables de résister à la rupture et de retenir le carburant sous les forces d'inertie prescrites pour les conditions d'atterrissage d'urgence de la 525.561. De plus, ces réservoirs doivent être dans une position protégée afin que leur exposition à un frottement avec le sol soit improbable.

  5. e) Les couvercles d'accès aux réservoirs de carburant doivent satisfaire aux critères suivants afin d'éviter la fuite de quantités dangereuses de carburant :

    1. (1) Il doit être montré par le calcul, ou par des essais, que tous les couvercles situés dans une position où l'expérience ou le calcul indiquent qu'un impact est probable sont conçus de façon à réduire au minimum la pénétration ou la déformation par des fragments de pneus, des débris de moteurs à faible énergie ou d'autres débris possibles.

    2. (2) Tous les couvercles doivent être résistants au feu selon la définition donné au chapitre 500 du présent manuel.

  6. f) Pour les réservoirs de carburant pressurisés, un moyen possédant des caractéristiques de « fail-safe » doit être prévu pour empêcher l'établissement d'une différence excessive de pression entre l'intérieur et l'extérieur du réservoir.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.965 Essais des réservoirs de carburant
  1. a) Il doit être montré par des essais que les réservoirs de carburant, tels qu'ils sont montés sur l'avion, peuvent résister, sans rupture ni fuite, à la plus critique des pressions résultant des conditions spécifiées aux sous-paragraphes (1) et (2) de ce paragraphe. De plus, il doit être montré par le calcul, ou par des essais, que les surfaces des réservoirs soumises à des pressions plus critiques résultant des conditions des sous-paragraphes (3) et (4) de ce paragraphe, sont capables de résister aux pressions suivantes :

    1. (1) Une pression intérieure de 3,5 lb/po2 (0,24 bar).

    2. (2) 125% de la pression d'air maximale créée dans le réservoir par l'effet dynamique.

    3. (3) Les pressions de liquide produites pendant les accélérations et les déformations limites maximales de l'avion avec un réservoir plein.

    4. (4) Les pressions de liquide produites dans le cas de la combinaison la plus défavorable de roulis et de chargement en carburant de l'avion.

  2. b) Chaque réservoir métallique ayant de grandes surfaces planes non soutenues ou non raidies, dont la rupture ou la déformation pourraient causer une fuite de carburant, doit être capable de résister à l'essai suivant, ou son équivalent, sans fuite ou déformation excessive des parois des réservoirs :

    1. (1) Chaque ensemble complet de réservoir et ses supports doivent être essayés aux vibrations, sur un montage simulant l'installation réelle.

    2. (2) Excepté comme spécifié au sous-paragraphe (4) de ce paragraphe, l'ensemble réservoir doit être soumis pendant 25 heures à des vibrations d'amplitude non inférieure à 1/32ème de pouce (0,8 mm) (à moins qu'une autre amplitude ne soit justifiée), en étant rempli au 2/3 d'eau ou autre liquide convenable d'essai.

    3. (3) La fréquence d'essai de vibration doit être la suivante :

      1. (i) Si aucune des fréquences de vibration engendrées par tout régime à l'intérieur de la plage d'utilisation normale des vitesses moteur n'est critique, la fréquence d'essai de vibration doit être de 2 000 cycles par minute.

      2. (ii) Si une seule fréquence de vibration engendrée par un régime quelconque à l'intérieur de la plage d'utilisation normale des vitesses du moteur, est critique cette fréquence de vibration doit être la fréquence d'essai.

      3. (iii) Si plus d'une fréquence de vibration, engendrée par un régime quelconque, à l'intérieur de la plage d'utilisation des vitesses du moteur est critique, la plus critique de ces fréquences doit être la fréquence d'essai.

    4. (4) Dans le cas des sous-paragraphes (3)(ii) et (iii) de ce paragraphe, la durée de l'essai doit être ajustée de façon à effectuer le même nombre de cycles de vibrations que celui qui 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 de l'axe le plus critique, pendant 25 heures. Si le déplacement autour de plus d'un axe risque d'être critique, le réservoir doit osciller autour de chaque axe critique, pendant 12 heures ½.

  3. c) Excepté lorsqu'une expérience d'utilisation satisfaisante avec un réservoir semblable, dans une installation similaire, est montrée, les réservoirs non métalliques doivent résister à l'essai spécifié au paragraphe (b)(5) de cette section avec du carburant à une température de 110°F (43°C). Durant cet essai, une éprouvette représentative du réservoir doit être installée dans une structure portante simulant l'installation sur avion.

  4. d) Pour les réservoirs de carburant pressurisés, il doit être démontré par analyse ou essais que les réservoirs de carburant peuvent résister à la pression maximale susceptible de se produire au sol ou en vol.

525.967 Installations des réservoirs de carburant
  1. a) Chaque réservoir de carburant doit être soutenu de telle sorte que les charges de réservoirs (résultant de la masse de carburant dans les réservoirs) ne soient pas concentrées sur les surfaces non soutenues du réservoir. De plus :

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

    2. (2) Les garnitures doivent être non absorbantes, ou traitées pour empêcher l'absorption des fluides;

    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; et

    4. (4) Chaque surface interne du compartiment recevant le réservoir doit être lisse et dépourvue d'aspérités qui pourraient provoquer l'usure de l'enveloppe, 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 cette protection.

  2. b) Les espaces adjacents aux surfaces de réservoir doivent être ventilés pour éviter l'accumulation de vapeurs résultant de fuites mineures. Si le réservoir se trouve dans un compartiment étanche, la ventilation peut être limitée à des trous de drainage assez grands pour éviter les pressions excessives résultant des changements d'altitude.

  3. c) L'emplacement de chaque réservoir doit satisfaire aux exigences du 525.1185(a).

  4. d) Aucun revêtement de fuseau-moteur situé immédiatement derrière une sortie d'air principale du compartiment du moteur ne doit servir de paroi à un réservoir structural.

  5. e) Chaque réservoir de carburant doit être isolé des compartiments destinés à des personnes par une enceinte étanche aux vapeurs et au carburant.

525.969 Volume d'expansion des réservoirs de carburant

Chaque réservoir de carburant doit avoir un volume d'expansion non inférieur à 2% de la capacité du réservoir. Il doit être impossible de remplir le volume d'expansion accidentellement, lorsque l'avion est à l'assiette normale au sol. Pour les systèmes de remplissage carburant sous pression, la conformité à cette section peut être montrée à l'aide des moyens prévus pour se conformer au 525.979(b).

525.971 Puisard des réservoirs de carburant
  1. a) Chaque réservoir de carburant doit avoir un puisard d'une capacité effective, à l'assiette normale au sol, non inférieure à la plus grande des valeurs suivantes : 0,10% de la capacité du réservoir, ou en seizième de gallon (0,24 l), à moins que des limitations en utilisation soient établies, pour assurer que l'accumulation d'eau, en service, n'excédera pas la capacité du puisard.

  2. b) Chaque réservoir de carburant doit permettre le drainage de toute quantité dangereuse d'eau d'un point quelconque du réservoir vers son puisard, lorsque l'avion est à son assiette normale au sol.

  3. c) Chaque puisard de réservoir de carburant doit avoir un purgeur accessible qui :

    1. (1) Permette un drainage complet du puisard au sol;

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

    3. (3) Comporte un moyen manuel ou automatique de verrouillage efficace, en position fermée.

525.973 Raccord de remplissage des réservoirs de carburant

Chaque raccord de remplissage de réservoir de carburant doit empêcher la pénétration de carburant dans toute partie de l'avion autre que le réservoir lui-même. De plus :

  1. a) (Réservé)

  2. b) Chaque raccord de remplissage encastré qui peut recueillir une quantité appréciable de carburant doit avoir un drain qui assure un écoulement sans mouiller l'avion;

  3. c) Chaque bouchon de prise de remplissage doit comporter un joint étanche au carburant; et

  4. d) Chaque point de remplissage de carburant doit être aménagé pour relier électriquement l'avion à l'équipement de remplissage de carburant au sol et ainsi permettre la mise à la masse.
    (modifié 2005/06/03)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.975 Mises à l'air libre des réservoirs de carburant et
mises à l'air libre des vapeurs de carburateurs
  1. a) Mises à l'air libre des réservoirs de carburant. Chaque réservoir de carburant doit être mis à l'air libre par la partie supérieure du volume d'expansion de façon que la mise à l'air libre soit effective dans toutes les conditions normales de vol. De plus :

    1. (1) Chaque mise à l'air libre doit être disposée de façon à éviter son obstruction par encrassement ou par formation de givre;

    2. (2) La disposition des mises à l'air libre doit empêcher le siphonnage de carburant durant l'utilisation normale;

    3. (3) La capacité et le niveau de pression des mises à l'air libre doivent maintenir des différences de pression acceptables entre l'intérieur et l'extérieur du réservoir durant :

      1. (i) L'utilisation en vol normal;

      2. (ii) la vitesse maximale de montée et de descente; et

      3. (iii) le remplissage et la vidange (si cette condition est applicable);

    4. (4) Les volumes d'expansion des réservoirs comportant des sorties en intercommunications doivent être inter-communiquants;

    5. (5) Dans aucune canalisation de mise à l'air libre, il ne doit y avoir de point où la condensation de l'humidité puisse s'accumuler, lorsque l'avion occupe l'assiette au sol ou une assiette de vol en palier, à moins qu'un drainage ne soit prévu;

    6. (6) Aucune disposition de mise à l'air libre ou de drainage ne doit aboutir en un point quelconque :

      1. (i) où l'écoulement de carburant par la mise à l'air libre constituerait un danger d'incendie; ou

      2. (ii) à partir duquel des vapeurs pourraient pénétrer dans les compartiments destinés à des personnes; et

    7. (7) Chaque système de mise à l’air libre des réservoirs de carburant doit empêcher, pendant deux minutes et trente secondes, les explosions causées par la propagation des flammes de l’extérieur du réservoir à l’intérieur des espaces contenant de la vapeur à travers la mise à l’air libre lorsque n’importe quelle mise à l’air libre est exposée aux flammes de façon prolongée.
      (en vigueur 2017/06/19)

  2. b) Mises à l'air libre des vapeurs de carburateurs. Chaque carburateur pourvu de raccords d'évacuation de vapeurs doit avoir une canalisation de mise à l'air libre pour ramener les vapeurs à l'un des réservoirs de carburant. De plus :

    1. (1) Chaque système de mise à l'air libre doit avoir des moyens pour empêcher l'obstruction par le givre; et

    2. (2) S'il y a plus d'un réservoir de carburant, et s'il est nécessaire d'utiliser les réservoirs dans un ordre déterminé, chaque canalisation de mise à l'air libre des vapeurs doit aboutir au réservoir de carburant utilisé pour le décollage et l'atterrissage.

525.977 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 8 à 16 mailles par pouces (3 à 6 mailles au 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 composant quelconque du système de carburant.

  2. b) (Réservé)

  3. c) La section libre de passage de chaque crépine de sortie de réservoir de carburant doit être au moins égale à 5 fois la section de la canalisation de sortie.

  4. d) Le diamètre de chaque crépine doit être au moins celui de la sortie du réservoir de carburant.

  5. e) Chaque crépine cylindrique doit être accessible pour l'inspection et le nettoyage.

525.979 Système 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 des moyens pour empêcher que des quantités dangereuses de carburant ne s'échappent du système si le clapet d'admission de carburant tombe en panne.

  2. b) Un moyen de fermeture automatique doit être prévu pour empêcher que la quantité de carburant dans chaque 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) Fournir une indication à chaque poste de remplissage carburant, de toute défaillance du moyen de fermeture, à couper le débit de carburant au niveau maximal approuvé pour le réservoir concerné.

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

  4. d) Le système de remplissage carburant sous pression de l'avion (à l'exclusion des réservoirs de carburant et des mises à l'air libre de réservoirs de carburant) doit résister à une charge extrême égale à deux fois la charge résultant des pressions maximales y compris le coup de bélier qui est susceptible de se produire pendant le remplissage carburant. La pression maximale de pointe doit être établie pour toute combinaison de robinets de réservoirs étant fermés volontairement ou involontairement.

  5. e) Le système de vidange carburant de l'avion (à l'exclusion des réservoirs de carburant et des mises à l'air libre) de réservoirs de carburant et des mises à l'air libre de réservoirs de carburant doit résister à une charge extrême égale à deux fois la charge résultant de la pression (positive ou négative) maximale admissible de vidange carburant au raccord de remplissage carburant de l'avion.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.981 Prévention contre l'explosion des réservoirs de carburant

(modifié 2009/05/11)

  1. a) Aucune source d'inflammation ne peut être présente en tout point du réservoir carburant ou du système de conception du réservoir de carburant où une défaillance de nature catastrophique pourrait survenir à la suite de l'inflammation du carburant ou des vapeurs. Cela doit être démontré en :

    1. (1) déterminant la température la plus élevée assurant une marge de sécurité en dessous de la température la plus basse envisagée d'auto-inflammation du carburant dans les réservoirs de carburant.

    2. (2) démontrant qu'aucune température en un lieu quelconque à l'intérieur de chaque réservoir de carburant où l'inflammation du carburant est possible, ne doit excéder la température déterminée conformément à a)(1) de cet article. Ceci doit être démontré dans toutes les conditions probables d'utilisation, de panne et de mauvais fonctionnement de tout composant dont l'utilisation, la panne ou le mauvais fonctionnement pourrait augmenter la température à l'intérieur du réservoir.

    3. (3) démontrant qu'une source d'inflammation ne pourrait se produire à partir d'une défaillance quelconque, d'une défaillance quelconque associée à des conditions de défaillance non détectée ne présentant pas de lien tout à fait direct, et à partir d'un ensemble de défaillances ne présentant pas de conditions tout à fait improbables. Il faut en outre tenir compte des conditions de construction relatives à la variabilité, au vieillissement, à l'usure, à la corrosion et forcément aux dommages.

  2. b) Sauf exceptions prévues à b)(2) et à c) du présent article, aucune exposition à l'inflammabilité moyenne de la flotte concernant les réservoirs de carburant d'un avion ne peut dépasser trois pour cent de la durée d'évaluation de l'exposition à l'inflammabilité (FEET), telle qu'elle est définie à l'appendice N de la présente partie, ou celle d'un réservoir de carburant installé dans l'aile du modèle d'avion évalué, selon la plus grande des deux. Si l'aile n'est pas une aile conventionnelle en aluminium non chauffée, l'analyse doit se fonder sur l'hypothèse faisant appel à un réservoir d'aile conventionnel en aluminium non chauffé équivalent .
    (modifié 2009/05/11)

    1. (1) L'exposition à l'inflammabilité moyenne de la flotte est déterminée conformément à l'appendice N de la présente partie. L'évaluation doit être faite conformément aux méthodes et aux procédures énoncées dans le Fuel Tank Flammability Assessment Method User's Manual en date de mai 2008 portant le numéro de document DOT/FAA/AR–05/8.
      (modifié 2009/05/11)

    2. (2) Tout réservoir de carburant autre qu'un réservoir principal de carburant installé sur un avion doit respecter les critères d'exposition à l'inflammabilité énoncés à l'appendice M de la présente partie, si une partie du réservoir est située à l'intérieur des contours du fuselage.
      (modifié 2009/05/11; version précédente)

    3. (3) Aux fins du présent alinéa,
      (modifié 2009/05/11)

      1. (i) un réservoir d'aile conventionnel en aluminium non chauffé équivalent est un réservoir structural placé dans une aile semi-monocoque en aluminium non chauffée d'un avion subsonique qui est équivalente au niveau du rendement aérodynamique, de la résistance structurale, de la capacité du réservoir de carburant et de la configuration du réservoir à l'aile originalement conçue;
        (modifié 2009/05/11)

      2. (ii) l'exposition à l'inflammabilité moyenne de la flotte est définie à l'appendice N de la présente partie et elle désigne le pourcentage du temps pendant lequel l'espace libre de chaque réservoir de carburant est inflammable, au niveau de la flotte d'un type d'avion utilisé dans la gamme des longueurs de vol;
        (modifié 2009/05/11)

      3. (iii) le réservoir de carburant principal désigne le réservoir de carburant qui alimente directement en carburant un ou plusieurs moteurs et qui conserve en permanence les réserves de carburant obligatoires tout au long de chaque vol.
        (modifié 2009/05/11)

  3. c) Le paragraphe b) du présent article ne s'applique pas à un réservoir de carburant s'il existe des moyens pour atténuer les effets d'une ignition des vapeurs de carburant dans les réservoirs de carburant de manière qu'aucun dommage causé par une ignition ne puisse empêcher de compléter sécuritairement le vol jusqu'à l'atterrissage.
    (modifié 2009/05/11)

  4. d) Le contrôle des limitations relatives à une conception critique de la configuration (CDCCL), les inspections ou toute autre procédure doit être établie, selon le besoin, afin de prévenir toute formation de sources d'ignition à l'intérieur des réservoirs de carburant conformément à a) du présent article afin d'éviter une augmentation de l'exposition à l'inflammabilité des réservoirs au-dessus de celle permise à b) du présent article et prévenir toute diminution du rendement et de la fiabilité de tout moyen fourni conformément aux paragraphes a) ou c) du présent article. Ces CDCCL, inspections et procédures doivent faire partie de la section des limitations de navigabilité comprise dans les instructions pour le maintien de la navigabilité exigées par 525.1529. Des moyens visibles en vue d'identifier les aspects critiques de la conception doivent être placés aux endroits de l'avion où des travaux de maintenance des réparations ou des modifications peuvent compromettre les limitations relatives à une conception critique de la configuration (par exemple, le code de couleur des fils servant à identifier la limitation de séparation). Ces moyens visibles doivent également être identifiés comme étant des CDCCL.
    (modifié 2009/05/11)

Composants du système carburant

525.991 Pompes à carburant
  1. a) Pompes principales. Chaque pompe à carburant nécessaire au fonctionnement correct des moteurs, ou nécessaire pour satisfaire aux exigences de ce sous-chapitre relatives au système de carburant (autres que celles du paragraphe (b) de cette section), est une pompe principale. Pour chaque pompe principale, des dispositions doivent être prises pour permettre la dérivation de chaque pompe volumétrique à carburant autre qu'une pompe d'injection (pompe qui fournit le débit et la pression convenable pour l'injection de carburant lorsque l'injection ne s'effectue pas dans un carburateur), approuvée comme partie du moteur.

  2. b) Pompes de secours. Il doit y avoir des pompes de secours ou une autre pompe principale pour alimenter chaque moteur immédiatement après la défaillance d'une pompe d'injection de carburant approuvée comme une partie du moteur).

525.993 Canalisations et raccords du système de carburant
  1. a) Chaque canalisation de carburant doit être installée et soutenue pour empêcher les vibrations excessives et pour résister aux charges 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) Les tuyauteries souples doivent être approuvées ou doivent faire la preuve de leur 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.

  6. f) Chaque canalisation de carburant à l'intérieur du fuselage doit être conçue et installée de façon à permettre un degré raisonnable de déformation et d'allongement, sans fuites.

525.994 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 résulter d'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.

525.995 Robinets de carburant

En plus des exigences de la 525.1189 relatives aux moyens d'isolement, chaque robinet de carburant doit :

  1. a) (Réservé)

  2. b) Être soutenu de façon qu'aucune charge résultant de son utilisation ou des conditions de vol accéléré ne soit transmise aux canalisations fixées au robinet.

525.997 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 du dispositif de dosage de carburant, soit d'une pompe volumétrique entraînée par moteur, celui des deux qui est le plus proche de la sortie du réservoir de carburant. Cette crépine ou ce filtre à carburant doit :

  1. a) Être accessible pour vidange et nettoyage, et doit incorporer un tamis ou élément qui est facilement démontable;

  2. b) Avoir un collecteur de dépôts et un drain, excepté qu'il n'est pas nécessaire d'avoir un drain si la crépine ou le filtre est facilement démontable à des fins de vidange.

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

  4. d) Avoir la capacité (en ce qui concerne les limitations opérationnelles établies pour le moteur) convenable pour assurer que le fonctionnement du circuit carburant moteur n'est pas altéré, le carburant étant contaminé à un degré (en ce qui concerne la taille et la densité des particules) plus élevé que celui établi pour le moteur dans le chapitre 533 de ce manuel.

525.999 Purgeurs du système de carburant
  1. a) Le drainage du système de carburant doit être effectué par l'emploi des purgeurs de crépine et de puisards des réservoirs de carburant.

  2. b) Chaque purgeur exigé par le paragraphe (a) de cette section doit :

    1. (1) Assurer un écoulement sans mouiller aucune partie de l'avion;

    2. (2) Comporter un dispositif manuel ou automatique de verrouillage efficace en position fermée; et

    3. (3) Comporter un robinet de purge :

      1. (i) Qui soit facilement accessible et qui peut être aisément ouvert et fermé; et

      2. (ii) Qui est situé ou protégé de façon à éviter une perte de carburant en cas d'atterrissage train rentré.

525.1001 Système de vidange en vol du carburant
  1. a) Un système de vidange du carburant doit être monté sur chaque avion à moins qu'il ne soit démontré qu'un avion satisfait aux conditions de montée prévues aux paragraphes 525.119 et 525.121 (d) à la masse maximale au décollage, moins la masse réelle ou calculée du carburant nécessaire pour un vol de 15 minutes comportant un décollage, une remise des gaz en approche avec retour en circuit et un atterrissage sur l'aérodrome de départ, l'avion ayant une configuration, une vites se, une puissance et une poussée identiques à celles qu'il a fallu pour satisfaire aux conditions applicables de décollage, d'approche et de montée en configuration d'atterrissage prévues dans ce chapitre.

  2. b) Si un système de vidange du carburant est exigé, il doit pouvoir larguer suffisamment de carburant en 15 minutes, en commençant à la masse indiquée à l'alinéa (a) du présent article, pour permettre à l'avion de satisfaire aux conditions de montée des paragraphes 525.119 et 525.121(d), en supposant que le carburant est largué dans les conditions, sauf en ce qui concerne la masse, considérées comme les moins favorables au cours des essais en vol et prescrites comme telles à l'alinéa (c) du présent article.

  3. c) La vidange de carburant doit faire l'objet d'une démonstration commençant à la masse maximale au décollage, volets et atterrisseur rentrés et :

    1. (1) En plané moteurs réduits à fond à 1,3 de VSR1;
      (modifié 2003/11/10)

    2. (2) En montée à la meilleure vitesse verticale de montée avec un moteur hors de fonctionnement, avec le moteur critique hors de fonctionnement et les autres moteurs à la puissance maximale continue; et

    3. (3) Mise en palier à 1,3 VSR1; si les résultats des essais dans les conditions spécifiées aux alinéas c)(1) et (2) du présent article montrent que cette situation pourrait être critique.
      (modifié 2003/11/10)

  4. d) Au cours des essais en vol prescrits à l'alinéa (c) du présent article, il doit être démontré que :

    1. (1) Le système de vidange du carburant et son mode de fonctionnement sont exempts de risques d'incendie;

    2. (2) Le carburant se vide à bonne distance de toute partie de l'avion;

    3. (3) Le carburant ou ses émanations ne pénètrent dans aucune partie de l'avion; et

    4. (4) Le fait de vidanger n'affecte pas défavorablement la manoeuvrabilité de l'avion.

  5. e) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, des moyens doivent être prévus pour empêcher de vidanger en vol le carburant des réservoirs utilisés pour le décollage et l'atterrissage, en dessous d'un niveau de carburant permettant un vol de 45 minutes à 75% de la puissance maximale continue. Cependant, s'il existe une commande auxiliaire indépendante de la commande principale de vidange, le système peut être conçu de façon à vidanger le carburant restant au moyen de la commande auxiliaire de vidange.

  6. f) Pour les avions propulsés par turbomachines, des moyens doivent être prévus pour empêcher de vidanger en vol le carburant des réservoirs utilisés pour le décollage et l'atterrissage, en dessous d'un 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. Cependant, s'il existe une commande auxiliaire indépendante de la commande principale de vidange, le système peut être conçu de façon à vidanger le carburant restant au moyen de la commande auxiliaire de vidange.

  7. g) Le robinet de vidange en vol doit être conçu de façon à permettre au personnel navigant de le fermer, au cours de n'importe quelle phase de l'opération de vidange.

  8. h) À moins de montrer que l'utilisation de moyens quelconques (y compris 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, à côté de la commande de vidange en vol, une plaquette indicatrice pour prévenir les membres de l'équipage de vol de ne pas vidanger le carburant en vol, alors que les moyens qui modifient l'écoulement de l'air sont utilisés.

  9. i) 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.

Système d'huile

525.1011 Généralités
  1. a) 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.

  2. b) La capacité d'huile utilisable ne doit pas être inférieure à une valeur correspondant au produit de l'autonomie de l'avion dans les conditions d'utilisation critiques, par la consommation d'huile maximale admissible approuvée du moteur, dans les mêmes conditions, majoré d'une marge convenable pour assurer la circulation dans le système. À la place d'une analyse rationnelle de la distance franchissable de l'avion, dans le but de calculer les besoins en huile des avions propulsés par moteurs à pistons, les rapports carburant/huile suivants peuvent être utilisés :

    1. (1) Pour les avions sans système d'huile de réserve ou système de transfert d'huile, un rapport carburant/huile de 30 à 1 en volume.

    2. (2) Pour les avions avec système d'huile de réserve ou système de transfert d'huile, un rapport carburant/huile de 40 à 1 en volume.

  3. c) Des rapports carburant/huile supérieurs à ceux prescrits aux paragraphes (b)(1) et (2) de cette section, peuvent être utilisés s'ils sont justifiés par des données sur la consommation réelle en huile du moteur.

525.1013 Réservoirs d'huile
  1. a) Installation. Chaque installation de réservoir d'huile doit satisfaire aux exigences du 525.967.

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

    1. (1) Chaque réservoir d'huile utilisé avec un moteur à pistons doit comporter 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 doit comporter un volume d'expansion non inférieur à 10% de la capacité du réservoir.

    2. (2) Chaque réservoir d'huile de réserve non relié directement à un moteur quelconque peut avoir un volume d'expansion non inférieur à 2% de la capacité du réservoir.

    3. (3) Il doit être impossible de remplir le volume d'expansion accidentellement lorsque l'avion est à l'assiette normale au sol.

  3. c) Raccord de remplissage. Chaque raccord de remplissage encastré de réservoir d'huile pouvant retenir une quantité appréciable d'huile, doit avoir un drain assurant un écoulement de cette huile dégagé de toute partie de l'avion. De plus chaque bouchon de remplissage de réservoir d'huile doit assurer une étanchéité à l'huile.

  4. d) Mise à l'air libre. Les réservoirs d'huile doivent être mis à l'air libre de la façon suivante :

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

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

  5. e) Sortie. Il doit y avoir des moyens pour empêcher l'entrée dans le réservoir lui-même, ou dans l'orifice de sortie du réservoir, de tout objet qui pourrait obstruer le passage d'écoulement d'huile dans le système. Aucun orifice de sortie de réservoir d'huile ne doit être fermé par un tamis ou une protection qui réduirait le débit d'huile en dessous d'une valeur de sécurité, à toute température de fonctionnement. Il doit y avoir un robinet d'isolement à la sortie de chaque réservoir d'huile utilisé avec un moteur à turbine, à moins que la portion externe du système d'huile (y compris les supports de réservoir d'huile) soit à l'épreuve du feu.

  6. f) Réservoirs souples d'huile. Chaque réservoir souple d'huile doit être approuvé ou doit montrer son aptitude à l'emploi particulier.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1015 Essais des réservoirs d'huile

Chaque réservoir d'huile doit être conçu et installé de façon à :

  1. a) Supporter sans rupture, chacune des charges de vibrations, d'inertie et de pressions dues aux liquides, auxquelles il peut être soumis en utilisation; et

  2. b) Satisfaire aux dispositions du 525.965 excepté que :

    1. (1) La pression d'essai :

      1. (i) Pour des réservoirs pressurisés utilisés avec un moteur à turbine, ne doit pas être inférieure à 5 lb/po2 (344 mb) plus la pression maximale d'utilisation du réservoir au lieu de la pression spécifiée au 525.965(a); et

      2. (ii) Pour tous les autres réservoirs, ne doit pas être inférieure à 5 lb/po2 (344 mb) au lieu de la pression spécifiée au 525.965(a); et

    2. (2) Le liquide d'essai doit être de l'huile à une température de 250°F (121°C) au lieu du liquide spécifié au 525.965 (c).

525.1017 Canalisations d'huile et raccords
  1. a) Chaque canalisation d'huile doit satisfaire aux exigences de la 525.993, et chaque canalisation et chaque raccord d'huile situés dans une zone quelconque classée zone de feu doivent être conformes aux exigences de la 525.1183.

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

    1. (1) La vapeur d'eau condensée qui pourrait geler et colmater la canalisation ne puisse s'accumuler en aucun point;

    2. (2) La décharge du reniflard ne constitue pas un risque d'incendie si une émulsion se produit ou provoque une projection de l'huile évacuée contre le pare-brise du pilote; et

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

525.1019 Crépine ou filtre à huile
  1. a) Chaque installation de moteur à turbine doit incorporer une crépine ou un filtre à huile par lequel toute l'huile du moteur s'écoule, et qui satisfait aux exigences suivantes :

    1. (1) Chaque crépine ou filtre à huile qui comporte un circuit de dérivation, doit être construit et installé de façon que l'huile s'écoule à un débit normal dans le reste du système, la crépine ou le filtre étant complètement obstrué.

    2. (2) La crépine ou le filtre à huile doit avoir la capacité (en ce qui concerne les limites opérationnelles établies pour le moteur) convenable pour assurer que le fonctionnement du circuit d'huile moteur n'est pas altéré, lorsque l'huile est contaminée à un degré (en ce qui concerne la taille et la densité des particules) plus élevé que celui établi pour le moteur selon le chapitre 533 de ce manuel.

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

    4. (4) Le circuit de dérivation d'une crépine ou d'un filtre doit être construit et installé de façon que la libération d'agents polluants recueillis soit minimisée par l'emplacement approprié du circuit de dérivation pour garantir que les agents polluants recueillis ne sont pas dans le trajet d'écoulement du circuit de dérivation.

    5. (5) Une crépine ou un filtre à huile qui ne comporte pas de circuit de dérivation, sauf un qui est installé à la sortie du réservoir d'huile, doit comporter un moyen de le raccorder au système avertisseur exigé au 525.1305(c)(7).

  2. b) Chaque crépine ou filtre à huile dans une installation de groupe propulseur utilisant des moteurs à pistons, doit être construit et installé de façon que l'huile s'écoule au débit normal dans le reste du système, la crépine ou le filtre étant complètement obstrué.

525.1021 Purges du circuit de graissage

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; et

  2. b) être pourvu de moyens manuels ou automatiques de verrouillage irréversible en position fermée.

525.1023 Radiateurs d'huile
  1. a) Chaque radiateur d'huile doit être capable de résister sans rupture à toutes charges dues aux vibrations, à l'inertie et à la pression de l'huile, auxquelles il peut être soumis en utilisation.

  2. b) Chaque conduite d'air des radiateurs d'huile doit être située de façon qu'en cas d'incendie, les flammes sortant des ouvertures normales du fuseau moteur ne puissent pas atteindre directement le radiateur.

525.1025 Robinets d'huile
  1. a) Chaque dispositif d'isolement d'huile doit satisfaire aux exigences de la 525.1189.

  2. b) La fermeture du dispositif d'isolement d'huile ne doit pas empêcher la mise en drapeau de l'hélice.

  3. c) Chaque robinet d'huile doit comporter des butées efficaces ou des aménagements par repères convenables dans les positions "ouvert" et "fermé" et doit être soutenu de façon qu'aucune charge résultant de son utilisation ou des conditions de vol accéléré ne soit transmise aux canalisations reliées à ce robinet.

525.1027 Système de mise en drapeau de l'hélice
  1. a) Si le système de mise en drapeau de l'hélice dépend de l'huile moteur, il doit y avoir des moyens pour retenir une quantité d'huile dans le réservoir si l'alimentation s'épuise par suite de la défaillance d'une partie quelconque du système de graissage autre que le réservoir lui-même.

  2. b) La quantité d'huile retenue doit être suffisante pour effectuer l'opération de 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 doit être montrée. Ceci peut être fait au sol en utilisant une source auxiliaire d'huile pour le graissage du moteur pendant son fonctionnement.

  4. d) Une disposition doit être prise pour empêcher la boue ou tout autre corps étranger d'affecter la sécurité de fonctionnement du système de mise en drapeau de l'hélice.

Refroidissement

525.1041 Généralités

Les aménagements pour le refroidissement de l'installation motrice et du groupe auxiliaire de puissance doivent être aptes à maintenir les températures des composants de l'unité motrice, des fluides de moteurs, et des composants et fluides du groupe auxiliaire de puissance à l'intérieur des limites de température établies pour ces composants et ces fluides, dans les conditions d'utilisation au sol, à flot et en vol, ainsi qu'après l'arrêt normal des moteurs ou du groupe auxiliaire de puissance, ou des moteurs et du groupe auxiliaire de puissance.

525.1043 Essais de refroidissement
  1. a) Généralités. La conformité à la 525.1041 doit être montrée par des essais dans les conditions critiques d'utilisation au sol, à flot et en vol. Pour ces essais, ce qui suit s'applique :

    1. (1) Si les essais sont effectués dans des conditions s'écartant de la température atmosphérique ambiante maximale, les températures relevées sur l'installation motrice doivent être corrigées conformément aux paragraphes (c) et (d) de cette section.

    2. (2) Aucune température corrigée déterminée conformément au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe ne doit excéder les limites établies.

    3. (3) Pour les moteurs à pistons, le carburant utilisé durant les essais de refroidissement doit avoir l'indice d'octane minimal approuvé pour les moteurs, et les réglages de richesse doivent être ceux utilisés normalement dans les phases de vol pour lesquelles les essais de refroidissement sont effectués. Les procédures d'essais doivent être comme prescrit en 525.1045.

  2. b) Température atmosphérique ambiante maximale. Une température atmosphérique ambiante maximale correspondant aux conditions au niveau de la mer d'au moins 100°F (37,8°C) doit être établie. Le taux supposé de diminution de la température est de 3,6°F par mille pieds (6,5°C par 1000 mètres) d'altitude au-dessus du niveau de la mer, jusqu'à atteindre une température de -69,7°F (-56,5°C) altitude au-dessus de laquelle la température est supposée rester constante à -69,7°F (-56,5°C). Cependant, pour les installations pour climat hivernal, le postulant peut choisir une température atmosphérique ambiante maximale correspondant aux conditions au niveau de la mer inférieures à 100°F (37,8°C).

  3. c) Facteur de correction (sauf pour les fûts de cylindre). À moins de pouvoir appliquer une correction plus rationnelle, les températures des fluides de moteurs et des composants des unités motrices (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 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 des fûts de cylindre. À moins de pouvoir appliquer une correction plus rationnelle, les températures de fûts de cylindre doivent être corrigées en leur ajoutant 0,7 fois la différence entre la température atmosphérique ambiante maximale et la température de l'air ambiant au moment de la première apparition de la température maximale de fût de cylindre, enregistrée pendant l'essai de refroidissement.

525.1045 Procédures d'essai de refroidissement
  1. a) La conformité à la 525.1041 doit être montrée pour les phases de vol : décollage, montée, croisière et atterrissage, qui correspondent aux exigences de performance applicables. Les essais de refroidissement doivent être effectués dans les configurations et conditions d'utilisation de l'avion qui sont critiques du point de vue refroidissement, pendant chaque phase de vol. Pour les essais de refroidissement, une température est "stabilisée" lorsque son taux de variation est inférieur à 2°F (1°C) par minute.

  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 liquides 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 liquides de moteurs se stabilisent;

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

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

  4. d) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, il peut être admis pour des raisons d'essais de refroidissement que la phase de vol : décollage est achevée lorsque l'avion atteint une altitude de 1 500 pieds (450 m) au-dessus de la surface de décollage, ou atteint un point du décollage où le passage de la configuration de décollage à la configuration en route est achevé et qu'il atteint une vitesse à laquelle la conformité au 525.121(c) est montrée selon le point qui se situe à l'altitude la plus élevée. L'avion doit être dans la configuration suivante :

    1. (1) Train d'atterrissage rentré.

    2. (2) Volets hypersustentateurs au braquage le plus favorable.

    3. (3) Volets de capot (ou un autre moyen de régler le refroidissement du moteur) dans la position qui donne un refroidissement suffisant par temps chaud.

    4. (4) Le moteur critique hors de fonctionnement et son hélice arrêtée.

    5. (5) Les autres moteurs à la puissance maximale continue disponible à l'altitude considérée.

  5. e) Pour les hydravions et les amphibies à coque, le refroidissement doit être montré pendant l'évolution à flot vent arrière, pendant 10 minutes à une vitesse supérieure de 5 noeuds (10 km/h) à la vitesse d'hydroplanage sur le redan.

Système d'admission

525.1091 Admission d'air
  1. a) Le système d'admission d'air pour chaque moteur et groupe auxiliaire de puissance doit fournir :

    1. (1) L'air nécessaire à ce moteur et à ce groupe auxiliaire de puissance dans chaque condition d'utilisation pour laquelle la certification est demandée; et

    2. (2) L'air pour assurer le dosage correct du carburant et la répartition du mélange, avec les papillons du système d'admission dans n'importe quelle position.

  2. b) Chaque moteur à pistons doit posséder une source d'air de remplacement qui interdise l'entrée de pluie, de glace ou de tout autre corps étranger.

  3. c) Les entrées d'air ne doivent pas déboucher dans le capotage à moins que :

    1. (1) La partie correspondante du capotage soit isolée du compartiment des accessoires du moteur au moyen d'une cloison à l'épreuve du feu; ou que

    2. (2) Pour les moteurs à pistons, des moyens existent pour empêcher l'apparition de retours de flammes.

  4. d) Pour les avions propulsés par turbomachines et les avions comportant des groupes auxiliaires de puissance :

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

    2. (2) L'avion doit être conçu pour empêcher l'eau ou la neige fondante se trouvant sur la piste, les voies de circulation ou les autres aires de manoeuvre de l'aéroport, d'être projetées en quantités dangereuses dans les conduits d'admission d'air du moteur ou du groupe auxiliaire de puissance et les conduits d'admission d'air doivent être situés ou protégés de manière à rendre minimale l'ingestion de corps étrangers durant le décollage, l'atterrissage et la circulation au sol.

  5. e) Si le système d'admission du moteur contient des parties ou des composants qui pourraient être endommagés par des objets étrangers entrant dans la prise d'air, il doit être montré par des essais ou, si c'est approprié, par l'analyse que la conception du système d'admission peut résister aux conditions d'essais d'ingestion d'objets étrangers des articles 533.76, 533.77 et de l'alinéa 533.78a)(1) du présent manuel sans défaillance des parties ou des composants qui pourrait créer un danger.
    (modifié 2001/03/05)

525.1093 Dispositions pour le dégivrage et l'antigivrage du système d'admission
  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), chaque avion équipé de moteurs suralimentés utilisant :

    1. (1) Des carburateurs classiques à venturi, dispose d'un préchauffage capable d'élever la température de 120°F (67°C) lorsque le moteur fonctionne à 60% de sa puissance maximale continue; ou

    2. (2) Des carburateurs tendant à diminuer la probabilité de formation de givre, dispose d'un préchauffage capable de fournir une élévation de température de 100°F (55°C) lorsque le moteur fonctionne à 60% de sa puissance maximale continue.

  2. b) Turbomachines.

    1. (1) Chaque turbomachine et son système d'admission d'air doit fonctionner dans toute la plage de puissance de vol du moteur (ralenti compris), sans l'accumulation de glace sur les composants du moteur, du système d'admission ou sur des éléments de la cellule, qui affecterait de façon nuisible le fonctionnement du moteur ou causerait une perte sérieuse de puissance ou de poussée :

      1. (i) Dans les conditions de givrage spécifiées dans l'appendice C; et

      2. (ii) Dans des chutes de neige ou des chasse-neige élevées, sous réserve des limites fixées pour l'exploitation de l'avion dans de telles conditions.

    2. (2) Chaque turbomachine doit fonctionner au ralenti pendant 30 minutes au sol, avec le prélèvement d'air disponible pour la protection contre le givrage du moteur à sa condition critique sans effet défavorable, dans une atmosphère qui est à une température comprise entre 15° et 30°F (entre -9° et -1°C) et qui a une teneur en eau liquide non inférieur à 0,3 gramme par mètre cube sous forme de gouttes ayant un diamètre moyen effectif inférieur à 20 microns, suivi par un fonctionne ment momentané à la puissance ou à la poussée de décollage. Pendant 30 minutes de fonctionnement au ralenti, le moteur doit être périodiquement accéléré à une puissance ou une poussée modérée d'une manière acceptable au Ministre.

  3. c) Moteurs à pistons équipés d'un compresseur. Pour chaque moteur ayant un compresseur pour pressuriser l'air avant d'être admis dans le carburateur, l'élévation de température de l'air provoquée par cette compression à toute altitude peut être admise pour déterminer la conformité au paragraphe (a) de cette section si l'élévation de température utilisée est celle qui sera disponible, automatiquement, pour la condition applicable de fonctionnement et d'altitude du fait de la compression.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1101 Conception du préchauffeur d'air du carburateur

Chaque préchauffeur d'air du carburateur doit être conçu et réalisé, pour :

  1. a) Assurer la ventilation du préchauffeur lorsque le moteur est utilisé en air froid;

  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.

525.1103 Conduits du système d'admission et systèmes de conduits d'air
  1. a) Chaque conduit du système d'admission situé en amont du premier étage du compresseur du moteur et du compresseur du groupe auxiliaire de puissance doit comporter un drain pour empêcher l'accumulation dangereuse de carburant et d'humidité lorsque l'avion est à l'assiette au sol. Aucun drain ne doit évacuer en un endroit où il pourrait provoquer un risque de feu.

  2. b) Chaque conduit du système d'admission doit être :

    1. (1) Assez résistant pour empêcher des défaillances du système d'admission, résultant des conditions normales de retours de flammes; et

    2. (2) Résistant au feu s'il est dans toute zone de feu pour laquelle un système d'extinction de feu est exigé, excepté que les conduits pour les groupes auxiliaires de puissance doivent être à l'épreuve du feu à l'intérieur de la zone de feu du groupe auxiliaire de puissance.

  3. c) Chaque conduit relié à des composants entre lesquels un mouvement relatif pourrait exister, doit comporter les moyens d'assurer leur flexibilité.

  4. d) Pour les systèmes de conduits de prélèvement d'air des moteurs à turbine et des groupes auxiliaires de puissance, aucun danger ne doit résulter si la défaillance d'un conduit se produit en un point quelconque entre l'origine du conduit d'air et l'élément de l'avion desservi par l'air.

  5. e) Chaque conduit du système d'admission de groupe auxiliaire de puissance doit être à l'épreuve du feu sur une distance suffisante en amont du compartiment du groupe auxiliaire de puissance, pour empêcher les retours de gaz chauds de brûler dans les conduits du groupe auxiliaire de puissance et de pénétrer dans tout autre compartiment ou zone de l'avion où serait créé un danger résultant de l'entrée de gaz chauds. Les matériaux utilisés pour former le reste du conduit du système d'admission et la chambre de tranquillisation du groupe auxiliaire de puissance doivent être capables de résister aux conditions de chaleur maximale susceptibles de se produire.

  6. f) Chaque conduit du système d'admission de groupe auxiliaire de puissance doit être construit de matériaux qui n'absorberont ni ne retiendront de quantités dangereuses de fluides inflammables qui pourraient s'enflammer dans le cas de pompage ou d'inversion de débit.

525.1105 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;

  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 de pouvoir être dégivrée à l'aide d'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.

525.1107 Refroidisseurs intermédiaires et refroidisseurs aval

Chaque refroidisseur intermédiaire et refroidisseur aval doit être capable de supporter les charges dues aux vibrations, à l'inertie et à la pression d'air auxquelles il serait soumis en utilisation.

Système d'échappement

525.1121 Généralités

Pour les installations d'unités motrices et de groupes auxiliaires de puissance, ce qui suit s'applique :

  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 les compartiments réservés au personnel. Aux fins d'essais, toute méthode acceptable de détection d'oxyde de carbone peut être utilisée pour montrer l'absence d'oxyde de carbone.

  2. b) Chaque partie du système d'échappement comportant une surface suffisamment chaude pour enflammer des fluides ou des vapeurs inflammables doit être située, ou protégée par un écran, de telle sorte qu'une fuite provenant de tout système assurant la circulation de fluides ou de vapeurs inflammables, ne se traduira pas par un feu causé par le contact des fluides ou des vapeurs sur une partie quelconque du système d'échappement, y compris les écrans de protection du système d'échappement.

  3. c) Chaque composant que les gaz d'échappement chauds pourraient atteindre ou qui pourrait être soumis aux températures élevées des pièces du système d'échappement, doit être à l'épreuve du feu. Tous les composants du système d'échappement doivent être isolés par des boucliers à l'épreuve du feu des parties adjacentes de l'avion situées à l'extérieur des compartiments moteur et de groupe auxiliaire de puissance.

  4. d) Aucun gaz d'échappement ne doit être évacué de façon à constituer un risque de feu, par rapport à la mise à l'air libre ou au drainage d'un fluide inflammable quelconque.

  5. e) Aucun gaz d'échappement ne doit être évacué en un lieu où la lueur éblouissante qu'il provoque, affecterait sérieusement la vision du pilote, la nuit.

  6. f) Chaque composant du système d'échappement doit être ventilé de façon à interdire toute température ponctuelle excessivement élevée.

  7. g) Chaque carénage d'échappement doit être ventilé ou isolé pour éviter qu'en utilisation normale, la température soit suffisamment haute pour enflammer tout fluide ou vapeur inflammable extérieur au carénage.

525.1123 Tuyauteries d'échappement

Pour les installations des groupe propulseurs et de groupes auxiliaires de puissance, ce qui suit s'applique :

  1. a) Les pipes d'échappement doivent être du type résistant à la chaleur et à la corrosion, et doivent comporter des aménagements pour éviter toute rupture par la dilatation due aux températures d'utilisation;

  2. b) Les pipes doivent être soutenues, pour supporter toutes charges dues aux vibrations et à l'inertie auxquelles elles pourraient être soumises en utilisation; et

  3. c) Les pipes reliées aux composants entre lesquels un mouvement relatif pourrait exister, doivent comporter un moyen d'assurer leur flexibilité.

525.1125 Échangeurs de chaleur sur l'échappement

Pour les avions propulsés par moteurs à pistons, les exigences suivantes s'appliquent :

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

    1. (1) Chaque échangeur doit être apte à un fonctionnement continu 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;

    3. (3) Chaque échangeur doit comporter des aménagements de refroidissement chaque fois qu'il est soumis au contact des gaz d'échappement; et

    4. (4) Aucun échangeur de chaleur sur l'échappement ou manchon ne doit comporter des zones de stagnation ou de retenue de liquides susceptibles d'augmenter le risque d'inflammation des liquides ou vapeurs inflammables qui pourraient s'y trouver en cas de rupture ou de mauvais fonctionnement des composants transportant des liquides inflammables.

  2. b) Si un échangeur de chaleur sur l'échappement est utilisé pour réchauffer l'air de ventilation :

    1. (1) Il doit y avoir un échangeur de chaleur secondaire entre l'échangeur de chaleur primaire par gaz d'échappement et le système d'air de ventilation; ou

    2. (2) D'autres moyens doivent être utilisés pour éviter la pollution dangereuse de l'air de ventilation.

525.1127 Turbocompresseurs entraînés par les gaz d'échappement
  1. a) Chaque turbocompresseur entraîné par les gaz d'échappement doit être approuvé ou doit montrer qu'il est apte à son emploi particulier. Il doit être installé et soutenu pour assurer un fonctionnement sans danger entre les inspections et révisions normales. De plus, il doit y avoir des aménagements pour permettre la dilatation et la flexibilité entre les conduits d'échappement et la turbine.

  2. b) Il doit y avoir des aménagements pour lubrifier la turbine et pour refroidir les parties de la turbine dont les températures sont critiques.

  3. c) Si le système normal de commande du turbocompresseur fonctionne anormalement, la vitesse de rotation de la turbine ne doit pas dépasser la valeur maximale admissible. L'exception des composants actionnant la vanne de décharge, les composants prévus pour satisfaire cette exigence doivent être indépendants des commandes normales du turbocompresseur.

Commandes et accessoires des unités motrices

525.1141 Commandes des unités motrices : généralités

Chaque commande d'unité motrice doit être située, agencée et conçue conformément aux articles 525.777 à 525.781 et marquée conformément à 525.1555.  De plus, elle doit satisfaire aux exigences suivantes :
(modifié 2005/06/03)

  1. a) Chaque commande doit être située de manière qu'elle ne puisse pas être manoeuvrée accidentellement par des personnes entrant dans le poste d'équipage, en sortant, ou s'y déplaçant normalement.

  2. b) Chaque commande flexible doit être approuvée ou il doit avoir été démontré qu'elle convient à l'utilisation particulière.
    (modifié 2005/06/03)

  3. c) Chaque commande doit avoir une résistance et une rigidité suffisante pour supporter les charges en utilisation sans rupture ni déformation excessive.

  4. d) Chaque commande doit être capable de se maintenir à n'importe quelle position sans exiger une attention constante de la part des membres de l'équipage de vol, et sans glissements dus aux charges de la commande ou aux vibrations.

  5. e) La partie de chaque commande de groupe motopropulseur située dans une zone à risque de feu, dont le fonctionnement est nécessaire en cas d'incendie, doit être au moins résistant au feu.
    (modifié 2005/06/03)

  6. f) Pour les commandes de robinets des installations motrices situées dans le poste de pilotage, il doit y avoir un moyen permettant :
    (modifié 2005/06/03)

    1. (1) À l'équipage de conduite de choisir la position ou la fonction voulue du robinet; et
      (modifié 2005/06/03)

    2. (2) D'indiquer à l'équipage de conduite :
      (modifié 2005/06/03)

      1. (i) La position ou la fonction choisie du robinet; et
        (modifié 2005/06/03)

      2. (ii) Que le robinet ne s'est pas mis dans la position ou dans la fonction choisie.
        (modifié 2005/06/03)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1142 Commandes de groupe auxiliaire de puissance

Des moyens doivent être prévus au poste de pilotage pour le démarrage, l'arrêt et la coupure d'urgence de chaque groupe auxiliaire de puissance monté sur l'avion.

525.1143 Commandes des moteurs
  1. a) Il doit y avoir une commande indépendante de puissance ou de poussée pour chaque moteur.

  2. b) Les commandes de puissance et de poussée doivent être disposées de façon à permettre :

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

    2. (2) La commande simultanée de tous les moteurs.

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

  4. d) 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.

  5. e) Si une commande de puissance ou de poussée comporte un dispositif d'arrêt de carburant, la commande doit posséder un moyen pour empêcher le mouvement accidentel de la commande vers la position d'arrêt. Le moyen doit :

    1. (1) Comporter 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.

525.1145 Interrupteurs d'allumage
  1. a) Des interrupteurs d'allumage doivent commander chaque circuit d'allumage moteur sur chaque moteur.

  2. b) Il doit y avoir des moyens pour couper rapidement tout l'allumage 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 empêcher sa manoeuvre par inadvertance.

525.1147 Commandes de richesse du mélange
  1. a) S'il existe des commandes de richesse, chaque moteur doit posséder une commande séparée. Les commandes doivent être groupées et disposées de façon à permettre :

    1. (1) La commande séparée de chaque moteur; et :

    2. (2) La commande simultanée de tous les moteurs.

  2. b) Chaque positon intermédiaire des commandes de richesse qui correspond à un réglage d'utilisation normale, doit être identifiable à la vue et au toucher.

  3. c) Les commandes de richesse doivent être accessibles aux deux pilotes. Toutefois, s'il existe un poste mécanicien navigant séparé avec tableau de commande, les commandes peuvent n'être accessibles qu'au mécanicien navigant.

525.1149 Commandes de vitesse et de pas des hélices
  1. a) Il doit y avoir une commande séparée de vitesse et de pas pour chaque hélice.

  2. b) Les commandes doivent être groupées et disposées de façon à permettre :

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

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

  3. c) Les commandes doivent permettre la synchronisation de toutes les hélices.

  4. d) Les commandes de vitesse et de pas des hélices doivent être situées à droite des manettes des gaz du pilote, et au moins à 1 pouce (25 mm) en dessous.

525.1153 Commandes de mise en drapeau des hélices
  1. a) Il doit y avoir une commande séparée de mise en drapeau pour chaque hélice. La commande doit être munie d'un moyen pour empêcher sa manoeuvre accidentelle.

  2. b) Si la mise en drapeau est réalisée par mouvement du levier de commande de pas ou de vitesse de l'hélice, il doit y avoir un moyen pour empêcher le mouvement accidentel de ce levier sur la position drapeau, pendant le fonctionnement normal.

525.1155 Réglages de poussée inverse et de pas d'hélice
au-dessous du régime de vol

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).

525.1157 Commandes de température d'air au carburateur

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

525.1159 Commandes des compresseurs

Chaque commande de compresseur doit être accessible aux pilotes, ou s'il existe un poste séparé de mécanicien navigant, pourvu d'un tableau de commande, accessible au mécanicien navigant.

525.1161 Commandes du système de vidange en vol du carburant

Chaque commande du système de vidange en vol du carburant doit être munie de sécurités pour empêcher sa manoeuvre accidentelle. Aucune commande ne doit être à proximité d'une commande d'extincteur de feu ou de toute autre commande utilisée pour combattre un feu.

525.1163 Accessoires d'installation motrice
  1. a) Tout accessoire monté sur le moteur doit :

    1. (1) Être homologué pour le montage sur le moteur dont il s'agit;

    2. (2) Utiliser les moyens prévus de montage sur le moteur; et

    3. (3) Être rendu étanche de manière à empêcher la contamination du circuit de graissage du moteur et 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) Si la rotation continue d'un compresseur de cabine entraîné par le moteur ou de tout accessoire extérieur entraîné par le moteur constitue un danger en cas de mauvais fonctionnement, il doit y avoir des moyens pour empêcher leur rotation, sans gêner la poursuite du fonctionnement du moteur.

525.1165 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) Les fils de masse de la magnéto (pour des circuits d'allumage séparés) qui se trouvent du côté moteur de la tôle pare-feu, doivent être situés ou protégés de façon à réduire au maximum la probabilité de rupture simultanée de deux fils ou plus par suite d'une détérioration mécanique, de défaillance électrique, ou de toute autre cause.

  5. e) Aucun fil de masse d'un moteur quelconque ne doit être acheminé au travers d'une zone de feu d'un autre moteur, à moins que chaque partie de ce fil situé à l'intérieur de cette zone, soit à l'épreuve du feu.

  6. f) Chaque système d'allumage doit être indépendant de tout circuit électrique non utilisé pour aider, commander ou analyser le fonctionnement de ce système.

  7. g) Il doit y avoir des moyens pour avertir les membres appropriés de l'équipage de vol lorsque le mauvais fonctionnement d'une partie quelconque du système électrique provoque une décharge continuelle de toute batterie nécessaire à l'allumage des moteurs.

  8. h) Chaque circuit d'allumage d'un avion à propulsion par turbine doit être considéré comme une charge électrique essentielle.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1167 Relais d'accessoires

Pour les avions équipés d'un relais d'accessoires qui n'est pas certifié en tant que partie d'un moteur :

  1. a) Le moteur, équipé du relais d'accessoires et des transmissions et arbres de liaison, doit être soumis aux essais spécifiés au 533.49 ou 533.87 de ce manuel, suivant le cas;

  2. b) Le relais d'accessoires doit satisfaire aux exigences des 533.25 et 533.53 ou 533.91 de ce manuel suivant le cas; et

  3. c) Des défauts éventuels d'alignement et des charges de couple de l'ensemble relais d'accessoires, transmissions et arbres susceptibles de résulter des conditions normales d'utilisation doivent être évalués.

Protection de l'installation motrice contre l'incendie

525.1181 Zones appelées zones de feu; régions incluses
  1. a) Les zones appelées zones de feu sont :

    1. (1) Le compartiment moteur;

    2. (2) Le compartiment des accessoires moteur;

    3. (3) Sauf pour les moteurs à pistons, tout compartiment complet de l'unité motrice dans lequel aucun isolement n'est prévu entre le compartiment moteur et le compartiment des accessoires moteur;

    4. (4) Tout compartiment de groupe auxiliaire;

    5. (5) Tout réchauffeur à combustion de carburant et autre installation d'équipements à combustion décrits dans la 525.859;

    6. (6) Les compartiments du compresseur et des accessoires des turbomachines; et

    7. (7) Les compartiments des chambres de combustion, de la turbine et de la tuyère d'éjection des installations de turbomachines qui comportent des canalisations ou des composants transportant des liquides ou des gaz inflammables.

  2. b) Chaque zone appelée zone de feu doit satisfaire aux exigences de 525.863, 525.865, 525.867, 525.869 et de 525.1185 à 525.1203.
    (modifié 2005/06/03)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1182 Zones nacelles derrière les cloisons pare-feu, et structure d'attache de fuseau moteur comportant des canalisations de liquides inflammables
  1. a) Chaque zone nacelle immédiate ment derrière la cloison pare-feu et chaque portion de toute structure d'attache de fuseau moteur comportant des canalisations de liquide inflammable doivent satisfaire chaque exigence des 525.1103 (b), 525.1165 (d) et (e), 525.1183, 525.1185 (c), 525.1187, 525.1189 et 525.1195 à 525.1203, y compris celles concernant les zones désignées zones de feu. Cependant, les structures d'attache de fuseau moteur peuvent ne pas comporter des moyens de détection ou d'extinction de feu.

  2. b) Pour chaque zone couverte par le paragraphe (a) de cette section, qui contient un train d'atterrissage rétractable, la conformité à ce paragraphe ne doit être montrée qu'avec le train d'atterrissage rentré.

525.1183 Composants transportant des fluides inflammables
  1. a) Excepté comme établi au paragraphe (b) de cette section, chaque canalisation, raccord et autre composant transportant un fluide inflammable dans toute zone exposée aux risques de feu moteur, et chaque composant qui transporte ou qui contient un fluide inflammable dans une zone appelée zone de feu doit être résistant au feu, excepté que les réservoirs de fluides inflammables et leurs supports, dans une zone appelée zone de feu, doivent être à l'épreuve du feu ou être isolés dans une enceinte à l'épreuve du feu, à moins que le dommage par le feu de toute partie non à l'épreuve du feu ne cause ni fuite ni perte de fluide inflammable. Les composants doivent être blindés ou situés de façon à se préserver contre l'inflammation d'une fuite de fluide inflammable. Un puisard d'huile monobloc d'une capacité de moins de 25 quarts (23,66 l) sur un moteur à pistons ne nécessite pas d'être à l'épreuve du feu ni d'être isolé dans une enceinte à l'épreuve du feu.

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

    1. (1) Aux canalisations, les accessoires et les éléments qui ont déjà été agréés comme parties d'un moteur dont le type a été homologué; et

    2. (2) Aux canalisations de mise à l'air libre et à leurs raccords, dont la défaillance n'entraîne pas ou n'accroît pas un risque d'incendie.

  3. c) Tous les composants, y compris les canalisations, se trouvant à l'intérieur d'une zone appelée zone de feu, doivent être a l'épreuve du feu si, en cas d'exposition au feu ou de dommages provoqués par celui-ci, ils risquent :
    (modifié 2001/05/07; pas de version précédente)

    1. (1) d'entraîner une propagation du feu à d'autres régions de l'avion ; ou

    2. (2) de provoquer un fonctionnement intempestif ou une panne de fonctionnement de services ou d'équipements essentiels.

525.1185 Liquides inflammables
  1. a) Excepté pour les puisards d'huile intégrés, mentionnés au 525.1183(a), aucun réservoir ou bâche qui fait partie d'un système contenant des liquides ou des gaz inflammables, ne doit être installé dans une zone appelée zone de feu, à moins que le liquide contenu, la conception du système, les matériaux utilisés pour la construction du réservoir, les moyens de coupure du débit et tous les raccords, canalisations et commandes, n'offrent un degré de sécurité égal à celui qui existerait si le réservoir ou la bâche se trouvait à l'extérieur d'une telle zone.

  2. b) Il doit exister au moins 1/2 pouce (13 mm) d'espace libre entre chaque réservoir ou bâche et chaque cloison pare-feu ou carénage isolant une zone appelée zone de feu.

  3. c) Les matériaux absorbants situés à proximité des composants d'un système de liquide inflammable susceptible de fuir doivent être recouverts ou traités pour empêcher l'absorption de quantités dangereuses de liquides.

525.1187 Drainage et ventilation des zones de feu
  1. a) Il doit exister un drainage complet de chaque partie de chacune des zones appelées zones de feu pour minimiser les dangers résultant de la rupture ou du mauvais fonctionnement d'un composant quelconque contenant des liquides inflammable. Le moyen de drainage doit être :

    1. (1) Efficace dans les conditions qui sont réputées prévaloir lorsqu'un drainage est nécessaire; et

    2. (2) Disposé de façon qu'aucune évacuation de liquide ne constitue un danger de feu supplémentaire.

  2. b) Chaque zone appelée zone de feu doit être ventilée de façon à empêcher l'accumulation de vapeurs inflammables.

  3. c) Aucun orifice de ventilation ne doit être situé là où il pourrait permettre l'entrée de liquides ou vapeurs inflammables, ou de flammes provenant d'autres zones.

  4. d) Chaque moyen de ventilation doit être disposé de façon qu'aucune vapeur évacuée ne constitue un danger de feu supplémentaire.

  5. e) À moins que la capacité et le taux de décharge de l'agent extincteur soient basés sur le débit maximal d'air traversant une zone, il doit y avoir des moyens pour permettre à l'équipage de fermer les arrivées de ventilation forcée vers toute zone de feu, à l'exception du compartiment moteur dans la nacelle et des conduits d'air de ventilation des réchauffeurs à combustion.

525.1189 Moyens d'isolement
  1. a) Chaque installation du moteur et chaque zone de feu spécifiés au 525.1181(a)(4) et (5) doivent comporter un moyen d'isolement ou un moyen pour empêcher d'une autre façon des quantités dangereuses de carburant, d'huile, de liquide dégivrant et d'autres liquides inflammables, de pénétrer, de s'écouler à l'intérieur ou de traverser toute zone appelée zone de feu; toutefois, les moyens d'isolement ne sont pas exigés pour :

    1. (1) Les canalisations, les accessoires et les éléments qui forment partie intégrante d'un moteur; et

    2. (2) Les circuits de graissage des moteurs à turbine dont tous les éléments d'une partie désignée comme propice à l'incendie, notamment les réservoirs d'huile, sont à l'épreuve du feu ou sont situés à un endroit où un incendie du moteur n'est pas susceptible de se propager.

  2. b) La fermeture de tout robinet d'arrêt de carburant d'un moteur quelconque ne doit pas priver de carburant les moteurs restants.

  3. c) 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. d) Chaque moyen et commande d'isolement des liquides inflammables doit être à l'épreuve du feu, ou doit être situé et protégé de telle sorte qu'un feu quelconque dans une zone de feu ne gêne pas son fonctionnement.

  5. e) Aucune quantité dangereuse de liquide inflammable ne doit s'écouler dans une zone quelconque appelée zone de feu après isolement.

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

  7. g) Chaque robinet d'arrêt réservoir/moteur doit être situé de façon que la manoeuvre du robinet ne soit pas affectée par une rupture structurale dans l'unité motrice, ou du bâti moteur.

  8. h) Chaque robinet d'arrêt doit comporter un moyen pour libérer une accumulation de pression excessive, à moins qu'un moyen de décharge de pression ne soit prévu par ailleurs dans le système.

525.1191 Cloisons pare-feu
  1. a) Chaque moteur, groupe auxiliaire, réchauffeur à combustion de carburant et autre équipement à combustion destiné à fonctionner en vol, ainsi que les compartiments des turbomachines où sont logés les chambres de combustion, la turbine et le canal d'éjection, 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 et carénage doivent être :

    1. (1) À l'épreuve du feu;

    2. (2) Réalisés de façon qu'aucune quantité dangereuse d'air, de liquide ou de flamme ne puisse passer du compartiment considéré vers d'autres parties de l'avion;

    3. (3) Réalisés de façon que chaque ouverture soit obturée au moyen de passe-fils à ajustage serré à l'épreuve du feu, de manchons ou de raccords pour cloisons pare-feu; et

    4. (4) Protégés contre la corrosion.

525.1192 Cloison du compartiment des accessoires moteur

Pour les moteurs à pistons, le compartiment moteur et toutes les parties du système d'échappement doivent être isolés du compartiment des accessoires moteur par une cloison qui satisfait aux exigences relatives aux cloisons pare-feu, de la 525.1191.

525.1193 Capotage et revêtement de nacelle
  1. a) Chaque capotage doit être réalisé et soutenu de façon qu'il puisse résister à toute charge de vibrations, ou d'inertie, ainsi qu'à toute charge aérodynamique, à laquelle il peut être soumis en utilisation.

  2. b) Le capotage doit satisfaire aux exigences relatives au drainage et à la ventilation de la 525.1187.

  3. c) Sur les avions comportant une cloison isolant le compartiment moteur du compartiment des accessoires moteur, chaque partie du capotage du compartiment des accessoires susceptible d'être soumise aux flammes en cas de feu dans le compartiment moteur de l'installation motrice, doit :

    1. (1) Être à l'épreuve du feu; et

    2. (2) Satisfaire aux exigences de la 525.1191.

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

  5. e) Chaque avion doit :

    1. (1) Être conçu et réalisé de façon qu'aucun feu prenant naissance dans une zone de feu quelconque ne puisse pénétrer, ni par des ouvertures, ni en brûlant le revêtement extérieur, dans toute autre zone ou région où il pourrait créer d'autres dangers;

    2. (2) Satisfaire au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, avec le train d'atterrissage rentré (si applicable); et

    3. (3) Posséder un revêtement à l'épreuve du feu dans les endroits soumis aux flammes, si un feu se déclare dans le compartiment moteur ou dans le compartiment des accessoires.

525.1195 Systèmes d'extinction de feu
  1. a) À l'exception des compartiments des installations de turbomachines contenant les chambres de combustion, la turbine et le canal d'éjection et qui renferment des canalisations ou des composants transportant des liquides ou des gaz inflammables, pour lesquels il est montré qu'un feu prenant naissance dans ces compartiments peut être maîtrisé, il doit y avoir un système d'extinction de feu desservant chaque zone désignée zone de feu.

  2. b) Le système d'extinction de feu, la quantité d'agent d'extinction, le taux de décharge, et la répartition de la décharge doivent être appropriés à l'extinction du feu. Il doit être montré par des essais en vol réels ou simulés que dans des conditions critiques d'écoulement d'air en vol, la décharge de l'agent d'extinction dans chaque zone désignée zone de feu spécifiée au paragraphe (a) de cette section, fournira une concentration d'agent d'extinction capable d'éteindre les feux dans cette zone et de rendre minimale la probabilité d'une nouvelle inflammation. Un système individuel à un coup peut être utilisé pour les groupes auxiliaires de puissance, les réchauffeurs brûlants du carburant et d'autres équipements à combustion. Pour chaque autre zone désignée zone de feu, deux décharges doivent être prévues, chacune d'elles produisant une concentration suffisante d'agent d'extinction.

  3. c) Le système d'extinction d'une nacelle doit être capable de protéger simultanément chaque zone de la nacelle pour laquelle une protection est prévue.

525.1197 Agents d'extinction de feu
  1. a) Les agents extincteurs doivent :

    1. (1) Être capables d'éteindre des flammes émanant de toute combustion de fluides ou d'autres matériaux combustibles dans la zone protégée par le système extincteur; et

    2. (2) Avoir une stabilité thermique dans le domaine des températures susceptibles d'être rencontrées dans le compartiment dans lequel ils sont conservés.

  2. b) Si un quelconque agent extincteur toxique est utilisé, des mesures doivent être prises pour empêcher que des concentrations dangereuses de liquides ou de vapeurs de liquides (provenant d'une fuite pendant l'utilisation normale de l'avion ou par suite d'une décharge des extincteurs au sol ou en vol), ne pénètrent dans des compartiments prévus pour des personnes, même si une défectuosité existe dans le système d'extinction. Ceci doit être montré par essais, sauf pour les systèmes d'extinction à gaz carbonique, installés à poste fixe dans le fuselage, pour lesquels :

    1. (1) Une masse de 5 livres (2 250 kg) ou moins de gaz carbonique sera déversée selon des procédures établies de contrôle d'incendie dans n'importe quel compartiment du fuselage; ou

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

525.1199 Conteneurs d'agent d'extinction
  1. a) Chaque conteneur d'agent extincteur doit être pourvu d'un clapet de surpression pour empêcher qu'il n'éclate sous l'effet de pressions internes excessives.

  2. b) L'extrémité de décharge de chaque canalisation de décharge à partir d'un raccord de surpression doit être située de telle sorte que la décharge de l'agent d'extinction de feu n'endommagera pas l'avion. La canalisation doit aussi être située ou protégée de façon à empêcher qu'elle soit bouchée par de la glace ou par d'autres matières étrangères.

  3. c) Il doit y avoir un moyen pour chaque conteneur d'agent d'extinction de feu pour indiquer que le conteneur est déchargé ou que la pression de charge est inférieure à la pression minimale nécessaire au fonctionnement correct.

  4. d) La température de chaque conteneur doit être maintenue dans les conditions d'utilisation prévues, pour empêcher la pression dans les conteneurs, de :

    1. (1) Descendre en dessous de la valeur nécessaire pour assurer un taux de décharge convenable; ou

    2. (2) S'élever à une valeur suffisamment haute pour provoquer une décharge prématurée.

  5. e) Si une capsule pyrotechnique est utilisée pour décharger l'agent extincteur, chaque conteneur doit être installé de façon que les conditions de température ne provoquent pas une détérioration dangereuse de la capsule pyrotechnique.

525.1201 Matériaux des systèmes d'extinction de feu
  1. a) Aucun matériau, dans tout système extincteur, ne doit produire de réaction chimique avec l'agent extincteur, qui puisse constituer un danger.

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

525.1203 Système de détection d'incendie
  1. a) Il doit y avoir des détecteurs d'incendie ou de surchauffe à action rapide et d'un type approuvé, dans chaque zone désignée zone de feu et dans les compartiments des installations de turbomachines contenant les chambres de combustion, la turbine et la tuyère, dont le nombre et les emplacements doivent assurer une détection rapide du feu dans ces zones.

  2. b) Chaque système de détection d'incendie doit être réalisé et installé de telle sorte que :

    1. (1) Il puisse résister aux vibrations, aux charges d'inertie et à toutes les autres charges auxquelles il pourrait être soumis en utilisation;

    2. (2) Il y ait un moyen d'alerter l'équipage dans le cas où la sonde ou son câblage, à l'intérieur d'une zone classée zone de feu, est rompu en un point, à moins que le système ne continue de fonctionner comme un système satisfaisant de détection, après la rupture; et

    3. (3) Il y ait un moyen d'alerter l'équipage en cas de court-circuit dans la sonde ou son câblage à l'intérieur d'une zone classée zone de feu, à moins que le système ne continue de fonctionner comme un système satisfaisant de détection, après le court-circuit.

  3. c) Aucun détecteur d'incendie ou de surchauffe ne doit être affecté par l'huile, l'eau, ou autres liquides ou vapeurs, qui pourraient exister.

  4. d) Il doit y avoir des moyens, pour permettre à l'équipage de vérifier en vol, le fonctionnement du circuit électrique de chaque détecteur d'incendie ou de surchauffe.

  5. e) Les composants de chaque système de détection d'incendie ou de surchauffe situé dans une zone de feu doivent être ignifuges.
    (modifié 2009/05/11)

  6. f) Aucun composant du système de détection d'incendie ou de surchauffe, pour toute zone de feu, ne doit traverser une autre zone de feu, à moins :

    1. (1) Qu'il soit protégé contre l'éventualité de fausses alarmes résultant de feux dans les zones qu'il traverse; ou

    2. (2) Que chaque zone concernée soit protégée simultanément par le même système de détection et d'extinction.

  7. g) Chaque système de détection d'incendie doit être réalisé de telle sorte que, lorsqu'il est dans la configuration d'installation, il n'excède pas le temps de mise en action de l'alarme approuvé pour les détecteurs utilisant les critères de temps de réponse spécifiés dans le « Technical Standard Order » de la FAA (U.S.A.) appropriée pour le détecteur.

  8. h) L'EWIS de chaque système de détection d'incendie ou de surchauffe situé dans une zone de feu doit respecter les exigences de 525.1731.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

525.1207 Conformité

Sauf instruction contraire, la conformité aux exigences des 525.1181 à 525.1203 doit être montrée par un essai de feu en vraie grandeur ou par une ou plusieurs des méthodes suivantes :

  1. a) Essais de configuration d'installations motrices similaires.

  2. b) Essais de composants.

  3. c) Expérience en service d'aéronefs comportant des configurations d'installations motrices similaires.

  4. d) Analyse.

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