Manuel de navigabilité Chapitre 529 Sous-chapitre C - Exigences de résistance

De : Transports Canada

Préambule

SOUS-CHAPITRES

A (529.1-529.20),
B (529.21-529.300),
C (529.301-529.600),
D (529.601-529.900),
E (529.901-529.1300),
F (529.1301-529.1500),
G (529.1501-525.1589)

APPENDICES

A, B, C, D, E

SOUS-CHAPITRE C - EXIGENCES DE RÉSISTANCE

Généralités

529.301 Charges

a) Les exigences de résistance sont exprimées en termes de charges limites (charges maximales à envisager en service) et de charges extrêmes (charges limites multipliées par les coefficients de sécurité prescrits). Sauf indication contraire, les charges prescrites sont des charges limites.
b) Sauf indication contraire, les charges spécifiées en vol, au sol et à flot, doivent être équilibrées par des forces d’inertie, en considérant chaque masse élémentaire du giravion. Ces charges doivent être réparties suivant une approximation très proche ou une représentation plutôt raisonnable, des conditions actuelles.
c) Si des déformations sous charge modifient sensiblement la répartition des charges externes ou internes, ce changement de répartition doit être pris en considération.

529.303 Coefficient de sécurité

Sauf indication contraire, un coefficient de sécurité de 1,5 doit être utilisé. Ce coefficient s’applique aux charges externes et d’inertie à moins que son application aux contraintes internes résultantes soit plutôt raisonnable.

529.305 Résistance et déformation

a) La structure doit être capable de supporter les charges limites sans qu’il n’en résulte une déformation dangereuse ou permanente. Sous toute charge jusqu’aux charges limites, les déformations ne doivent pas compromettre l’utilisation sécuritaire.
b) La structure doit être capable de supporter les charges extrêmes sans qu’il n’en résulte une rupture. Ceci doit être démontré :
1. (1) soit par l’application des charges extrêmes à la structure lors d’un essai statique pendant au moins 3 secondes;
2. (2) soit par des essais dynamiques simulant l’application des charges réelles.

529.307 Justification de la structure

a) La conformité aux exigences de résistance et de déformation du présent sous-chapitre doit être démontrée pour chaque condition critique de charge en tenant compte des conditions environnementales auxquelles la structure sera exposée en service. L’analyse structurale (statique ou fatigue) ne peut être utilisée que si la structure est conforme à celle pour laquelle l’expérience a démontré que cette méthode est fiable. Dans les autres cas, des essais justificatifs sous charge doivent être faits.
b) La preuve de la conformité aux exigences de résistance du présent sous-chapitre doit inclure à la fois :
1. (1) des essais dynamiques et d’endurance des rotors, transmissions et commandes rotor;
2. (2) des essais sous charge limite du système de commande de vol, y compris les gouvernes;
3. (3) des essais de fonctionnement du système des commandes de vol;
4. (4) des essais de mesure des contraintes en vol;
5. (5) des essais de chute des atterrisseurs;
6. (6) tous les essais supplémentaires exigés pour les caractéristiques de conception nouvelle ou inhabituelle.

529.309 Limitations de conception

Les valeurs et limitations suivantes doivent être établies pour montrer la conformité aux exigences de structure du présent sous-chapitre :

a) les masses maximales et minimales de calcul;
b) les gammes de régime du rotor principal, avec et sans puissance;
c) les vitesses maximales d’avancement pour chaque régime du rotor principal à l’intérieur des gammes déterminées selon b) du présent article;
d) les vitesses maximales en vol vers l’arrière et latérale;
e) les limites de centrage correspondant aux limitations déterminées selon b), c) et d) du présent article;
f) les rapports de vitesse de rotation entre chaque ensemble moteur et chaque élément tournant qui lui est relié;
g) les facteurs positifs et négatifs de charge limite de manœuvre.

Charges en vol

529.321 Généralités

a) Le facteur de charge en vol est présumé agir perpendiculairement à l’axe longitudinal du giravion, et être égal en ampleur et en direction opposée par rapport au facteur de charge d’inertie du giravion agissant au centre de gravité.
b) Pour être conforme, les exigences de charge en vol du présent chapitre doivent être démontrées :
1. (1) pour chaque masse comprise entre la masse minimale de calcul et la masse maximale de calcul;
2. (2) pour toute répartition pratique de la charge utilisable dans les limitations opérationnelles du Manuel de vol du giravion.

529.337 Facteur de charge limite de manœuvre

Le giravion doit être conçu de manière à satisfaire l’un ou l’autre des cas suivants :

a) un facteur compris entre une limite positive de charge limite de manœuvre de 3,5 et une limite négative de -1,0;
b) tout facteur positif de charge limite de manœuvre non inférieur à 2,0 et tout facteur négatif de charge limite de manœuvre non inférieur à -0,5 pour lequel, à la fois :
1. (1) il est démontré par l’analyse et les essais en vol que la probabilité d’être supérieur est extrêmement faible;
2. (2) les valeurs choisies sont appropriées à chaque condition de masse comprise entre la masse maximale de calcul et la masse minimale de calcul.

529.339 Charges résultantes limites de manœuvre

Les charges résultant de l’application des facteurs de charge limite de manœuvre sont présumées agir au centre de chaque moyeu de rotor et sur chaque surface portante auxiliaire, et agir suivant les directions, et avec des répartitions de charges entre les rotors et les surfaces portantes auxiliaires de façon à représenter chaque condition critique de manœuvre, y compris le vol avec et sans puissance avec le coefficient d’avancement maximal de calcul. Le coefficient d’avancement est le rapport de la composante de vitesse du giravion dans le plan du disque du rotor à la vitesse périphérique des pales de rotor, et il s’exprime comme suit :

Où :

V = La vitesse-air le long de la trajectoire de vol (pieds par seconde);

a = L’angle compris entre la projection, dans le plan de symétrie, de la perpendiculaire au plan de base et la perpendiculaire à la trajectoire de vol (radians, positifs quand l’axe est dirigé vers l’arrière);

W = La vitesse angulaire du rotor (radians par seconde);

R = Le rayon du rotor (pieds).

529.341 Charges de rafale

Chaque giravion doit être conçu pour résister à chaque vitesse critique, y compris le vol stationnaire, aux charges résultant des rafales verticales et horizontales de 30 pieds par seconde (9,15 mètres par seconde).

529.351 Conditions de lacet

a) Chaque giravion doit être conçu pour les charges résultant des manœuvres spécifiées à b) et c) du présent article, avec à la fois :
1. (1) les moments aérodynamiques non équilibrés agissant autour du centre de gravité auxquelles le giravion réagit de manière rationnelle ou plutôt raisonnable, en considérant les masses essentielles qui fournissent les forces d’inertie de réaction;
2. (2) la vitesse maximale du rotor principal.
b) Pour produire la charge exigée à a) du présent article, en vol non accéléré et à lacet nul, à des vitesses d’avancement comprises entre zéro et 0,6 V_NE, il faut à la fois
1. (1) déplacer brusquement la commande directionnelle du poste de pilotage sur son débattement maximal limité par les butées de commande ou par les efforts pilote spécifiés à l’article 529.397a);
  (modifié 1998/10/29)
2. (2) atteindre l’angle de dérapage résultant ou un angle de 90 degrés, selon le plus petit des deux;
3. (3) ramener brusquement la commande de direction au neutre.
c) Pour produire la charge stipulée à a) du présent article, en vol non accéléré à lacet nul, à des vitesses d’avancement comprises entre 0,6 V_NE et V_NE ou V_H, selon la plus petite des deux vitesses, il faut à la fois :
1. (1) déplacer brusquement la commande directionnelle du poste de pilotage sur son débattement maximal limité par les butées de commande ou par l’effort pilote maximal spécifié à l’article 529.397a);
  (modifié 1998/10/29)
2. (2) atteindre l’angle de dérapage résultant ou un angle de 15 degrés, selon le plus petit des deux, à la vitesse la plus faible entre V_NE et V_H;
3. (3) varier les angles de dérapage mentionnés à b)(2) et c)(2) du présent article directement avec la vitesse;
4. (4) ramener brusquement la commande de direction au neutre.

529.361 Couple moteur

Le couple moteur limite ne peut être inférieur aux valeurs suivantes :

a) pour les turbomoteurs, la plus grande des valeurs suivantes, soit :
1. (1) le couple moyen correspondent à la puissance maximale continue, multiplié par un facteur de l,25;
2. (2) le couple stipulé à l’article 529.923;
3. (3) le couple stipulé à l’article 529.927;
4. (4) le couple engendré par un arrêt soudain du moteur provoqué par une panne ou une défaillance structurale (comme le grippage du compresseur);
b) pour les moteurs à pistons, le couple moteur limite ne doit pas être inférieur au couple moyen correspondant à la puissance maximale continue, multiplié par un facteur de :
1. (1) 1,33 pour les moteurs ayant 5 cylindres ou plus;
2. (2) 2,0, 3,0, et 4,0 pour les moteurs ayant quatre, trois et deux cylindres respectivement.

Charges sur les gouvernes et les commandes de vol

529.391 Généralités

Chaque rotor auxiliaire, chaque gouverne ou chaque surface stabilisatrice fixe ou mobile, et chaque système assurant le fonctionnement des commandes de vol doit satisfaire aux exigences énoncées dans les articles 529.395 à 529.399, 529.411 et 529.427.
(modifié 1998/10/29)

529.395 Système de commande de vol

a) La réaction aux charges prescrites à l’article 529.397 doit être assurée par à la fois :
1. (1) les butées de commande seulement;
2. (2) les verrous de commande seulement;
3. (3) le mécanisme d’irréversibilité seulement (avec le mécanisme verrouillé avec la gouverne dans les positions critiques pour les parties concernées du système dans sa limite de débattement);
4. (4) la liaison entre le système de commande et le levier de changement de pas de la pale seulement (avec la commande dans les positions critiques pour les parties concernées du système dans les limites de son débattement); (5) la liaison entre le système de commande et le levier de la gouverne (avec la commande dans les positions critiques pour les parties concernées du système dans les limites de son débattement).
b) chaque système de commande principal, y compris la structure support, doit être conçu de la façon suivante :
1. (1) le système doit résister aux charges résultant des efforts spécifiés à l’article 529.397;
2. (2) nonobstant les dispositions à b)(3) du présent article, lorsque des commandes servo-actionnées ou servo-assistées sont utilisées, le système doit également résister aux charges résultant des efforts pilote limites spécifiés à l’article 529.397 combinées aux forces de sortie résultant de chaque dispositif de servocommande normalement alimenté, y compris toute panne simple d’un dispositif de servocommande ou d’un actionneur;
3. (3) lorsque la conception d’un système ou les charges normales d’utilisation sont telles qu’une partie du système ne peut supporter les efforts pilote limites spécifiés à l’article 529.397, cette partie du système doit être conçue pour résister aux charges maximales qui peuvent être obtenues en utilisation normale. Les charges minimales de calcul doivent, dans tous les cas, fournir un système fiable à l’utilisation, incluant les considérations de fatigue, de grippage, de rafales au sol, d’inertie de commande et de charges de frottement. En l’absence d’une analyse rationnelle, les charges de calcul résultant de l’application de 60 pour cent des efforts pilote limites spécifiés sont des charges minimales de calcul acceptables;
4. (4) si les charges opérationnelles peuvent être dépassées par grippage, rafales au sol, inertie des commandes ou frottement, le système doit être conçu pour résister sans fléchissement aux efforts pilote limites spécifiés à l’article 529.397.

529.397 Efforts pilote et couples limites

a) Excepté comme prévu à b) du présent article, les efforts pilote limites sont les suivants :
1. (1) pour les commandes au pied, 130 livres;
2. (2) pour les commandes au manche, 100 livres vers l’avant et vers l’arrière et 67 livres latéralement;
b) pour les commandes de manœuvre des volets, des pales, des plans horizontaux du frein de rotor et du train d’atterrissage, ce qui suit s’applique (R = rayon en pouces).
1. (1) commandes à manivelle, à volant et à levier (1 + R)/3 x 50 livres, mais pas moins de 50 livres ni plus de 100 livres pour les commandes manœuvrées à la main ou 130 livres pour les commandes manœuvrées au pied, appliqués à n’importe quel angle, à plus ou moins 20 degrés du plan de déplacement de la commande;
2. (2) commandes par torsion, 80 x R livres-pouces.
  (modifié 2001/10/24)

529.399 Système de double commande de vol

Chaque système de double commande de vol principal doit être capable de résister aux charges qui résultent lorsque les efforts pilote non inférieurs à 0,75 fois ceux obtenus selon l’article 529.395 sont appliqués, à la fois :

a) en opposition;
b) dans la même direction.

529.411 Garde au sol : protection du rotor de queue

a) Il doit être impossible au rotor de queue de toucher la surface d’atterrissage au cours d’un atterrissage normal.
b) Si une protection du rotor de queue est exigée pour démontrer la conformité à a) du présent article, les conditions suivantes doivent être réunies :
1. (1) des charges de calcul convenables doivent être établies pour la protection; (2) la protection et sa structure-support doivent être conçues pour résister à ces charges.

529.427 Charges dissymétriques

a) L’empennage horizontal et sa structure support doivent être conçus pour résister aux charges dissymétriques résultant des mouvements de lacet et du sillage rotor combinées aux conditions de vol prescrites.
b) Pour répondre aux critères de conception à a) du présent article, en l’absence de données rationnelles supplémentaires, les deux conditions suivantes doivent être remplies :
1. (1) cent pour cent des charges maximales des conditions de vol symétriques agissant sur un côté du plan de symétrie de l’empennage, et aucune charge agissant sur l’autre côté;
2. (2) cinquante pour cent des charges maximales des conditions de vol symétriques agissant de chaque côté du plan de symétrie, en directions opposées.
c) Dans le cas des configurations d’empennage où l’empennage horizontal est supporté par un empennage vertical, l’empennage vertical et sa structure support doivent être conçus de manière à pouvoir résister aux charges combinées sur les empennages vertical et horizontal résultant de chaque condition de vol prescrite, considérées séparément. Les conditions de vol doivent être choisies afin que les charges maximales de calcul soient obtenues sur chaque surface. En l’absence de données rationnelles supplémentaires, les distributions de charges dissymétriques sur l’empennage horizontal spécifiées du présent article doivent être remplies.

Charges au sol

529.471 Généralités

a) Charges et équilibre. Pour les charges limites au sol, il faut à la fois que :
1. (1) les charges limites au sol obtenues dans les conditions d’atterrissage du présent chapitre doivent être considérées comme des charges externes qui se produiraient dans la structure du giravion si elle réagissait comme un corps rigide;
2. (2) dans chaque condition d’atterrissage spécifiée, les charges externes doivent être équilibrées d’une manière rationnelle ou plutôt raisonnable, par des forces d’inertie linéaires et angulaires.
b) Centrages critiques. Les centrages critiques situés dans le domaine pour lequel la certification est demandée, doivent être choisis de manière à obtenir les charges de calcul maximales sur chaque élément du train d’atterrissage.

529.473 Conditions de charges au sol et hypothèses

a) Pour les conditions d’atterrissage spécifiées, une masse maximale de calcul doit être utilisée à condition qu’elle ne soit pas inférieure à la masse maximale. La portance du rotor peut être présumée transmise par le centre de gravité pendant l’impact à l’atterrissage. Cette portance ne doit pas être supérieure aux 2/3 du poids maximal de calcul;
b) Sauf indications contraires, pour chaque condition d’atterrissage spécifiée, le giravion doit être conçu pour un facteur de charge limite non inférieur au facteur de charge d’inertie limite justifié selon l’article 529.725.
c) Les dispositifs de déclenchement ou de commande des éléments d’absorption d’énergie supplémentaires ou additionnels ne doivent pas se rompre sous les charges établies dans les essais prescrits aux articles 529.725 et 529.727, mais le coefficient de sécurité prescrit à l’article 529.303 n’a pas besoin d’être utilisé.

529.475 Pneumatiques et amortisseurs

Sauf indications contraires, pour chaque condition d’atterrissage spécifiée, les pneumatiques sont présumés être dans leur position statique et les amortisseurs dans leur position la plus critique.

529.477 Disposition du train d’atterrissage

Les articles 529.235, 523.479 à 529.485 et 529.493 s’appliquent aux trains d’atterrissage équipés de deux atterrisseurs arrières, et d’un ou plusieurs atterrisseurs en avant du centre de gravité.

529.479 Conditions d’atterrissage en ligne de vol

a) Assiettes. Pour chacune des conditions de charges prescrites à b) du présent article, le giravion est présumé être dans chacune des assiettes d’atterrissage en ligne de vol suivantes :
1. (1) une assiette pour laquelle toutes les roues entrent en contact avec le sol simultanément;
2. (2) une assiette pour laquelle les roues arrière entrent en contact avec le sol tandis que les roues avant sont juste au-dessus du sol.
b) Conditions de charge. Le giravion doit être conçu pour les conditions de charge à l’atterrissage suivantes :
1. (1) charges verticales appliquées selon l’article 529.471;
2. (2) charges résultant d’une combinaison des charges appliquées selon (b)(1) du présent article, avec des charges de traînée sur chaque roue non inférieures à 25 % de la charge verticale sur cette roue;
3. (3) charge verticale au moment de la pointe de charge de traînée combinée à la composante de traînée simulant les forces nécessaires pour accélérer les ensembles roues jusqu’à la vitesse sol spécifiées, avec à la fois :
  1. (i) une vitesse sol pour la détermination des charges de mise en vitesse des roues d’au moins 75 % de la vitesse d’avancement optimale correspondant à la vitesse descensionnelle minimale en autorotation,
  2. (ii) les conditions de charges à (b)(3) du présent article, appliquées seulement au train d’atterrissage et à sa structure d’attache;
4. (4) s’il y a deux atterrisseurs avant, une répartition des charges appliquées à ces atterrisseurs selon (b)(1) et (b)(2) du présent article dans un rapport de 40 : 60.
c) Moments de tangage. Les moments de tangage sont présumés être encaissés par, à la fois :
1. (1) dans le cas de l’assiette spécifiée à a)(1) du présent article, l’atterrisseur avant;
2. (2) dans le cas de l’assiette spécifiée à a)(2) du présent article, les forces d’inertie angulaires.

529.481 Conditions d’atterrissage en cabré

a) Le giravion est présumé être à l’assiette en cabré maximal, compte tenu de la garde au sol de chaque partie du giravion.
b) À cette assiette, les charges au sol sont présumées agir perpendiculairement au sol.

529.483 Conditions d’atterrissage sur un atterrisseur

Dans la condition d’atterrissage sur un atterrisseur, le giravion est présumé être en ligne de vol et entrer en contact avec le sol sur un atterrisseur arrière. À cette assiette, il faut à la fois que :

a) la charge verticale doit être la même que celle obtenue sur ce côté, selon l’article 529.479b)(1);
b) les charges externes non équilibrées doivent être équilibrées par l’inertie du giravion.

529.485 Conditions d’atterrissage ripé

a) Le giravion est présumé être à une assiette d’atterrissage en ligne de vol, avec :
1. (1) d’une part, des charges latérales combinées avec la moitié des réactions maximales au sol obtenues dans les conditions d’atterrissage en ligne de vol à l’article 529.479b)(1);
2. (2) d’autre part, les charges obtenues selon (a)(1) du présent article, appliquées, soit :
  1. (i) soit au point de contact avec le sol,
  2. (ii) soit pour les atterrisseurs à roues entièrement pivotantes au centre de l’essieu.
b) Le giravion doit être conçu pour résister, au contact du sol :
1. (1) lorsque seuls les atterrisseurs arrière entrent en contact avec le sol, à des charges latérales de 0,8 fois la réaction verticale agissant vers l’intérieur sur un côté, et de 0,6 fois la réaction verticale agissant vers l’extérieur sur l’autre côté, toutes combinées avec les charges verticales spécifiées à a) du présent article;
2. (2) lorsque les atterrisseurs entrent simultanément en contact avec le sol :
  1. (i) pour les atterrisseurs arrière, aux charges latérales spécifiées à (b)(1) du présent article,
  2. (ii) pour les atterrisseurs avant, à une charge latérale de 0,8 fois la réaction verticale combinée avec la charge verticale spécifiée à a) du présent article.

529.493 Conditions de roulement freiné

Dans des conditions de roulement freiné avec les amortisseurs dans leur position statique, les conditions suivantes doivent être réunies :

a) la charge limite verticale doit être basée sur un facteur de charge au moins de :
1. (1) 1,33 pour l’assiette spécifiée à l’article 529.479a)(1);
2. (2) 1,0 pour l’assiette spécifiée à l’article 529.479a)(2);
b) la structure doit être calculée pour résister, au point de contact avec le sol de chaque roue avec freins, à une charge de traînée au moins égale à la plus faible des valeurs suivantes :
1. (1) la charge verticale multipliée par un coefficient de frottement de 0,8;
2. (2) la valeur maximale basée sur le couple de freinage limite.

529.497 Conditions de charge au sol : train d’atterrissage avec atterrisseur de queue

a) Généralités. Les giravions équipés de trains d’atterrissage avec deux atterrisseurs en avant et un atterrisseur en arrière du centre de gravité doivent être conçus pour les conditions de charges prescrites au présent article.
b) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec seulement les atterrisseurs avant en contact avec le sol. À cette assiette, les conditions suivantes s’appliquent :
1. (1) les charges verticales doivent être appliquées selon les articles 529.471 à 529.475;
2. (2) la charge verticale appliquée à chaque essieu doit être combinée avec une charge de traînée à cet essieu non inférieure à 25 % de cette charge verticale;
3. (3) les moments de tangage non équilibrés sont présumés être équilibrés par les forces d’inertie angulaires.
c) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec tous les atterrisseurs entrant simultanément en contact avec le sol. À cette assiette, le giravion doit être conçu pour les conditions de charge à l’atterrissage prescrites à b) du présent article.
d) Assiette maximale en cabré avec seulement l’atterrisseur arrière entrant en contact avec le sol. L’assiette pour cette condition doit être l’assiette en cabré maximale envisagée en utilisation normale, y compris les atterrissages en autorotation. Cette assiette doit remplir l’une ou l’autre des conditions suivantes :
1. (1) les charges au sol appropriées spécifiées à b)(1) et (2) du présent article doivent être déterminées et appliquées, en utilisant une méthode rationnelle pour tenir compte du bras de levier entre la réaction au sol de l’atterrisseur arrière et le centre de gravité du giravion;
2. (2) la probabilité d’un atterrissage avec l’atterrisseur arrière entrant le premier en contact avec le sol doit être démontrée comme étant extrêmement faible.
e) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec seulement un atterrisseur avant entrant en contact avec le sol. À cette assiette, le giravion doit être conçu pour les charges au sol spécifiées à b)(1) et (3) du présent article.
f) Charges latérales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Pour les assiettes spécifiées à b) et c) du présent article, les considérations suivantes s’appliquent :
1. (1) les charges latérales doivent être combinées à chaque atterrisseur avec la moitié des réactions verticales maximales du sol obtenues pour cet atterrisseur, selon b) et c)du présent article. Dans cette condition, les charges latérales doivent être selon le cas :
  1. (i) pour les atterrisseurs avant, 0,8 fois la réaction verticale (sur un côté) agissant vers l’intérieur, et 0,6 fois la réaction verticale (sur l’autre côté) agissant vers l’extérieur,
  2. (ii) pour l’atterrisseur arrière, 0,8 fois la réaction verticale;
2. (2) les charges spécifiées à (f)(1) du présent article doivent être appliquées :
  1. (i) soit au point de contact avec le sol avec l’atterrisseur orienté vers l’arrière (pour un atterrisseur non entièrement pivotant avec un verrou, un dispositif d’orientation ou un amortisseur de shimmy pour maintenir l’atterrisseur orienté vers l’arrière),
  2. (ii) soit au centre de l’essieu (pour un atterrisseur entièrement pivotant sans verrou, ni dispositif d’orientation, ni amortisseur de shimmy).
g) Conditions de roulement freiné avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Pour les assiettes spécifiées à b) et c) du présent article, et avec les amortisseurs dans leur position statique, le giravion doit être conçu pour les charges de roulement freiné comme suit :
1. (1) la charge verticale limite doit être basée sur un facteur de charge verticale limite non inférieur à :
  1. (i) 1,0 pour l’assiette spécifiée à b) du présent article,
  2. (ii) 1,33 pour l’assiette spécifiée à c) du présent article;
2. (2) pour chaque roue équipée de freins, une charge de traînée doit être appliquée, au point de contact avec le sol et non inférieure à la plus faible des valeurs suivantes :
  1. (i) 0,8 fois la charge verticale,
  2. (ii) la valeur maximale basée sur le couple de freinage limite.
h) Charges de virage sur la roue arrière à une assiette statique au sol. À une assiette statique au sol, et avec les amortisseurs et les pneus dans leurs positions statiques, le giravion doit être conçu pour les charges de virage sur la roue arrière comme suit :
1. (1) une réaction verticale du sol égale à la charge statique sur la roue arrière doit être combinée avec une charge latérale égale;
2. (2) la charge spécifiée à (h)(1) du présent article doit être appliquée à l’atterrisseur arrière :
  1. (i) soit sur l’axe, s’il y a un pivot (la roue arrière étant présumée avoir pivoté de 90º par rapport à l’axe longitudinal du giravion),
  2. (ii) soit au point de contact avec le sol, s’il y a un verrou, un dispositif d’orientation ou un amortisseur de shimmy (en présumant que la roue arrière est orientée vers l’arrière).
i) Condition d’évolution au sol. Le giravion et son train d’atterrissage doivent être conçus pour les charges qui se manifesteraient lorsque le giravion évolue sur le sol le plus inégal qui peut être raisonnablement prévu en utilisation normale.

529.501 Conditions de charges au sol : atterrisseurs à patins

a) Généralités. Les giravions équipés d’atterrisseurs à patins doivent être conçus pour les conditions de charge spécifiées au présent article. En démontrant la conformité au présent article, les exigences suivantes s’appliquent :
1. (1) la masse maximale de calcul, le centrage et le facteur de charge doivent être déterminés selon les articles 529.471 à 529.475;
2. (2) la déformation structurale des éléments élastiques sous des charges limites est acceptable;
3. (3) les charges extrêmes de calcul pour les éléments élastiques n’ont pas à dépasser celles obtenues lors d’un essai de chute de l’atterrisseur avec, à la fois :
  1. (i) une hauteur de chute égale à 1,5 fois celle spécifiée à l’article 529.725,
  2. (ii) une portance de rotor présumée non supérieure à 1,5 fois celle utilisée pour les essais de chute limite prescrits à l’article 529.725;
4. (4) la conformité à b), c), d) et e) du présent article doit être démontrée avec :
  1. (i) d’une part, l’atterrisseur dans sa position la plus critique d’affaissement pour la condition d’atterrissage considérée,
  2. (ii) d’autre part, les réactions du sol réparties rationnellement le long de la partie inférieure du tube de patin.
b) Réactions verticales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. À l’assiette en ligne de vol, le giravion entrant en contact avec le sol sur toute la partie inférieure des 2 patins, les réactions verticales doivent être appliquées comme prescrit à a) du présent article.
c) Réactions en traînée avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. À l’assiette en ligne de vol, le giravion entrant en contact avec le sol sur toute la partie inférieure des 2 patins, ce qui suit s’applique :
1. (1) les réactions verticales doivent être combinées avec des réactions horizontales en traînée égales à 50 % de la réaction verticale appliquée au sol;
2. (2) les charges au sol résultantes doivent être égales à la charge verticale spécifiée à b) du présent article.
d) Charges latérales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Lorsque le giravion avec assiette en ligne de vol, entre en contact avec le sol sur la partie inférieure de ses deux patins, ce qui suit s’applique :
1. (1) la réaction verticale du sol doit être à la fois :
  1. (i) égale aux charges verticales obtenues dans la condition spécifiée à b) du présent article,
  2. (ii) également répartie sur les patins;
2. (2) les réactions verticales du sol doivent être combinées à une charge latérale horizontale égale à 25 % de leur valeur;
3. (3) la charge latérale totale doit être appliquée également entre les patins et sur toute la longueur des patins;
4. (4) les moments non équilibrés sont présumés être équilibrés par l’inertie angulaire;
5. (5) l’atterrisseur à patins doit être étudié pour, à la fois :
  1. (i) les charges latérales agissant vers l’intérieur,
  2. (ii) les charges latérales agissant vers l’extérieur.
e) Charges d’atterrissage sur un seul patin avec assiette en ligne de vol. Lorsque le giravion, avec assiette en ligne de vol, entre en contact avec le sol sur la partie inférieure d’un seul patin, les conditions suivantes s’appliquent :
1. (1) la charge verticale sur le côté entrant en contact avec le sol doit être la même que celle obtenue de ce côté dans la condition spécifiée à b) du présent article;
2. (2) les moments non équilibrés sont présumés être équilibrés par l’inertie angulaire.
f) Conditions spéciales. En plus des conditions spécifiées à b) et c) du présent article, le giravion doit être conçu pour les réactions du sol suivantes :
1. (1) une charge de réaction du sol agissant vers le haut et vers l’arrière sous un angle de 45° par rapport à l’axe longitudinal du giravion. Cette charge doit être à la fois :
  1. (i) égale à 1,33 fois le poids maximal,
  2. (ii) répartie symétriquement entre les patins,
  3. (iii) concentrée à l’extrémité avant de la partie droite du tube du patin,
  4. (iv) appliquée uniquement à l’extrémité avant du tube du patin et à son attache au giravion;
2. (2) le giravion ayant une assiette d’atterrissage en ligne de vol, une charge verticale de réaction du sol égale à la moitié de la charge verticale déterminée selon b) du présent article. Cette charge doit être à la fois :
  1. (i) appliquée uniquement au tube du patin et à son attache au giravion,
  2. (ii) répartie également sur 33.3 pour cent de la longueur entre les attaches du tube du patin et située au centre à mi-distance entre les attaches du tube du patin.

529.505 Conditions d’atterrissage sur skis

Si la certification pour utilisation avec skis est demandée, le giravion, équipé de skis, doit être conçu pour résister aux conditions de charges suivantes (où P est le poids statique maximal sur chaque ski avec le giravion à la masse maximale de calcul, et où « n » est le facteur de charge limite déterminé selon l’article 529.473b) :

a) les conditions de charge vers le haut pour lesquelles, à la fois :
1. (1) une charge verticale Pn et une charge horizontale Pn/4 sont appliquées simultanément aux supports;
2. (2) une charge verticale de 1,33 P est appliquée aux supports;
b) une condition de charge latérale pour laquelle une charge de 0,35 Pn est appliquée aux supports dans un plan horizontal perpendiculaire à l’axe du giravion;
c) une condition de couple pour laquelle un couple de 1,33 P (en pi/lb) [4 m, en m.N avec m en kg] est appliquée au ski par rapport à l’axe vertical passant par l’axe des supports.

529.511 Charges au sol : charges asymétriques sur atterrisseurs à roues multiples

a) Pour les atterrisseurs à diabolo, 60 % de la réaction totale du sol pour l’atterrisseur doivent être appliqués sur une roue et 40 % sur l’autre.
b) Pour pallier le cas d’un pneu dégonflé, 60 % de la charge spécifiée pour l’atterrisseur doivent être appliqués à l’une ou l’autre roue, sauf que la réaction verticale du sol ne doit pas être inférieure à la valeur statique totale.
c) Pour la détermination de la charge totale sur un atterrisseur, le déplacement transversal du centre d’application de la charge, dû à la répartition dissymétrique de la charge sur les roues, peut être négligé.

Charges à flot

529.519 Giravion du type à coque : exclusivement marin et amphibie

a) Généralités. Pour les giravions du type à coque, la structure doit être conçue pour résister aux charges à flot énoncées à b), c) et d) du présent article en considérant les plus importantes hauteurs et profils de vague pour lesquels l’approbation est désirée. Les charges dans les conditions d’amerrissage à b) et c) du présent article doivent être établies et réparties le long de la coque et sur les flotteurs auxiliaires, s’il y en a, d’une manière rationnelle et plutôt raisonnable en présumant une portance du rotor ne dépassant pas les deux tiers de la masse du giravion agissant pendant le choc d’amerrissage.
b) Conditions d’amerrissage vertical. Le giravion doit initialement entrer en contact avec la surface de la vague la plus critique à une vitesse d’avancement nulle, et à des assiettes probables en roulis et tangage entraînant des charges critiques de calcul. La vitesse descensionnelle ne doit pas être inférieure à 6,5 pi/s (2 m/s) par rapport à la surface moyenne de l’eau.
c) Conditions d’amerrissage avec vitesse d’avancement. Le giravion doit entrer en contact avec la vague la plus critique à des vitesses d’avancement de 0 à 30 nœuds (0 à 56 Km/h) et à des assiettes probables de roulis, tangage et lacet, avec une vitesse descensionnelle non inférieure à 6,5 pi/s (2 m/s) par rapport à la surface moyenne de l’eau. Une vitesse d’avancement maximale inférieure à 30 nœuds (56 Km/h) peut être utilisée pour le calcul s’il peut être démontré que la vitesse d’avancement choisie ne sera pas dépassée lors d’un amerrissage normal avec un moteur arrêté.
d) Condition d’immersion des flotteurs auxiliaires. En plus des charges résultant des conditions d’amerrissage, le flotteur auxiliaire, son support et sa structure d’attache à la coque doivent être conçus pour la charge résultant de l’immersion complète d’un flotteur, à moins qu’il puisse être démontré que l’immersion complète du flotteur est improbable, auquel cas, la plus grande charge probable de la flottaison des flotteurs doit être appliquée, laquelle tient compte de la charge du flotteur immergé qui crée des moments de rétablissement compensant les moments de chavirement dus au vent latéral, du chargement asymétrique des charges du giravion, de l’action des vagues et de l’inertie du giravion.

529.521 Conditions d’amerrissage sur flotteurs

Si la certification pour l’utilisation avec flotteurs, (y compris l’utilisation amphibie à flotteurs) est demandée, le giravion avec des flotteurs doit être conçu pour résister aux conditions de charges suivantes (où le facteur de charge limite est déterminé selon l’article 529.473b) ou présumé être égal au facteur déterminé pour le train d’atterrissage à roue) :

a) conditions de charge vers le haut pour lesquelles, à la fois :
1. (1) une charge est appliquée de manière que, le giravion étant à l’assiette horizontale statique, la réaction résultante de l’eau passe verticalement par le centre de gravité;
2. (2) la charge verticale prescrite à a)(1) du présent article est appliquée simultanément avec une composante arrière égale à 0,25 fois la composante verticale;
b) une condition de charge latérale dans laquelle, à la fois :
1. (1) une charge verticale de 0,75 fois la charge verticale totale spécifiée à a)(1) du présent article est répartie également entre les flotteurs;
2. (2) pour chaque flotteur, la fraction de charge déterminée selon b)(1) du présent article, combinée avec une charge totale latérale de 0,25 fois la charge totale verticale spécifiée à b)(1) du présent article est appliquée à ce flotteur seulement.

Exigences relatives aux éléments principaux

529.547 Structure du rotor principal et du rotor de queue

(modifié 1997/04/07)

a) Un rotor est un ensemble de composants en rotation qui comprend le moyeu de rotor, les pales, les amortisseurs de pales, les mécanismes de commande de pas, et toutes les autres pièces qui tournent avec l’ensemble.
(modifié 1997/04/07)
b) Chaque ensemble rotor doit être conçu comme prescrit dans le présent article et doit fonctionner en toute sécurité dans les conditions d’utilisation et de charges de vol critiques. On doit effectuer une évaluation de conception, comprenant une analyse de défaillance complète, afin d’identifier toute défaillance qui pourrait empêcher la poursuite du vol ou un atterrissage sécuritaire. Il faut également déterminer les moyens de diminuer le risque que surviennent ces défaillances.
(modifié 1997/04/07)
c) La structure du rotor doit être conçue pour résister aux charges suivantes prescrites aux articles 529.337 à 529.341, et 529.351 :
(modifié 1997/04/07)
1. (1) charges de vol critiques;
2. (2) charges limites se produisant dans les conditions normales d’autorotation.
d) La structure du rotor doit être conçue pour résister aux charges simulant, à la fois :
(modifié 1997/04/07)
1. (1) pour les pales, moyeux et articulations de battement du rotor, la force d’impact de chaque pale contre sa butée pendant le fonctionnement au sol;
2. (2) toute autre condition critique envisagée en utilisation normale.
e) La structure du rotor doit être conçue pour résister au couple limite à toute vitesse de rotation, y compris la vitesse nulle. De plus, les conditions suivantes doivent être réunies :
(modifié 1997/04/07)
1. (1) le couple limite n’a pas à dépasser le couple défini par un dispositif de limitation du couple (s’il est fourni), et ne doit pas être inférieur à la plus grande des valeurs suivantes :
  1. (i) le couple maximal susceptible d’être transmis à la structure du rotor dans l’une ou l’autre direction, par l’entraînement du rotor ou par l’application soudaine du frein rotor,
  2. (ii) pour le rotor principal, le couple moteur limite spécifié à l’article 529.361;
    (modifié 1997/04/07)
2. (2) le couple limite doit être réparti de façon égale et rationnelle entre les pales du rotor.

529.549 Structures du fuselage et du pylône rotor

a) Chaque structure du fuselage et du pylône rotor doit être conçue pour résister aux charges suivantes :
1. (1) aux charges critiques prescrites aux articles 529.337 à 529.341, et 529.351;
2. (2) les charges au sol applicables prescrites aux articles 529.235, 529.471 à 529.485, 529.493, 529.497, 529.505 et 529.521;
3. (3) les charges prescrites à l’article 529.547d)(1) et à e)(1)(i).
b) La poussée du rotor auxiliaire, la réaction de couple de chaque système d’entraînement de rotor, et les charges d’équilibre aérodynamique et d’inertie intervenant dans des conditions de vol accéléré, doivent être considérées.
c) Chaque bâti-moteur et chaque structure adjacente de fuselage doit être conçu pour résister aux charges se produisant en vol accéléré et à l’atterrissage, y compris le couple moteur.
d) Annulé
e) Si l’approbation pour l’utilisation de la puissance 2 minutes 1/2 (OEI) est demandée, chaque bâti-moteur et chaque structure adjacente doit être conçu pour résister aux charges résultant d’un couple limite égal à 1,25 fois le couple moyen pour la puissance 2 minutes 1/2 (OEI) combinées à des charges en vol de 1 g.

529.551 Surfaces portantes auxiliaires

Chaque surface portante auxiliaire doit être conçue de façon à résister aux charges suivantes :

a) aux charges de vol critiques des articles 529.337 à 529.341 et 529.351;
b) aux charges au sol applicables des articles 529.235, 529.471 à 529.485, 529.493, 529.505 et 529.521;
c) à toute autre condition critique envisagée en utilisation normale.

Conditions d’atterrissage et d’amerrissage d’urgence

529.561 Généralités

a) Bien qu’il puisse être endommagé dans les conditions d’atterrissage ou d’amerrissage d’urgence, le giravion doit être conçu comme prescrit au présent article, pour protéger les occupants, dans ces conditions.
b) La structure doit être conçue pour donner à chaque occupant toute chance raisonnable d’éviter des blessures graves au cours d’un atterrissage d’urgence lorsque :
1. (1) un usage approprié est fait des sièges, ceintures et autres aménagements de sécurité prévus à la conception;
2. (2) le train d’atterrissage est rentré (le cas échéant);
3. (3) chaque occupant et élément à l’intérieur de la cabine susceptibles de blesser une personne, doivent être fixés lorsqu’ils sont soumis aux facteurs de charges inertielles extrêmes suivants, par rapport à la structure environnante :
  1. (i) vers le haut - 4 g,
  2. (ii) vers l’avant - 16 g,
  3. (iii) latéralement - 8 g,
  4. (iv) vers le bas - 20 g, après déplacement volontaire du siège,
  5. (v) vers l’arrière - 1,5 g.
    (modifié 1997/04/07)
c) La structure des supports doit être calculée pour permettre la retenue de tout élément, placé au-dessus et/ou derrière le poste équipage et le compartiment passagers, qui pourrait blesser un occupant en se détachant, lorsqu’il est soumis à des forces inertielles extrêmes et supérieures à celles spécifiées à c) du présent article, lors d’un atterrissage d’urgence. Les éléments à considérer comprennent, entre autres, les rotors, les systèmes d’entraînement et les moteurs. Les éléments doivent être fixés pour résister aux facteurs de charges inertielles extrêmes suivants :
1. (1) vers le haut - 1,5 g;
2. (2) vers l’avant - 12 g;
  (modifié 1997/04/07)
3. (3) latéralement - 6 g;
  (modifié 1997/04/07)
4. (4) vers le bas - 12 g;
  (modifié 1997/04/07)
5. (5) vers l’arrière - 1,5 g.
  (modifié 1997/04/07)
d) Toute structure de fuselage dans la zone des réservoirs de carburant internes situés en-dessous du niveau du plancher passagers doit être calculée pour résister aux charges et facteurs d’inertie extrêmes suivants, et pour protéger les réservoirs de carburant d’une rupture, si celle-ci est probable lorsque ces charges sont appliquées à cette zone :
1. (1) vers le haut - 1,5 g;
2. (2) vers l’avant - 4,0 g;
3. (3) latéralement - 2,0 g;
4. (4) vers le bas - 4,0 g.

529.562 Conditions dynamiques de l’atterrissage forcé

a) Bien que le giravion risque d’être endommagé en cas d’atterrissage forcé, il doit être conçu pour assurer une protection raisonnable aux occupants lorsque :
1. (1) l’occupant utilise correctement les sièges, ceintures et harnais fournis dans l’équipement;
2. (2) l’occupant est soumis à des charges résultant des conditions prescrites au présent article.
b) La conception de chaque type de siège ou d’équipements équivalents approuvés pour les passagers, pendant les phases de décollage et d’atterrissage, doit satisfaire aux essais dynamiques ou être expérimentée par une analyse rationnelle fondée sur ces essais effectués avec un siège du même type, conformément aux critères suivants. Les tests doivent être menés avec un occupant représenté par un mannequin (ATD) de 170 livres, selon la définition du 49 RFC (CFR) 572 - sous-partie B, ou son équivalent, assis en position verticale normale.
1. (1) dans le cas d’une variation du taux de descente d’au moins 30 pieds par seconde, lorsque le siège ou tout autre dispositif équivalent est orienté dans sa position nominale par rapport au système de référence du giravion, l’axe longitudinal du giravion est incliné vers le haut à 60° par rapport au vecteur vitesse à l’impact, et son axe latéral est perpendiculaire à un plan vertical comportant le vecteur vitesse à l’impact et l’axe longitudinal du giravion. La décélération maximale doit s’effectuer en moins de 0,031 seconde après l’impact et atteindre un minimum de 30 g;
2. (2) lors d’une variation de taux positif d’au moins 42 pieds par seconde, lorsque le siège ou son équivalent est orienté dans sa position nominale par rapport au système de référence du giravion, l’axe longitudinal du giravion pivote de 10° suivant l’axe du lacet sur la droite ou la gauche du vecteur vitesse à l’impact (quel que soit le côté qui produirait l’effort le plus important sur la bretelle de harnais), l’axe latéral du giravion est compris dans un plan horizontal qui comporte le vecteur vitesse à l’impact, et son axe vertical est perpendiculaire à un plan horizontal qui inclus le vecteur vitesse à l’impact. La décélération maximale doit alors s’effectuer en moins de 0,071 seconde après l’impact et atteindre un minimum de 18,4 g;
3. (3) lorsque des rails de plancher ou, des dispositifs de fixation au sol ou aux parois, sont utilisés pour fixer les sièges à la structure de la cellule conformément aux conditions du présent article, les rails ou les dispositifs doivent être décalés verticalement d’au moins 10° degrés les uns par rapport aux autres (c’est-à-dire décalés vers l’extérieur par rapport à la parallèle) et d’au moins 10° degrés d’inclinaison latérale, avec les directions facultatives, afin de tenir compte d’un gauchissement possible du plancher.
  (modifié 1998/10/29)
c) La conformité aux exigences suivantes doit être démontrée :
1. (1) le système du dispositif de siège doit rester intact bien qu’une séparation intentionnelle puisse être prévue de par sa conception;
2. (2) la fixation située entre le siège et la structure de la cellule doit rester intacte, bien que la structure ait pu dépasser sa charge limite;
3. (3) la/les bretelle(s) de harnais du mannequin (ATD) doit/doivent rester sur ses épaules ou à une position très proche de celles-ci lors de l’impact;
4. (4) la ceinture de sécurité doit rester sur le bassin du mannequin (ATD) lors de l’impact;
5. (5) la tête du mannequin (ATD) ne heurte ni le poste de pilotage ni la cabine passagers, ou dans le cas contraire, l’impact de la tête ne doit pas excéder un critère de blessure faciale (HIC) de 1000 déterminé par l’équation suivante :
  
  Où (t) est l’accélération résultante au centre de gravité de la tête, exprimée comme un multiple de g (accélération de la gravité).
  
  (t₂-t₁) exprime la durée en seconde de l’impact principal de la tête, elle ne doit pas excéder 0,05 secondes;
6. (6) les charges auxquelles sont soumises les bretelles de harnais du torse ne doivent pas dépasser 1750 livres. Si des doubles sangles sont utilisées pour retenir le torse, les charges totales du harnais ne doivent pas dépasser 2000 livres;
7. (7) la charge de compression maximale entre le bassin et les lombaires du mannequin (ATD) ne doit pas excéder 1500 livres.
d) Une autre approche permettant d’atteindre un niveau de protection de l’occupant équivalent ou supérieur, comme il est demandé au présent article, doit être étayée sur une base rationnelle.

529.563 Aménagements structuraux pour l’amerrissage forcé

Si la certification avec clauses d’amerrissage forcé est demandée, la résistance structurale pour l’amerrissage doit satisfaire aux exigences du présent article et de l’article 529.801e).

a) Conditions d’amerrissage avec vitesse d’avancement. Le giravion doit heurter initialement la vague la plus critique dans des conditions raisonnablement probables d’eau à des vitesses d’avancement comprises entre zéro et 30 nœuds, et à des assiettes probables de tangage, roulis et lacet. La vitesse descensionnelle limite du giravion ne doit pas être inférieure à 5 pieds par seconde par rapport à la surface moyenne de l’eau. La portance rotor peut être utilisée pour déplacer le centre de gravité au moment de l’impact à l’amerrissage. Toutefois, cette portance ne peut dépasser les deux tiers de la masse maximale de calcul. Une vitesse d’avancement maximale de moins de 30 nœuds peut être utilisée pour le calcul s’il peut être démontré que la vitesse d’avancement choisie ne sera pas dépassée lors d’un amerrissage normal avec un moteur arrêté;
b) Les conditions suivantes des flotteurs auxiliaires ou de secours doivent être réunies :
1. (1) Flotteurs fixes ou déployés avant le contact initial avec l’eau. En plus des charges à l’amerrissage spécifiées à a) du présent article, chaque flotteur auxiliaire ou de secours, ou son support et sa structure d’attache dans la cellule ou le fuselage, doit être conçu pour la charge engendrée par un flotteur complètement immergé, à moins que l’on puisse démontrer qu’une immersion totale est peu probable. Lorsqu’une immersion totale est peu probable, la charge de flottabilité du flotteur la plus élevée possible doit être appliquée. La charge de flottabilité la plus élevée possible doit tenir compte de la possibilité qu’un flotteur soit partiellement immergé et engendre des moments stabilisateurs pour compenser les moments de renversement causés par le vent latéral, le chargement dissymétrique du giravion, l’action des vagues, l’inertie du giravion ainsi que les dommages structuraux probables et les fuites spécifiés à l’article 529.801d). Les angles de roulis et de tangage maximaux déterminés pour la conformité à l’article 529.801d) peuvent être utilisés, s’il y a lieu, pour déterminer le degré d’immersion de chaque flotteur. Si les flotteurs sont déployés en vol, les charges aérodynamiques pertinentes dérivées des limitations de vol avec flotteurs déployés doivent être utilisées pour les démonstrations de résistance des flotteurs et de leur attache au giravion. À cette fin, la vitesse de calcul pour la charge limite est la vitesse limite d’utilisation flotteur déployé multipliée par 1.11,
2. (2) Flotteurs déployés après le contact initial avec l’eau. Chaque flotteur doit être conçu pour l’immersion totale ou partielle spécifiée à b)(1) du présent article. De plus, chaque flotteur doit être conçu pour résister aux charges verticales et de traînée combinées en prenant une vitesse limite relative de 20 nœuds entre le giravion et l’eau. La charge verticale ne peut être inférieure à la charge de flottabilité la plus élevée possible déterminée selon b)(1) du présent article.

Évaluation en fatigue

529.571 Évaluation de la tolérance à la fatigue de la structure métallique

(en vigueur 2014/07/08)

a) Il faut procéder à une évaluation de la tolérance à la fatigue (FTE) de chaque élément structural principal (PSE), et des inspections et des durées de vie appropriées ou l’approbation de moyens jugés équivalents doivent être établis afin d’éviter une rupture catastrophique pendant la durée de vie opérationnelle du giravion. La FTE doit prendre en considération à la fois les effets de la fatigue et ceux des dommages déterminés en vertu de l’alinéa e)(4) du présent article. Les parties à évaluer sont les PSE des rotors, les systèmes, d’entraînement des rotors entre les moteurs et les moyeux de rotors, les commandes, le fuselage, les gouvernes fixes et mobiles, les supports du système de transmission et des moteurs, le train d’atterrissage, et leurs principaux points d’attache.
(en vigueur 2019/08/15)
b) Les définitions qui suivent s’appliquent au présent article :
(en vigueur 2019/08/15)
1. (1) rupture catastrophique – s’entend d’un événement qui pourrait empêcher la poursuite du vol et l’atterrissage sécuritaire;
2. (2) élément structural principal (PSE) – s’entend d’un élément structural qui contribue de façon importante au support des charges en vol ou au sol et dont la rupture par fatigue pourrait entraîner une rupture catastrophique de l’aéronef.
  (en vigueur 2019/08/15)
c) La méthodologie servant à établir le respect du présent article doit être soumise à l’approbation du ministre.
(en vigueur 2014/07/08)
d) Chaque PSE doit être identifié en fonction de la totalité de la structure, des éléments structuraux et des assemblages d’un giravion.
(en vigueur 2014/07/08)
e) Chaque évaluation de la tolérance à la fatigue exigée en vertu du présent article doit inclure ce qui suit :
(en vigueur 2014/07/08)
1. (1) les mesures en vol servant à déterminer les charges et les contraintes en fatigue des PSE indiqués à d) du présent article dans toutes les conditions critiques comprises dans la gamme des limitations de conception exigées à l’article 529.309 (incluant les effets de l’altitude), à l’exception des facteurs de charge de manœuvre qui n’ont pas à excéder les valeurs maximales prévues au cours des opérations;
  (en vigueur 2014/07/08)
2. (2) les gammes de chargement aussi importantes que celles prévues dans les opérations basées sur les charges ou les contraintes déterminées à e)(1) du présent article, y compris les opérations de charge externe, si nécessaire, et les autres opérations à cycle de puissance haute fréquence;
  (en vigueur 2014/07/08)
3. (3) les charges au décollage, à l’atterrissage et au roulage au moment d’évaluer le train d’atterrissage et les autres PSE visés;
  (en vigueur 2014/07/08)
4. (4) pour chaque PSE identifié à d) du présent article, une évaluation de la menace permettant de déterminer les endroits, les types et des dimensions probables des dommages et tenant compte de la fatigue, des effets sur l’environnement, des défauts intrinsèques et discrets, ou encore des dommages accidentels susceptibles de se produire en cours de fabrication ou d’utilisation;
  (en vigueur 2014/07/08)
5. (5) l’établissement des caractéristiques de tolérance à la fatigue du PSE en rapport avec les dommages identifiés à l’alinéa (4) du présent article, qui étaye l’inspection et les durées de vie ou tout autre moyen équivalent approuvé;
  (en vigueur 2019/08/15)
6. (6) des analyses étayées par des preuves d’essais et, le cas échéant, par une expérience en service.
  (en vigueur 2014/07/08)
f) La résistance résiduelle doit être établie pour l’ampleur maximale des dommages prévue dans la FTE. Au moment de fixer les intervalles d’inspection reposant sur la propagation des dommages, l’évaluation de la résistance résiduelle doit montrer que la structure restante est en mesure, après la propagation des dommages, de supporter les charges limites de conception sans se rompre.
(en vigueur 2019/08/15)
g) L’effet des dommages sur la rigidité, le comportement dynamique, les charges et les performances fonctionnelles doit être pris en compte.
(en vigueur 2014/07/08)
h) à partir des exigences du présent article, des inspections et des durées de vie ou des moyens équivalents approuvés doivent être établis pour éviter des ruptures catastrophiques. Les inspections, les durées de vie ou les moyens équivalents approuvés doivent être compris dans l’article des Limitations de navigabilité des Instructions pour le maintien de la navigabilité exigées par l’article 529.1529 et l’article A529.4 de l’Appendice A du présent chapitre.
(en vigueur 2014/07/08)
i) Si les inspections portant sur l’un des types de dommages indiqués à e)(4) du présent article se révèlent impossibles à l’intérieur des limites inhérentes à l’agencement, des possibilités d’inspection ou des bonnes pratiques de conception, des procédures supplémentaires doivent alors être établies, conjointement à la durée de vie du PSE, afin de minimiser le risque que survienne un de ces types de dommages susceptibles d’entraîner une rupture catastrophique pendant la vie opérationnelle du giravion.
(en vigueur 2014/07/08)

529.573 Évaluation de la tolérance aux dommages et évaluation en fatigue des structures en composites des giravions