Source: http://www.tc.gc.ca/fra/aviationcivile/servreg/rac/partie5-normes-523-sous-c-2062.htm
Timestamp: 2018-01-18 23:51:31+00:00
Document Index: 51310433

Matched Legal Cases: ["l'article 523", 'arrêt ', "l'article 523", "l'article 523", "l'article 523", 'art 572', "l'article 523", "l'article 523", "l'article 523"]

﻿ Partie V, Manuel de navigabilité Chapitre 523, Sous-chapitre C - Transports Canada
Partie V, Manuel de navigabilité Chapitre 523, Sous-chapitre C
523.301 Charges
a) Les exigences de résistance structurale sont spécifiées en termes de charges limites (charges maximales à envisager en service) et de charges extrêmes (charges limites multipliées par les coefficients de sécurité prescrits). À moins d'indications contraires, les charges prescrites sont des charges limites.
b) À moins d'indications contraires, les charges dans les airs, au sol et à flot doivent être équilibrées par les forces d'inertie, alors qu'on tient compte de toutes les masses dans l'avion. Ces charges doivent être réparties de façon à s'approcher de façon prudente des conditions réelles ou à représenter ces dernières minutieusement. Les méthodes utilisées pour déterminer l'importance des charges et leur répartition sur les avions à canard et à ailes en tandem doivent être validées par des mesures effectuées pendant des essais en vol à moins qu'il soit montré que les méthodes utilisées pour déterminer ces conditions de charge sont fiables ou prudentes en ce qui concerne la configuration qui est l'objet de l'examen.
c) Si les déformations sous charge modifient sensiblement la répartition des charges externes ou internes, ce changement de répartition doit être pris en considération.
d) Des critères simplifiés de calcul de structure peuvent être utilisés s'ils aboutissent à des charges de calcul non inférieures à celles prescrites aux articles 523.331 à 523.521. Pour les configurations d'avions décrites à l'appendice A, A523.1, les critères de calcul de l'appendice A de ce chapitre sont un équivalent approuvé aux articles 523.321 à 523.459. Si l'appendice A est utilisé, la totalité de cet appendice doit être substituée aux articles correspondants du présent chapitre.
523.302 Configurations canard ou ailes en tandem
La structure avant d'une configuration canard ou ailes en tandem doit :
a) Satisfaire à toutes les exigences du sous-chapitre C et du sous-chapitre D de ce chapitre applicable à une aile; et
b) Satisfaire à toutes les exigences qui s'appliquent à la fonction assurée par ces surfaces.
523.303 Coefficient de sécurité
À moins d'indications contraires, un coefficient de sécurité de 1,5 doit être utilisé.
523.305 Résistance et déformation
b) La structure doit être en mesure de supporter les charges extrêmes sans défaillance pendant au moins 3 secondes, à l'exception de défaillances locales ou d'instabilités structurales se situant dans les limites, et les charges extrêmes ne sont acceptables que si la structure est en mesure de les supporter pendant au moins 3 secondes. Toutefois, lorsque la preuve de la résistance de structure est établie par des essais dynamiques simulant les conditions réelles de charge, la limite des trois secondes ne s'applique pas.
523.307 Justification de la structure
a) La conformité aux exigences de résistance et de déformation de la 523.305 doit être montrée pour chaque condition de charge critique. L'analyse structurale ne peut être utilisée que si la structure est conforme à celles pour lesquelles l'expérience a montré que cette méthode est fiable. Dans d'autres cas, des essais justificatifs en charge doivent être effectués. Des essais dynamiques, comprenant des essais structuraux en vol, sont acceptables si les conditions de charge de calcul ont été simulées.
b) Certaines parties de la structure doivent être essayées comme spécifié dans le sous-chapitre D de ce chapitre.
523.321 Généralités
a) Les facteurs de charge en vol représentent le rapport de la composante des forces aérodynamiques (agissant perpendiculairement à l'axe longitudinal supposé de l'avion) par le poids de l'avion. Un facteur de charge positif en vol est un facteur dans lequel la force aérodynamique agit vers le haut par rapport à l'avion.
b) La conformité aux exigences de charges en vol de ce sous-chapitre doit être montrée :
(1) À chaque altitude critique de la gamme dans laquelle l'avion peut être vraisemblablement utilisé;
(2) À chaque masse depuis la masse minimale de calcul jusqu'à la masse maximale de calcul; et
(3) Pour chaque altitude et masse pratique de charge utilisable, à l'intérieur des limitations opérationnelles spécifiées dans les 523.1583 à 523.1589.
c) Lorsqu'ils sont importants, il faut tenir compte des effets de la compressibilité.
523.331 Conditions de vol symétrique
a) La charge appropriée d'équilibre sur l'empennage horizontal doit être prise en considération d'une manière rationnelle ou pénalisante, lors de la détermination des charges alaires et des charges d'inertie de translation correspondant à toutes les conditions de vol symétrique spécifiées dans les 523.333 à 523.341.
b) Les charges croissantes sur l'empennage horizontal dues aux manoeuvres et aux rafales doivent être contrées par l'inertie angulaire de l'avion d'une manière rationnelle ou pénalisante.
c) Il faut tenir compte de l'influence mutuelle des surfaces aérodynamiques lorsqu'on détermine les charges de vol.
523.333 Domaine de vol
a) Généralités. La conformité aux exigences de résistance structurale de ce sous-chapitre doit être montrée à toute combinaison de vitesse-air et de facteur de charge à l'intérieur et aux limites d'un domaine de vol (similaire à celui du paragraphe d) de cette section) qui représente le domaine des conditions de charge en vol spécifiées par les critères de manoeuvre et de rafale des paragraphes b) et c) de cette section, respectivement.
b) Domaine de manoeuvre. Excepté en cas de limitation par des coefficients maximaux de portance (statique), l'avion est supposé être soumis à des manoeuvres symétriques se traduisant par les facteurs de charge limites suivants :
(1) Le facteur de charge de manoeuvre positif spécifié en 523.337, à des vitesses jusqu'à VD;
(2) Le facteur de charge de manoeuvre négatif spécifié en 523.337, à VcVC; et
(3) Des facteurs variant linéairement en fonction de la vitesse depuis la valeur spécifiée à VC jusqu'à la valeur 0,0 à VD pour la catégorie normale et navette, et jusqu'à 1,0 à VD pour les catégories utilitaire et acrobatique.
c) Domaine de rafale.
(1) L'avion est supposé être soumis à des rafales verticales symétriques, en vol en palier. Les facteurs de charge limites qui en résultent doivent correspondre aux conditions déterminées comme suit :
(i) Des rafales positives (ascendantes) et négatives (descendantes) de 50 pi/s (15,25 m/s) à VC doivent être considérées à des altitudes comprises entre le niveau de la mer et 20 000 pieds (6 100 m) jusqu'à 25 pi/s (7,6 m/s) (50 000 pieds (15 250 m).
(ii) Des rafales positives et négatives de 25 pi/s (7,6 m/s) à VD doivent être considérées à des altitudes comprises entre le niveau de la mer et 20 000 pieds (6 100 m). La vitesse de rafale peut être réduite linéairement de 25 pi/s (7,6 m/s) à 20 000 pieds (6 100 m) jusqu'à 12,5 pi/s (3,8 m/s) à 50 000 pieds (15 250 m).
(iii) De plus, pour les avions de la catégorie navette, il faut envisager des rafales d'air turbulent de 66 pi/s à VS positive (vers la haut) et négative (vers le bas) entre le niveau de la mer et 20 000 pi d'altitude. La vitesse de ces rafales peut être réduite linéairement de 66 pi/s à 20 000 pi, jusqu'à 38 pi/s à 50 000 pi.
(2) Les hypothèses suivantes doivent être faites :
(i) La forme de la rafale est :
s = Distance de pénétration dans la rafale en pieds (en m);
= Corde géométrique moyenne de l'aile en pieds (en m); et
Ude = Vitesse déduite de rafale mentionnée au sous-paragraphe (1) de cette section.
(ii) Les facteurs de charge de rafale varient linéairement en fonction de la vitesse entre VC et VD.
d) Domaine de vol.
523.335 Vitesses de calcul
Excepté comme prévu au paragraphe a)(4) de cette section, les vitesses de calcul choisies sont des équivalents de vitesse (EV).
a) Vitesse de calcul en croisière, VC. Pour VC, ce qui suit s'applique :
(1) Étant donné que W/S désigne la charge alaire à la masse maximale de calcul au décollage, Vc VC (en kt) (en m/s) ne doit pas être inférieure à :
(i) 33 (pour les avions des catégories normale, utilitaire et navette); et
(ii) 36 (pour les avions de la catégorie acrobatique).
(2) Pour les valeurs W/S (mg/S) supérieures à 20 lb/pi2 (958 N/m2), les coefficients multiplicatifs peuvent être diminués linéairement en fonction de W/S jusqu'à une valeur de 28,6 pour W/S = 100 lb/pi2 (2,13 pour mg/S = 4 790 N/m2).
(3) VC n'a pas à être supérieure à 0,9 VH au niveau de la mer.
(4) Aux altitudes où une MD est établie, une vitesse de croisière MC limitée par la compressibilité peut être choisie.
b) Vitesse de calcul en piqué VD. Pour VD, ce qui suit s'applique :
(1) VD/MD ne doit pas être inférieure à 1,25 VC/MC; et
(2) Avec VCmin comme vitesse minimale de calcul en croisière exigée, VD (en kt) ne doit pas être inférieure à :
(i) 1,40 VCmin , (pour les avions de la catégorie normale et navette);
(ii) 1,50 VCmin, (pour les avions de la catégorie utilitaire); et
(iii) 1,55 VCmin, (pour les avions de la catégorie acrobatique).
(3) Pour les valeurs de W/S (mg/S) supérieures à 20, (958 N/m2), les coefficients multiplicatifs du sous-paragraphe (2) de ce paragraphe peuvent être diminués linéairement en fonction de W/S (mg/S), jusqu'à une valeur de 1,35 pour W/S = 100 (mg/S = 4 790 N/m2).
(4) La conformité aux sous-paragraphes (1) et (2) de ce paragraphe n'a pas à être montrée si VD/MD est choisie de telle manière que la marge minimale de vitesse entre VC/MC et VD/MD soit la plus grande des valeurs suivantes :
(i) L'accroissement de vitesse résultant lorsque, à partir de la condition initiale de vol stabilisé à VC/MC, l'avion est supposé être soumis à une variation d'assiette, l'amenant pendant 20 secondes sur une trajectoire de vol inclinée de 7,5 ( au(au dessus de la trajectoire initiale, puis cabré à un facteur de charge de 1,5 (accroissement de l'accélération de 0,5 g). Au moins 75% de la puissance maximale continue pour les moteurs à pistons, et la puissance maximale de croisière pour les turbomachines ou, si elle est inférieure, la puissance nécessaire à VC/MC pour les deux genres de moteurs, doit être admise jusqu'à ce que la ressource soit amorcée, auquel point la réduction de la puissance et les dispositifs de freinage aérodynamiques commandés par le pilote, peuvent être utilisés.
(ii) Mach 0,05 pour les avions des catégories normale, utilitaire et navette (aux altitudes où une MD est établie); ou
(iii) Mach 0,07 pour les avions de la catégorie navette (aux altitudes où une MD est établie), à moins qu'une analyse rationnelle, tenant compte des effets des systèmes automatiques, serve à déterminer une marge plus faible. Si une telle analyse est effectuée, la marge minimale de vitesse doit être suffisante pour tenir compte des variations atmosphériques (telles que les rafales horizontales, et la pénétration des courants-jets et des fronts froids), des erreurs instrumentales et des variations des cellules dues à la production, et elle ne doit pas être inférieure à Mach 0,05.
c) Vitesse de calcul en manoeuvre VA. Pour VA ce qui suit s'applique :
(1) VA ne doit pas être inférieure à VS ( , formule dans laquelle :
(i) VS est une vitesse de décrochage calculée avec volets rentrés à la masse de calcul, normalement basée sur les coefficients maximaux, des forces normales de l'avion, CNA; et
(ii) n est le facteur de charge de manoeuvre limite utilisé dans le calcul.
(2) La valeur de VA n'a pas à dépasser la valeur de VC utilisée dans le calcul.
d) Vitesse de calcul pour l'intensité de rafale maximale, VB. Pour VB, les dispositions s'appliquent :
(1) VB ne peut pas être inférieure à la vitesse déterminée par l'intersection de la ligne représentant la portance positive maximale Cn max et de la ligne représentant la vitesse de rafale en air turbulent sur le diagramme de rafale, V-n ou , selon la valeur la moindre, ou :
(i) ng est le facteur de charge en rafale positive de l'avion à une vitesse VC (conformément à la section 523.341), et la masse particulière à l'étude; et
(ii) VS1 est la vitesse de décrochage, volets rentrés à la masse particulière à l'étude.
(2) Il n'est pas nécessaire que VS soit supérieure à VC.
523.337 Facteurs de charges de manoeuvre limites
a) Le facteur de charge de manoeuvre limite positif n ne doit pas être inférieur à :
(1) 2,1+(24 000 /+(W+10 000)) pour les avions de la catégorie normale et navette, où W est égal à la masse maximale de calcul au décollage, sauf que n n'a pas à être supérieur à 3,8;
(2) 4,4 pour les avions de la catégorie utilitaire.
(3) 6,0 pour les avions de la catégorie acrobatique.
b) Le facteur de charge de manoeuvre limite négatif ne doit pas être inférieur à :
(1) 0,4 fois le facteur de charge positif, pour les catégories normale, utilitaire et navette; ou
(2) 0,5 fois le facteur de charge positif pour la catégorie acrobatique.
c) Des facteurs de charge de manoeuvre inférieurs à ceux spécifiés dans cette section peuvent être utilisés si l'avion possède des particularités de conception qui rendent impossible le dépassement de ces valeurs, en vol.
523.341 Facteurs de charge de rafale
a) Chacune des surfaces portantes de chaque avion doit pouvoir supporter les charges produites par les rafales spécifiées au paragraphe 523.333 c).
b) La charge de rafale pour une configuration canard ou ailes en tandem doit être calculée à l'aide d'une analyse rationnelle, ou conformément au paragraphe (c) du présent article, à la condition qu'il soit montré que les charges nettes résultantes sont prudentes par rapport aux critères de rafale du paragraphe 523.333 c).
c) En l'absence d'une analyse plus rationnelle, les facteurs de charge de rafale doivent être calculés à l'aide de l'équation suivante :
Kg = = coefficient d'atténuation de rafale;
m g = = rapport de masse de l'avion;
Ude = Vitesses dérivées de rafale mentionnées à la 523.333 c), (en pi/s) (en m/s);
p ?= Masse volumique de l'air, (slugs/pi3) (en kg/m3).
W/S = Charge alaire (lb/pi2) causée par la masse de l'avion dans ce cas de charge particulier.
C= Corde géométrique moyenne; (en pi) (en m);
g = Accélération due à la pesanteur, (en pi/s2) (en m/s2);
V = Équivalent de vitesse de l'avion, (en kt); et
a = Pente de la courbe du coefficient CNA de la composante aérodynamique normale de l'avion par radian, si les charges de rafale sont appliquées simultanément aux ailes et à l'empennage horizontal au moyen d'une méthode rationnelle. La pente de la courbe de coefficient de portance de l'aile CL par radian peut être utilisée lorsque la charge de rafale n'est appliquée qu'aux ailes, et que les charges de rafale sur l'empennage horizontal sont traitées séparément.
523.343 Charges de carburant de calcul
a) Les combinaisons de charges utilisables doivent inclure chacune des charges de carburant situées entre la masse sans carburant et la charge maximale de carburant.
b) Si l'avion transporte du carburant dans les ailes, sa masse maximale autorisée sans carburant dans les ailes doit être établie comme étant la « masse maximale sans carburant dans les ailes » si elle est moindre que la masse maximale.
c) Dans le cas des avions de la catégorie navette, on peut choisir une réserve de carburant dans la structure de l'avion, qui ne dépasse pas la quantité nécessaire pour un vol de 45 minutes à la puissance continue maximale. Dans ce cas, cette réserve doit constituer la masse minimale de carburant pour démontrer la conformité aux exigences de charges en vol prescrites dans le présent chapitre, et :
(1) la structure doit pouvoir résister aux conditions produites par une absence totale de carburant dans les ailes aux charges limites correspondant à :
(i) quatre-vingt dix pour cent des facteurs de charge de manoeuvre définis à l'article 523.337 et;
(ii) à des rafales égales à 85 pour cent des valeurs prescrites au paragraphe 523.333 c);
(2) l'évaluation de la fatigue de la structure doit tenir compte de toute augmentation des contraintes d'exploitation résultant des conditions décrites à l'alinéa c)(1) du présent article;
(3) les exigences relatives au battement, à la déformation et aux vibrations doivent aussi être respectées lorsqu'il n'y a pas de carburant dans les ailes.
523.345 Dispositifs hypersustentateurs
a) Si des volets ou des dispositifs hypersustentateurs similaires sont destinés à être utilisés au décollage, en approche, ou à l'atterrissage, l'avion, avec volets sortis à fond à VF, est censé être soumis à des manoeuvres et à des rafales symétriques à l'intérieur du domaine déterminé par :
(2) des rafales positives et négatives de 25 pi/s (7,6 m/s) agissant perpendiculairement à la trajectoire de vol en palier.
b) Il faut présumer que VF n'est pas inférieure à 1,4 VS ni à 1,8 VSF, en retenant la plus grande de ces valeurs, où :
(1) VS est la vitesse de décrochage calculée, avec volets rentrés à la masse de calcul; et
(2) VSF est la vitesse de décrochage calculée, avec volets complètement sortis à la masse de calcul.
(3) Si un dispositif automatique limitant la charge sur les volets est utilisé, l'avion peut être conçu pour les combinaisons critiques de vitesses aérodynamiques et de positions de volets permises par ce dispositif.
c) En déterminant les charges externes exercées sur tout l'avion, il faut présumer que la poussée, le souffle de l'hélice et l'accélération en tangage sont nuls.
d) Les volets, leur mécanisme de manoeuvre et leurs structures de support doivent pouvoir résister aux conditions prescrites au paragraphe a) du présent article. De plus, lorsque les volets sont complètement sortis à VF, les conditions suivantes, prises séparément, doivent être prises en considération :
(1) une rafale de face de 25 pieds par seconde (7,5 m/s) (EAS) combinée à un souffle d'hélice qui correspond à 75 pour cent de la puissance maximale continue; et
(2) les effets du souffle d'hélice correspondant à la puissance maximale au décollage.
523.347 Conditions de vol dissymétrique
a) L'avion est supposé être soumis aux conditions de vol dissymétrique des 523.349 et 523.351. Les moments aérodynamiques non équilibrés autour du centre de gravité doivent être contrés d'une manière rationnelle ou pénalisante, en prenant en considération les masses principales fournissant les forces inertielles de réaction.
b) Les avions de la catégorie acrobatique homologués pour effectuer des tonneaux rapides doivent pouvoir résister à des charges asymétriques supplémentaires exercées sur les ailes et l'empennage horizontal.
523.349 Conditions de roulis
L'aile et le haubanage d'aile doivent être calculés pour les conditions de charge suivantes :
a) Charges dissymétriques de voilure appropriées à la catégorie. À moins que les valeurs suivantes ne conduisent à des charges non réalistes, les accélérations de roulis peuvent être obtenues en modifiant les conditions de vol symétrique du 523.333 d) comme suit :
(1) Pour la catégorie acrobatique, dans les conditions A et F, supposer que les 100% de la charge aérodynamique de la demi-voilure agissent sur un côté du plan de symétrie et que 60% de cette charge agissent sur l'autre côté.
(2) Pour les catégories normale, utilitaire et navette, dans la condition A, il faut présumer que les 100 pour cent de la charge aérodynamique à mi-voilure agissent sur un côté de l'avion et que les 75 pour cent de cette charge agissent sur l'autre côté.
b) Les charges résultant des braquages d'ailerons et vitesses spécifiées en 523.455, combinées avec un facteur de charge de l'avion au moins égal au 2/3 du facteur de charge de manoeuvre positif utilisé pour le calcul. À moins que les valeurs suivantes ne conduisent à des charges non réalistes, l'effet du braquage de l'aileron sur la torsion de l'aile peut être pris en considération en majorant de la quantité indiquée ci-après, le coefficient de moment du profil de base dans la partie aileronnée de l'envergure, dans la condition critique déterminée au 523.333 d):
Formule dans laquelle : = accroissement du coefficient du moment; et
= braquage vers le bas de l'aileron, en degrés en radians dans la condition critique.
523.351 Conditions de lacet
L'avion doit être calculé pour des charges de lacet sur les surfaces verticales d'empennage résultant des charges spécifiées dans les 523.441 à 523.445.
523.361 Couple moteur
a) Chaque bâti-moteur et sa structure-support doivent être conçus pour les effets :
(1) D'un couple moteur limite correspondant à la puissance et à la vitesse d'hélice au décollages, avec application simultanée de 75% des charges limites résultant de la condition de vol A du 523.333 d);
(2) D'un couple moteur limite correspondant à la puissance maximale continue et au régime maximum continu de l'hélice, avec application simultanée des charges limites résultant de la condition de vol A de 523.333 d); et
(3) Pour les installations de turbopropulseurs, en plus des conditions spécifiées aux paragraphes a)(1) et a)(2) de cette section, d'un couple moteur limite correspondant à la puissance et à la vitesse d'hélice au décollage, multiplié par un coefficient tenant compte d'un mauvais fonctionnement du système de commande de l'hélice, y compris une mise en drapeau rapide, avec application simultanée des charges en vol en palier à 1 g. En l'absence d'une analyse rationnelle, un coefficient de 1,6 doit être utilisé.
b) Pour les installations de turbomachines, les bâti-moteurs et la structure-support doivent être conçus pour supporter chacune des charges suivantes :
(1) Une charge de couple moteur limite imposée par l'arrêt brutal du moteur, dû à un mauvais fonctionnement ou à une défaillance de structure (comme le grippage du compresseur).
(2) Une charge de couple moteur limite imposée par l'accélération maximale du moteur.
c) Le couple moteur limite à considérer au paragraphe a) de cette section doit être obtenu en multipliant le couple moyen correspondant à la puissance maximale continue par un coefficient de :
(1) 1,25 pour les installations de turbopropulseurs;
(2) 1,33 pour les moteurs comportant cinq cylindres ou plus; et
(3) Deux, trois ou quatre pour les moteurs comportant respectivement quatre, trois ou deux cylindres.
523.363 Charge latérale sur le bâti-moteur
a) Chaque bâti-moteur et sa structure-support doivent être calculés en prenant un facteur de charge limite dans un sens transversal, pour la charge latérale sur le bâti-moteur, non inférieure à :
(2) Un tiers du facteur de charge limite pour la condition de vol A.
b) La charge latérale prescrite au paragraphe (a) de cette section peut être supposée indépendante des autres conditions de vol.
523.365 Charges dans les cabines pressurisées
Pour chaque compartiment pressurisé, ce qui suit s'applique :
a) La structure de l'avion doit être assez résistante pour supporter les charges de vol combinées avec les charges différentielles de pression variant de zéro jusqu'au tarage maximal de la soupape de surpression.
b) La répartition de la pression extérieure en vol, et toutes concentrations d'efforts, doivent être prises en considération.
c) Si des atterrissages peuvent être effectués, la cabine étant pressurisée, les charges à l'atterrissage doivent être combinées avec les charges différentielles de pression variant de zéro jusqu'au maximum autorisé durant l'atterrissage.
d) La structure de l'avion doit être assez résistante pour supporter les charges différentielles de pression correspondant au tarage maximal de la soupape de surpression multiplié par un coefficient de 1,33 en omettant les autres charges.
e) Si une cabine pressurisée comporte deux compartiments ou plus séparés par des cloisons structurales ou un plancher, la structure principale doit être calculée pour résister aux effets d'une perte brutale de pression dans un compartiment quelconque comportant des portes sur l'extérieur ou des fenêtres. Cette condition doit être étudiée pour les effets du compartiment. Les effets résultant des évents d'intercommunication entre les compartiments peuvent être considérés.
523.367 Charges dissymétriques dues à une panne de moteur
a) Les avions à turbopropulseurs doivent être calculés pour les charges dissymétriques résultant de la panne du moteur critique, incluant les conditions suivantes en combinaison avec un simple mauvais fonctionnement du système limiteur de traînée de l'hélice, en tenant compte de l'action corrective probable du pilote sur les commandes de vol :
(1) Aux vitesses comprises entre VMC et VD, les charges résultant de la panne de puissance à cause d'une interruption du débit de carburant sont considérées comme étant des charges limites.
(2) Aux vitesses comprises entre VMC et VC, les charges résultant du désaccouplement du compresseur moteur et de la turbine ou de la perte des aubes de turbine sont considérées comme étant des charges extrêmes.
(3) Le déroulement dans le temps de la perte de poussée et de la formation de traînée qui se produisent par suite des pannes moteurs prescrites, doit être justifié par essai ou par d'autres données applicables à la combinaison particulière moteur-hélice.
(4) La durée et l'ampleur de l'action corrective probable du pilote doivent être estimées de façon pénalisante, en prenant en considération les caractéristiques de la combinaison particulière moteur-hélice avion.
b) L'action corrective du pilote peut être supposée entreprise à l'instant où la vitesse maximale de lacet est atteinte mais pas plus tôt que deux secondes après la panne moteur. L'ampleur de l'action corrective peut être basée sur les effets limites du pilote spécifiés en 523.397, excepté que des efforts plus faibles peuvent être supposés lorsqu'il est montré par analyse ou par essai que ces efforts peuvent contrôler le lacet et le roulis résultant des conditions prescrites de panne de moteur.
523.369 Haubanage arrière de portance
a) Si un haubanage arrière de portance est utilisé, il doit être conçu pour des conditions d'écoulement aérodynamique inverse, à une vitesse de calcul de :
où W/S est égal à la charge alaire à la masse maximale de calcul au décollage.
b) Soit les valeurs aérodynamiques pour le profil particulier de voilure utilisé, soit une valeur de CL égale à -0,8 avec une répartition dans le sens de la corde qui soit triangulaire entre un maximum au bord de fuite et une valeur nulle au bord d'attaque, doivent être utilisées.
523.371 Charges gyroscopiques et aérodynamiques
a) Chaque bâti-moteur et sa structure de support doivent être conçus pour les charges gyroscopiques, d'inertie et aérodynamiques qui apparaissent quand les moteurs et les hélices, selon le cas, sont au régime maximal continu, dans l'une ou l'autre des conditions suivantes :
(1) les conditions prescrites aux articles 523.351 et 523.423; ou
(2) toutes les combinaisons possibles de ce qui suit :
(i) une vitesse de lacet de 2,5 radians par seconde;
(ii) une vitesse de tangage de 1 radian par seconde;
(iii) un facteur de charge normal de 2,5; et
(iv) la poussée maximale continue.
b) Dans le cas des avions homologués pour les manoeuvres acrobatiques, chaque bâti-moteur et sa structure de support doivent respecter les exigences du paragraphe (a) du présent article et pouvoir résister aux facteurs de charge prévus aux vitesses maximales combinées de lacet et de tangage.
c) Dans le cas des avions homologués de la catégorie navette, chaque bâti-moteur et sa structure de support doivent respecter les exigences du paragraphe a) du présent article et pouvoir résister aux facteurs de charge de rafales mentionnés à l'article 523.341 du présent chapitre.
523.373 Dispositifs de contrôle de vitesse
Si des dispositifs de contrôle de vitesse (tels que « spoilers » et volets de freinage) sont installés pour utilisation dans des conditions en route :
a) L'avion doit être calculé pour les manoeuvres et rafales symétriques prescrites en 523.333, 523.337 et 523.341, et pour les manoeuvres de lacet et rafales latérales prescrites en 523.441 et 523.443, avec le dispositif sorti à des vitesses allant jusqu'à la vitesse affichée avec dispositif sorti; et
b) Si le dispositif possède des caractéristiques de fonctionnement ou de limitation de charge automatique, l'avion doit être calculé pour les conditions de manoeuvres et de rafales prescrites au paragraphe a) de cette section, aux vitesses et aux positions correspondantes du dispositif que le mécanisme permet.
523.391 Charges sur les gouvernes
a) Les charges sur les gouvernes spécifiées dans les 523.397 à 523.459 sont supposées apparaître dans les conditions décrites dans les 523.331 à 523.351.
b) (Enlevé)
523.393 Charges parallèles à l'axe d'articulation
a) Les gouvernes et leurs ferrures d'articulation doivent pouvoir supporter des charges d'inertie exercées parallèlement à l'axe d'articulation.
b) En l'absence de données plus rationnelles, on peut présumer que les charges d'inertie sont égales à KW oùou :
(1) K est égal à 24 pour les gouvernes verticales;
(2) K est égal à 12 pour les gouvernes horizontales; et
(3) W est égal à la masse des gouvernes mobiles.
523.395 Charges sur le système de commande
a) Chaque système de commande de vol et sa structure-support doivent être calculés pour des charges correspondant à au moins 125% des moments de charnières calculés des gouvernes mobiles dans les conditions prescrites en 523.391 à 523.459. De plus, ce qui suit s'applique :
(1) Les charges limites sur le système n'ont pas à dépasser la plus élevée des charges qui peuvent être exercées par le pilote et par les dispositifs automatiques agissant sur les commandes. Cependant, les efforts du pilote automatique n'ont pas lieu d'être ajoutés aux efforts du pilote. Le système doit être conçu pour l'effort maximal du pilote ou du pilote automatique, en retenant le plus élevé. De plus, si le pilote et le pilote automatique agissent en opposition, la partie du système située entre eux peut être calculée pour l'effort maximal de celui qui impose la charge la plus faible. Les efforts du pilote utilisés dans le calcul n'ont pas à dépasser les efforts maximaux prescrits dans le 523.397 b).
(2) L'étude doit, dans tous les cas, fournir un système robuste en utilisation, considérant le blocage, les rafales au sol, l'évolution au sol vent arrière, l'inertie des commandes et les frottements. La conformité à ce sous-paragraphe peut être montrée en faisant l'étude des charges résultant de l'application des efforts minimaux prescrits dans le 523.397 b).
b) Un facteur de 125% pour les moments de charnières calculés doit être utilisé pour calculer les systèmes de profondeur, de gauchissement et de direction. Cependant, un facteur aussi faible que 1,0 peut être utilisé si les moments de charnières sont basés sur des données précises d'essai en vol, la réduction exacte dépendant de la précision et de la fiabilité des données.
c) Les efforts du pilote utilisés pour le calcul sont supposés agir aux poignées ou pédales de commande appropriées comme ils le feraient en vol, et sont supposés réagir à l'endroit des fixations du système de commande aux guignols des gouvernes.
523.397 Efforts et couples limites aux commandes
a) Dans la condition de charge en vol des gouvernes, les charges aérodynamiques sur les surfaces mobiles et les braquages correspondants n'ont pas à dépasser ceux qui résulteraient en vol de l'application de tout effort pilote dans les plages d'efforts spécifiées au paragraphe b) de cette section. Pour l'application de ce critère, les effets de l'assistance aux systèmes de commandes et des servomécanismes, ainsi que les effets de tabs doivent être considérés. L'effort du pilote automatique doit être utilisé pour le calcul s'il peut à lui seul produire des charges de gouvernes plus élevées que celles du pilote humain.
b) Les efforts pilote et couples limites aux commandes sont les suivants : (voir le tableau ci-dessous)
Commande Efforts ou couples maximaux pour la masse de calcul, masse inférieure ou égale à 5 000 livres (2270 kg)1 Efforts ou couples minimaux2 lbs
Volant3 Profondeur :
Volant (symétrique)
Volant (dissymétrique)5
50 D (po.-lbs)4
40 D (po.-lbs)4
1 Pour une masse de calcul (W) (M) supérieure à 5 000 livres, (2 267,96 kg) les valeurs maximales spécifiées doivent être augmentées linéairement en fonction de la masse jusqu'à 1,18 fois les valeurs spécifiées à une masse de calcul de 5 700 kg (12 566 livres) et pour les avions de la catégorie navette, les valeurs spécifiées doivent être augmentées linéairement en fonction de la masse jusqu'à 1,35 fois les valeurs spécifiées à une masse théorique de 19 000 livres.
2 Si la conception d'un ensemble individuel de systèmes de commandes ou de gouvernes rend inapplicables ces efforts ou couples minimaux spécifiés, les valeurs correspondant aux moments de charnières actuels obtenus selon la section 523.415, mais non inférieurs à 0,6 des efforts ou couples minimaux spécifiés, peuvent être utilisées.
3 Les parties critiques du système de commande de gauchissement doivent aussi être calculées pour un effort tangentiel simple avec une valeur limite égale à 1,25 fois la force produisant le couple déterminé d'après les critères ci-dessus.
4 D = diamètre du volant en pouces (en m).
5 L'effort dissymétrique doit être appliqué à l'un des points normaux de prise du volant de commande.
523.399 Système de double commande
a) Chaque système de double commande doit pouvoir résister à la force exercée simultanément par les pilotes en direction opposée, la force exercée par chaque pilote n'étant pas inférieure à la plus grande des deux suivantes :
(1) 0,75 fois celles obtenues à l'article 523.395; ou
(2) aux forces minimales spécifiées au paragraphe 523.397 b).
b) Chaque système de double commande doit pouvoir résister à la force exercée simultanément par les pilotes dans la même direction, la force exercée par chaque pilote n'étant pas inférieure à 0,75 fois celles obtenues à l'article 523.395.
523.405 Système de commandes secondaires
Les commandes secondaires, telles que commandes de freins de roues, de spoilers et de tabs doivent être calculées pour les efforts maximaux qu'un pilote est susceptible d'appliquer à ces commandes.
523.407 Effets des tabs commandés
Les effets des tabs commandés sur les conditions de calcul des gouvernes ne doivent être pris en compte que si les charges sur les surfaces sont limitées par l'effort pilote maximal. Dans ces cas, les tabs sont considérés être braqués dans la direction qui aiderait le pilote. Ces braquages doivent correspondre au degré maximal d'écart de compensation envisagé à la vitesse dans la condition considérée.
523.409 Tabs
Les tabs des gouvernes doivent être calculés pour la combinaison la plus sévère de vitesse-air et de braquage de tabs de compensation susceptible d'être obtenue à l'intérieur du domaine de vol pour toute condition de chargement utilisable.
523.415 Conditions de rafale au sol
a) Le système de commande doit être étudié de la façon suivante pour des charges sur les gouvernes résultant des rafales au sol et du roulement au sol vent arrière :
(1) Si une étude du système de commande en fonction des charges dues aux rafales au sol n'est pas exigée par le sous-paragraphe (2) de ce paragraphe, mais que le postulant choisit de calculer une partie du système de commande pour ces charges, ces charges ont seulement à être déplacées des guignols de gouvernes par l'intermédiaire des butées ou des blocages à la rafale les plus proches, et de leurs structures-support.
(2) Si des forces exercées par les pilotes inférieures aux minima spécifiés au paragraphe 523.397 b) sont utilisés pour le calcul, les effets des charges sur les gouvernes dues aux rafales au sol et au roulement au sol en vent arrière doivent être étudiés pour l'ensemble du système de commande selon la formule :
H = moment de charnière limite en (pi. lb) (en Nm);
c = corde moyenne de la gouverne en arrière de l'axe de charnière, (en pi) (en m);
S = surface de la partie de la gouverne située en arrière de l'axe de charnière (en pi2) (en m2);
q = pression dynamique en (lb/pi2) (en Pa) basée sur une vitesse de calcul non inférieure à 14,6 + 14,6 (pi/s) (1,99 14,6 M/S + 4,45 en m/s) où W/S est égal à la charge alaire à la masse maximale de calcul, sauf que la vitesse de calcul n'a pas à dépasser 88 pi/s (26,8 m/s); et
K = facteur du moment de charnière limite pour les rafales au sol déduit du paragraphe (b) du présent article. (Dans le cas des ailerons et des gouvernes de profondeur, une valeur positive de K indique un moment tendant à abaisser la gouverne, et une valeur négative de K indique un moment ayant tendance à lever la gouverne).
(b) Le facteur K du moment de charnière limite pour les rafales au sol doit être déduit de la façon suivante : (voir le tableau ci-dessous).
(a) Gauchissement +0.75 (a) commandes bloquées ou fixées à mi-course
(b) Gauchissement ±0.50 (b) ailerons en butée : moment + sur un aileron, moment sur l'autre
(c) Profondeur ±0.75 (c) gouverne à fond à piquer (-)
(d) Profondeur ±0.75 (d) gouverne à fond à cabrer (+)
(e) Direction ±0.75 (e) gouverne en position neutre
(f) Direction ±0.75 (f) gouverne en butée
c) À toutes les masses situées entre la masse à vide et la masse maximale officielles lorsque l'avion est arrimé, telles que précisées dans le manuel correspondant, tous les points d'arrimage officiels et leur structure avoisinante, le système de commande, les gouvernes et leurs freins doivent pouvoir résister aux conditions de charges limites existantes lorsque l'avion est arrimé et que le vent souffle horizontalement jusqu'à 65 noeuds dans n'importe quelle direction.
Surfaces horizontales de stabilisation et d'équilibrage
523.421 Charges d'équilibre
a) Une charge d'équilibre appliquée à la surface horizontale est une charge nécessaire pour maintenir l'équilibre dans toute condition de vol spécifiée avec une accélération de tangage nulle.
b) Les surfaces horizontales d'équilibrage doivent être calculées pour les charges d'équilibre se produisant à tout point du domaine de manoeuvre limite et dans les conditions de volets spécifiées dans la 523.345.
523.423 Charges de manoeuvre
Chaque surface horizontale et sa structure support, et l'aile principale d'un avion ayant une configuration canard ou ailes en tandem, si cette surface comprend une commande de profondeur, doit être conçue pour les charges de manoeuvre imposées par les conditions suivantes :
a) Un déplacement soudain de la commande de profondeur, à la vitesse VA, jusqu'au déplacement maximal vers l'arrière, et le déplacement maximal vers l'avant, tel qu'il est limité par les butées de la commande, ou l'effort du pilote, selon l'élément qui est critique.
b) Un déplacement soudain vers l'arrière de la commande de profondeur à des vitesses supérieures à VA, suivi d'un déplacement vers l'avant de la commande de profondeur se traduisant par les combinaisons suivantes d'accélération normale et angulaire :(voir le tableau ci-dessous)
Accélération normale (n)
Accélération angulaire (rd/s2)
Mis en cabré 1.0
Mis en piqué Nm
(1) nm = facteur de charge de manoeuvre limite positif utilisé dans la conception de l'avion; et
(2) V = vitesse initiale en noeuds. (en m/s)
La condition de ce paragraphe implique des charges correspondant aux charges qui peuvent se produire dans une "manoeuvre vérifiée" (une manoeuvre dans laquelle la commande de profondeur est soudainement déplacée dans un sens, puis soudainement déplacée dans le sens opposé). Il faut éviter que les braquages et les intervalles de temps de la "manoeuvre vérifiée" dépassent le facteur de charge de manoeuvre limite. La charge totale sur la surface horizontale pour les conditions mis en cabré et mis en piqué est la somme des charges d'équilibrage à V et à la valeur spécifiée du facteur de charge normal n, plus l'accroissement de la charge de manoeuvre dû à la valeur spécifiée de l'accélération angulaire.
523.425 Charges de rafale
a) Chaque surface horizontale, autre qu'une aile principale, doit être conçue pour des charges qui découlent de :
(1) Des vitesses de rafale spécifiées au 523.333 c) avec volets rentrés; et
(2) Des rafales positives et négatives d'une intensité nominale de 25 pi/s (7,6 m/s) à VF correspondant aux conditions de vol spécifiées au 523.345 a)(2).
c) Lorsqu'on détermine la charge totale sur les surfaces horizontales pour les conditions spécifiées au paragraphe a) de cette section, les charges d'équilibrage initiales pour le vol stabilisé non accéléré aux vitesses de calcul pertinentes VF, VC et VD doivent être déterminées en premier lieu. L'accroissement de charge résultant des rafales doit être ajouté à la charge d'équilibrage initiale pour obtenir la charge totale.
d) En l'absence d'une analyse plus rationnelle, l'accroissement de charge dû à la rafale doit être calculé de la façon suivante seulement pour des configurations d'avion présentant des surfaces horizontales montées à l'arrière, à moins qu'il soit démontré que son utilisation ailleurs est prudente
D?Lht = accroissement de charge sur l'empennage horizontal, (en livres) (en N);
Kg = coefficient d'atténuation de rafale défini en section 523.341;
Ude = vitesse déduite de rafale, (en pi/s) (en m/s);
V = équivalent de vitesse de l'avion, (en kt) (en m/s);
aht = Pente de la courbe de portance horizontale arrière (par radian);
Sht = surface de la surface portante horizontale arrière (pi2); et
= coefficient de déflexion vers le bas.
523.427 Charges dissymétriques
a) Les surfaces horizontales autre qu'une aile principale et leur structure support doivent être conçues pour les charges dissymétriques résultant des effets de lacet et de souffle, en combinaison avec les charges prescrites pour les conditions de vol énoncées dans les 523.421 à 523.425.
b) En l'absence de données plus rationnelles pur les avions qui sont conventionnels quant à l'emplacement des moteurs, des ailes, des surfaces horizontales autres qu'une aile principale et à la forme du fuselage :
(1) 100% de la charge maximale à partir des conditions de vol symétriques peuvent être supposés sur la surface, sur un côté du plan de symétrie; et
(2) Le pourcentage suivant de cette charge doit être appliqué sur le côté opposé : opposé: % = 100-10 (n-1), où n est le facteur de charge de manoeuvre positif spécifié, mais cette valeur ne doit pas être supérieure à 80%.
c) Pour les avions qui ne sont pas conventionnels (tels que les avions avec des surfaces horizontales autre qu'une aile principale ayant un dièdre appréciable ou supportées par les surfaces d'empennage verticales), les surfaces et structures-support doivent être conçues pour des charges combinées de surfaces verticales et horizontales résultant de chaque condition de vol prescrite, prise séparément.
523.441 Charges de manoeuvre
a) À des vitesses allant jusqu'à VA, les surfaces verticales doivent être conçues pour résister aux conditions suivantes. En calculant les charges, la vitesse de lacet peut être supposée nulle :
(1) Avec l'avion en vol non accéléré avec lacet nul, il est supposé que la commande de direction est déplacée brusquement au braquage maximal, tel que limité par les butées de la commande ou par les efforts limites du pilote.
(2) Lorsque la gouverne de direction est braquée comme le précise l'alinéa (a)(1) du présent article, on présume que l'avion effectue un lacet jusqu'à ce que l'angle de dérapage soit excessif. Au lieu d'adopter une analyse rationnelle, on peut présumer que l'angle de dérapage excessif est égal à 1,5 fois l'angle de dérapage statique mentionné à l'alinéa a)(3) du présent article.
(3) Un angle de lacet de 15° avec la commande de direction maintenue en position neutre (excepté comme limité par l'effort du pilote).
b) Dans le cas des avions de la catégorie navette, les charges imposées par la manoeuvre additionnelle suivante doivent être vérifiées aux vitesses situées entre VA et VD/MD. En calculant les charges exercées sur l'empennage :
(1) l'avion doit être mis en lacet jusqu'à l'angle de dérapage maximal pouvant être maintenu, la gouverne de direction étant braquée à fond de l'une des manières suivantes :
(i) jusqu'en butée;
(ii) jusqu'à la limite maximale du servo-mécanisme;
(iii) jusqu'à ce que le pilote exerce une force maximale sur la gouverne de direction, comme suit :
(2) La gouverne de direction doit ensuite être ramenée soudainement au neutre à partir du braquage maximal.
c) Les angles de lacet spécifiés au paragraphe a)(3) de cette section peuvent être réduits i l'angle de lacet choisi pour une vitesse particulière ne peut pas être dépassé :
(1) Dans des conditions de dérapage stabilisé;
(2) Dans des roulis non coordonnés à partir de fortes inclinaisons latérales; ou
(3) Dans le cas de panne soudaine du moteur critique avec action corrective différée.
523.443 Charges de rafale
a) Les surfaces verticales doivent être calculées pour résister, en vol non accéléré à la vitesse VC, à des rafales latérales ayant les valeurs prescrites en VC, dans la 523.333 c).
b) De plus, pour les avions de la catégorie navette, l'aéronef est censé rencontrer des rafales dérivées normales au plan de symétrie en vol non accéléré à VB, VC, VD et VF. Les rafales dérivées et la vitesse de l'avion correspondent à ces conditions, tel que déterminé par les sections 523.341 et 523.345, doivent être examinées. La forme des rafales doit correspondre aux prescriptions prévues en 523.333 c)(2)(i).
c) En l'absence d'une analyse plus rationnelle, la charge de rafale doit être calculée comme suit :
Lvt = charge sur la surface verticale (en livres) (en N);
= coefficient d'atténuation de rafale;
= paramètre de masse latérale
Ude = vitesse de rafale déduite, (en pi/s) (en m/s);
r ?= masse volumique de l'air, (en slugs/pi3) (en kg/m3);
W = masse de l'avion pertinente pour ce cas particulier de charge (en lb) (en kg);
Svt = superficie de la surface verticale, (en pi2) (en m2);
= corde géométrique moyenne de la surface verticale (en pieds) (en m);
avt = pente de la courbe de portance de la surface verticale (par radian);
K = rayon de giration en lacet, (en pieds) (en m);
lvt = distance entre le centre de gravité de l'avion et le centre de portance de la surface verticale, (en pieds) (en m);
g = accélération due à la pesanteur, (en kt) (en m/s); et
V = vitesse équivalente de l'avion, (en kt) (en m/s).
523.445 Dérives extérieures ou ailettes d'extrémité d'aile
a) Si des dérives extérieures ou ailettes d'extrémité d'aile sont comprises sur les empennages horizontaux ou les ailes, il faut concevoir les empennages horizontaux ou les ailes en tenant compte de leur charge maximale conjointement avec les charges induites par les dérives ou ailettes d'extrémités d'aile et les moments ou les forces exercées sur les empennages horizontaux ou sur les ailes par les dérives ou les ailettes d'extrémité d'aile.
b) Si des dérives en dehors du plan de symétrie ou ailettes d'extrémité d'aile débordent au-dessus et au-dessous de la surface horizontale, la charge critique sur la surface verticale (charge par unité de surface définie aux 523.441 et 523.443) doit être appliquée à :à:
(1) La partie des surfaces verticales située au-dessus de la surface horizontale avec 80% de cette charge appliqués à la partie située au-dessous de la surface horizontale; et
(2) La partie des surfaces verticales située au-dessous de la surface horizontale, avec 80% de cette charge appliqués à la partie située au-dessus de la surface horizontale.
c) Les effets de panneau d'extrémité des dérives en dehors du plan de symétrie ou ailettes d'extrémité d'aile doivent être pris en considération lors de l'application des conditions de lacet des 523.441 et 523.443 aux surfaces verticales du paragraphe b) de cette section.
d) Lorsque des méthodes rationnelles sont utilisées pour calculer les charges, les charges de manoeuvre en 523.441 sur les empennages verticaux et la charge de un g sur les empennages horizontaux, dont des charges induites sur l'empennage horizontal et les moments ou les forces exercées sur les empennages horizontaux par les empennages verticaux, doivent être appliquées simultanément pour la condition de charge structurale.
Ailerons et dispositifs spéciaux
523.455 Ailerons
a) Les ailerons doivent être calculés pour les charges auxquelles ils sont soumis :
(1) En position neutre pendant les conditions de vol symétriques; et
(2) Par les braquages suivants (sauf limitation par l'effort pilote), pendant les conditions de vol dissymétrique :
(i) Un déplacement maximal brusque de la commande de gauchissement à VA. Une tolérance convenable peut être apportée aux braquages du système de commandes.
(ii) Un braquage suffisant à VC, VC étant plus grande que VA, pour produire une vitesse de roulis qui ne soit pas inférieure à celle obtenue dans le sous-paragraphe (2)(i).
(iii) Un braquage à VD suffisant pour produire une vitesse de roulis qui ne soit pas inférieure au tiers de celle obtenue dans le sous-paragraphe (2)(i).
523.457 Volets d'aile Enlevé
523.459 Dispositifs spéciaux
Les charges pour les dispositifs spéciaux utilisant des surfaces aérodynamiques (telles que volets obturateurs de fentes et spoilers) doivent être déterminées à partir de données d'essais.
523.471 Généralités
Les charges limites au sol spécifiées dans ce sous-chapitre sont considérées comme des charges externes et des forces d'inertie qui agissent sur la structure de l'avion. Dans chaque condition de charge au sol spécifiée, les réactions externes doivent être placées en équilibre avec les forces d'inertie linéaire et angulaire, d'une manière rationnelle ou pénalisante.
523.473 Conditions de charges au sol et hypothèses
a) Les exigences de charges au sol de ce sous-chapitre doivent être satisfaites à la masse maximale de calcul excepté que les 523.479, 523.481 et 523.483 peuvent être satisfaits à une masse de calcul à l'atterrissage (masse la plus élevée pour des conditions d'atterrissage à la vitesse maximale de descente) autorisée selon les paragraphes b) et c) de cette section.
b) La masse de calcul à l'atterrissage peut être aussi faible que :
(1) 95% de la masse maximale si la capacité minimale de carburant est suffisante pour au moins une demi-heure d'utilisation à la puissance maximale continue, augmentée d'une capacité égale à une masse de carburant qui est la différence entre la masse maximale de calcul et la masse de calcul à l'atterrissage; ou que
(2) La masse maximale de calcul moins la masse de 25% de la capacité totale de carburant.
c) La masse de calcul à l'atterrissage d'un avion multimoteur peut être inférieure à celle permise par le paragraphe (b) de cette section si :
(1) L'avion satisfait aux exigences de montée avec un moteur en panne de l'alinéa 523.67 b)(1) ou du paragraphe c); et si
(2) La conformité aux exigences du système de vidange de carburant en vol de la 523.1001 est montrée.
d) Le facteur de charge d'inertie verticale limite choisi appliqué au centre de gravité de l'avion pour des conditions de charge au sol prescrites dans ce sous-chapitre ne doit pas être inférieur à celui qui serait obtenu dans un atterrissage à une vitesse de descente (V), en pieds par seconde, égale à 4,4 (W/S)1/4 (0,51(mg/s)1/4) excepté que cette vitesse n'a pas à être supérieure à 10 pieds par seconde (3,05 m/s) et ne doit pas être inférieure à 7 pieds par seconde (2,13 m/s).
e) Une portance de l'aile ne dépassant pas les deux tiers de la masse de l'avion peut être supposée exister pendant l'impact à l'atterrissage et agir par le centre de gravité. Le facteur de charge de la réaction du sol peut être égal au facteur de charge d'inertie moins le quotient de la portance de l'aile supposée ci-dessus, par la masse de l'avion.
f) Si des essais d'absorption d'énergie sont effectués pour déterminer le facteur de charge limite correspondant aux vitesses de descente limites exigées, ils doivent être faits selon les exigences du paragraphe 523.723 a).
g) Aucun facteur de charge d'inertie utilisé à des fins de calcul ne doit être inférieur à 2,67, de même que le facteur de charge limite de la réaction au sol ne doit être inférieur à 2,0 à la masse maximale de calcul, à moins que ces valeurs plus faibles ne soient pas dépassées au cours du roulement au sol à des vitesses jusqu'à la vitesse de décollage sur un terrain aussi inégal que celui prévu en utilisation.
523.477 Disposition du train d'atterrissage
Les sections 523.479 à 523.483, ou les conditions de l'appendice C, s'appliquent aux avions ayant une disposition classique du train d'atterrissage principal et auxiliaire avant ou principal et auxiliaire arrière.
523.479 Conditions d'atterrissage en ligne de vol
a) Pour un atterrissage en ligne de vol, l'avion est supposé être dans les assiettes suivantes :
(1) Pour les avions à atterrisseur auxiliaire arrière, une assiette normale en ligne de vol.
(2) Pour les avions à atterrisseur auxiliaire avant, les assiettes dans lesquelles :
(i) Les roues principales et avant entrent en contact avec le sol simultanément; et
(ii) Les roues principales entrent en contact avec le sol et la roue avant est juste décollée du sol.
L'assiette utilisée dans la sous-division (i) de ce sous-paragraphe peut être utilisée dans l'analyse exigée selon la sous-division (ii) de ce paragraphe.
b) Dans l'étude des conditions d'atterrissage, les composantes de traînée simulant les forces nécessaires pour accélérer les pneus et les roues jusqu'à la vitesse d'atterrissage doivent être convenablement combinées avec les réactions verticales instantanées du sol correspondantes, et les charges horizontales découlant de la réduction rapide des charges de traînée dues à la mise en rotation des roues (réaction élastique) doivent être combinées avec les réactions verticales du sol, au moment de l'application instantanée de la charge maximale avant, en supposant une portance de l'aile et un coefficient de frottement aux roues bloquées de 0,8. Cependant, les charges de traînée ne doivent pas être inférieures à 25% des réactions verticales maximales du sol (la portance de l'aile n'étant pas prise en compte).
c) En l'absence d'essais particuliers ou d'analyses plus rationnelle pour déterminer les charges de mise en rotation des roues pour des conditions d'atterrissage, la méthode énoncée à l'annexe D de ce chapitre, doivent être utilisées. Si l'annexe D de ce chapitre est utilisée, les composantes de traînée retenues à la conception ne doivent pas être inférieures à celles données à l'annexe C du présent chapitre.
d) Pour les avions avec des réservoirs en bouts d'ailes ou des masses importantes en surplomb (tels que turbopropulseurs ou réacteurs) supportés par les ailes, les réservoirs en bouts d'ailes et la structure supportant les réservoirs ou les masses en surplomb doivent être conçus pour les effets des réponses dynamiques selon les conditions d'atterrissage en ligne de vol des paragraphes a)(1) ou a)(2)(ii) de cette section. En évaluant les effets de réponse dynamique, une portance de l'avion égale à la masse de l'avion, peut être supposée.
523.481 Conditions d'atterrissage en cabré
a) Pour un atterrissage en cabré, l'avion est supposé être dans les assiettes suivantes :
(1) Pour les avions à atterrisseurs auxiliaires arrière, une assiette à laquelle les roues principales et arrière entrent en contact avec le sol simultanément.
(2) Pour les avions à atterrissages auxiliaires avant, une assiette de décrochage ou l'angle maximal permettant une garde au sol de chaque partie de l'avion, en retenant la plus faible de ces valeurs.
b) Pour les avions à atterrisseurs arrière ou avant, les réactions du sol sont supposées être verticales avec les roues amenées à vitesse, avant que la charge verticale maximale ne soit atteinte.
523.483 Conditions d'atterrissage sur un atterrisseur
Pour la condition d'atterrissage sur un atterrisseur, l'avion est supposé être en ligne de vol et contacter le sol d'un seul côté du train d'atterrissage principal. Pour cette assiette, les réactions du sol doivent être les mêmes que celles obtenues sur ce côté selon la 523.479.
523.485 Conditions de charges latérales
a) Dans la condition de charges latérales, l'avion est supposé être en ligne de vol, les roues principales seules contactant le sol, les amortisseurs et les pneus étant dans leur position statique.
b) Le facteur de charge verticale limite doit être de 1,33, la réaction verticale du sol étant répartie de manière égale entre les atterrisseurs principaux.
c) Le facteur d'inertie latérale limite doit être de 0,83, la réaction verticale du sol étant répartie de manière égale entre les atterrisseurs principaux de telle sorte que :
(1) 0,5 (W) (0,5 mg) agisse vers l'intérieur d'un côté; et
(2) 0,33 (W) (0,33 mg) agisse vers l'extérieur de l'autre côté.
d) Les charges latérales prescrites à (c) ci-dessus, sont supposées comme étant appliquées au point de contact avec le sol, et les charges de traînée peuvent être supposées nulles.
523.493 Conditions de roulement avec freinage
Dans des conditions de roulement avec freinage, avec les pneus et les amortisseurs dans leur position statique, ce qui suit s'applique :
a) Le facteur de charge limite verticale doit être de 1,33.
b) Les assiettes et les points de contact avec le sol doivent être ceux définis dans la 523.479 pour les atterrissages en ligne de vol.
c) Une réaction de traînée égale à la réaction verticale sur la roue multipliée par un coefficient de frottement de 0,8 doit être appliquée au point de contact avec le sol de chacune des roues équipées de freins, excepté que la réaction de traînée n'a pas à dépasser la valeur maximale basée sur le couple limite de freinage.
523.497 Conditions supplémentaires pour les roues des atterrisseurs auxiliaires arrière
Pour déterminer les charges au sol sur les roues des atterrisseurs auxiliaires arrière et sur les structures-support correspondantes ce qui suit s'applique :
a) Pour la charge due à un obstacle, la réaction limite du sol, obtenue dans les conditions d'atterrissage en cabré est supposée agir vers le haut et vers l'arrière par l'essieu à 45°. L'amortisseur et le pneu peuvent être supposés dans leur position statique.
b) Pour la charge latérale, une réaction verticale limite du sol égale à la charge statique sur la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière en combinaison avec une composante latérale de même grandeur est supposée. De plus :
(1) Si un pivot est utilisé, la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière est supposée pivoter de 90° par rapport à l'axe longitudinal de l'avion, la charge au sol résultante passant par l'essieu;
(2) Si un verrou, un dispositif d'orientation ou un amortisseur de shimmy est utilisé, la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière est également supposée dans la position de dérive, la charge latérale agissant au point de contact avec le sol; et
(3) L'amortisseur et le pneu sont supposés être dans leur position statique.
c) Si une roue arrière, un butoir ou un dispositif amortisseur d'énergie est installé pour être conforme au paragraphe 523.925 (b), les exigences suivantes doivent être respectées :
(1) des charges de calcul convenables doivent être établies pour la roue arrière, le butoir ou le dispositif amortisseur d'énergie; et
(2) la structure de support de la roue arrière, du butoir ou du dispositif amortisseur d'énergie doit pouvoir résister aux charges mentionnées à l'alinéa (c)(1) du présent article.
523.499 Conditions supplémentaires pour les roues des atterrisseurs auxiliaires avant
Pour déterminer les charges au sol sur les roues des atterrissages auxiliaires avant et sur les structures-support concernées, et supposant que les amortisseurs et les pneus sont dans leurs positions statiques, les conditions suivantes doivent être satisfaites :
a) Pour les charges vers l'arrière, les composantes de l'effort limite appliqué à l'essieu doivent être :
(1) Une composante verticale, égale à 2,25 fois la charge statique sur la roue; et
(2) Une composante de traînée égale à 0,8 fois la charge verticale.
b) Pour les charges vers l'avant, les composantes de l'effort limite appliqué à l'essieu doivent être :
(1) Une composante verticale égale à 2,25 fois la charge statique sur la roue; et
(2) Une composante vers l'avant égale à 0,4 fois la charge verticale.
c) Pour les charges latérales, les composantes de l'effort limite appliqué au point de contact avec le sol doivent être :
(2) Une composante latérale égale à 0,7 fois la charge verticale.
d) Dans le cas d'avions dont le train avant orientable est commandé hydrauliquement ou par un autre moyen, à la masse de calcul au décollage, le train avant étant orienté dans n'importe quelle position avant, on doit présumer que le pilote exerce sur le train avant un couple égal à 1,33 fois le couple maximal combiné à une réaction verticale égale à 1,33 fois la réaction statique maximale. Cependant, si un dispositif limiteur de couple est installé, le couple exercé sur le train avant peut être réduit à la valeur maximale permise par ce dispositif.
e) Dans le cas des avions dont le train avant orientable est relié mécaniquement et directement au palonnier, le mécanisme en question doit pouvoir résister au couple maximal exercé par le pilote stipulé au paragraphe 523.397 b).
523.505 Conditions supplémentaires pour les avions équipés de skis
Pour déterminer les charges au sol applicables aux avions équipés de skis et supposer que l'avion repose sur le sol avec un ski principal immobilisé par le gel et les autres skis libres de glisser, une charge latérale limite égale à 0,036 fois la masse maximale de calcul doit être appliquée à proximité de l'empennage, avec un coefficient de sécurité de 1.
523.507 Charges sur vérins
a) L'avion doit être conçu pour les charges engendrées lorsque l'aéronef est supporté sur vérins, à la masse maximale de calcul, en supposant les facteurs de charge suivants pour les points de levage du train d'atterrissage dans une assiette trois points et pour les points de levage de la structure primaire de vol dans l'assiette horizontale :
(1) Facteur de charge verticale de 1,35 fois les réactions statiques.
(2) Des facteurs de charges avant, arrière et latérales de 0,4 fois les réactions statiques verticales.
b) Les charges horizontales aux points de levage doivent être équilibrées par les forces d'inertie de manière à ne se traduire par aucun changement dans la direction des charges résultantes aux points de levage.
c) Les charges horizontales doivent être considérées dans toutes les combinaisons avec la charge verticale.
523.509 Charges de remorquage
Les charges de remorquage de cette section doivent être appliquées à l'étude des ferrures de remorquage et à leur structure immédiate d'attache.
a) Les charges de remorquage spécifiées dans le paragraphe (d) de cette section doivent être considérées séparément. Ces charges doivent être appliquées aux ferrures de remorquage et doivent agir parallèlement au sol. De plus :
(1) Un facteur de charge verticale égal à 1,0 doit être considéré comme agissant au centre de gravité; et
(2) Les amortisseurs de train et les pneumatiques doivent occuper leurs positions statiques.
b) Pour les points de remorquage non sur le train d'atterrissage mais proches du plan de symétrie de l'avion, les composantes de traînée et latérale de charge de remorquage spécifiées pour l'atterrissage auxiliaire, s'appliquent. Pour les points de remorquage situés à l'extérieur du train principal, les composantes de traînée et latérale de charge de remorquage spécifiées pour le train principal, s'appliquent. Lorsque l'angle de pivotement spécifié ne peut pas être atteint, l'angle maximal qui peut être obtenu doit être utilisé.
c) Les charges de remorquage spécifiées dans le paragraphe (d) de cette section doivent être équilibrées de la manière suivante :
(1) La composante latérale de la charge de remorquage sur le train principal doit être équilibrée par une force latérale sur la ligne statique de contact avec le sol de la roue sur laquelle la charge est appliquée.
(2) Les charges de remorquage sur l'atterrisseur auxiliaire et les composantes de traînée des charges de remorquage sur le train principal doivent être équilibrées de la façon suivante :
(ii) Les charges doivent être équilibrées par l'inertie de l'avion.
d) Les charges de remorquage prescrites sont les suivantes, W étant le poids maximal (m étant la masse maximale) de calcul : (voir le tableau ci-dessous)
Point de remorquage Position Charge
Intensité No. Direction
Atterrisseur principal 0,225W
(0,225mg)
par atterrisseur 1
4 Vers l'avant, parallèle à l'axe de traînée.
Vers l'avant, à 30° de l'axe de traînée.
Vers l'arrière, parallèle à l'axe de traînée.
Vers l'arrière, à 30° de l'axe de traînée.
Atterrisseur auxiliaire Pivoté vers l'avant 0,3W 5
6 Vers l'avant.
Pivoté vers l'arrière 7
Pivoté à 45° depuis l'avant 0,15W 9
10 Vers l'avant, dans le plan de la roue.
Vers l'arrière, dans le plan de la roue.
Pivoté à 45° depuis l'arrière 0,15W 11
12 Vers l'avant, dans le plan de la roue.
523.511 Charges au sol; charges dissymétriques sur les ensembles à roues multiples
a) Charges de pivotement. L'avion est supposé pivoter sur un atterrisseur principal avec :
(1) Les freins sur l'atterrisseur pivotant, bloqués; et
(2) Les charges correspondant à un facteur de charge vertical limite de 1 et à un coefficient de frottement de 0,8 appliquées au train principal et à sa structure-support.
b) Charges inégales sur les pneus. Les charges établies selon les 523.471 à 523.483 doivent être appliquées successivement, et selon une répartition de 60/40%, aux deux roues et pneus dans chaque atterrisseur à deux roues.
c) Charges sur pneus dégonflés. Dans la condition de pneu dégonflé :
(1) 60% des charges établies selon les 523.471 à 523.483 doivent être appliquées successivement à chaque roue d'un atterrisseur; et
(2) 60% des charges limites latérale et de traînée et 100% de la charge verticale limite établie conformément aux 523.485 et 523.493 ou d'une charge verticale moindre obtenue conformément au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, doivent être appliquées tour à tour, à chaque roue d'un atterrisseur à roues jumelées.
523.521 Conditions de charges à flot
a) La structure des hydravions et avions amphibies doit être calculée pour les charges à flot développées durant le décollage et l'atterrissage, l'hydravion occupant une assiette quelconque susceptible de se présenter, en utilisation normale, aux vitesses vers l'avant et de piqué appropriées, avec la mer dans l'état le plus défavorable susceptible d'être rencontré.
b) À moins que le postulant n'effectue une analyse rationnelle des charges à flot, les 523.523 à 523.537 de cette section sont applicables.
c) (Enlevé)
523.523 Masses nominales et positions du centre de gravité
a) Masses nominales. Les exigences concernant la charge à flot doivent être satisfaites pour chacune des masses d'exploitation, jusqu'à la masse nominale d'atterrissage, si ce n'est que, dans le cas des conditions de décollage établies à 523.531, c'est la masse nominale de décollage à flot (masse maximale pour l'évolution à flot et la course au décollage) qui doit être utilisée.
b) Positions du centre de gravité. Les centres de gravité critiques se situant dans les limites pour lesquelles la certification est demandées doivent être pris en compte pour l'établissement des charges nominales maximales de chaque partie de la structure de l'hydravion.
523.525 Application des charges
a) Sauf prescription contraire, il faut supposer l'hydravion entier comme étant sujet aux charges correspondant aux facteurs de charge précisés à 523.527.
b) Les charges découlant des facteurs de charge précisés à 523.527 peuvent être distribuées le long du fond de la coque ou du flotteur principal (afin d'éviter les efforts de cisaillement excessifs et les moments fléchissants au point d'application de la charge à flot) et les pressions ne doivent pas être supérieures à celles prescrites à 523.533 b).
c) Pour les hydravions à deux flotteurs, chaque flotteur doit être considéré comme étant équivalent à la coque d'un hydravion fictif dont le poids serait égal à la moitié du poids de l'hydravion à deux flotteurs.
d) Sauf dans le cas de la condition au décollage énoncée à 523.531, la portance aérodynamique s'exerçant sur l'hydravion à l'impact est supposée comme étant égale aux deux tiers de la masse de l'hydravion.
523.527 Facteurs de charge sur la coque et le flotteur principal
a) Les facteurs de charge dus à la réaction de l'eau nW doivent être calculés de la façon suivante :
(1) Dans le cas d'un atterrissage sur le redan
(2) Dans le cas d'un atterrissage sur la proue ou la poupe
(1) nW=coefficient de réaction de l'eau (facteur de charge dû à la réaction de l'eau, divisé par la masse de l'hydravion).
(2) C1=coefficient d'exploitation de l'hydravion empirique égal à 0,012 (si ce n'est que ce coefficient ne doit pas être inférieur à celui qui est nécessaire pour obtenir la valeur minimale du facteur de charge sur le redan de 2,33).
(3) VSO=vitesse de décrochage de l'hydravion exprimée en noeuds, volets sortis dans la position appropriée pour l'atterrissage et sans effet de glissade.
(4) ßß=Angle de relevé de varangue auquel le facteur de charge est déterminé conformément à la figure I-i de l'annexe I du présent chapitre.
(5) W=masse à l'atterrissage de l'hydravion exprimée en livres.
(6) K1=facteur de pondération de référence de la coque empirique, conformément à la figure I-ii de l'annexe I du présent chapitre.
(7) rx=ratio de distance mesuré parallèlement à l'axe de référence de la coque, du centre de gravité de l'hydravion à la référence longitudinale de la coque au niveau de laquelle est calculé le facteur de charge en fonction du rayon de rotation en tangage de l'hydravion, l'axe de référence de la coque étant une ligne droite, dans le plan de symétrie, tangentielle à la quille, au redan de coque.
c) Dans le cas d'un hydravion à deux flotteurs, à cause de l'effet de flexibilité de la fixation des flotteurs à la cellule, le facteur K1 peut être réduit à la proue et à la poupe d'un coefficient équivalent à 0,8 de la valeur indiquée à la figure I-ii de l'annexe I du présent chapitre. Cette diminution ne doit s'appliquer qu'à la structure traversante et à la structure de l'hydravion de calcul.
523.529 Conditions à l'atterrissage de la coque et du flotteur principal
a) Atterrissage symétrique sur le redan, sur la poupe et sur la proue. Dans le cas d'atterrissages symétriques sur le redan, sur la poupe et sur la proue, les facteurs de charge limites dus à la réaction de l'eau sont tels que calculés à 523.527. De plus :
(1) Dans le cas des atterrissages symétriques sur le redan, la charge à flot résultante doit être appliquée à la hauteur de la quille, elle doit passer par le centre de gravité et être orientée perpendiculairement à la ligne de quille;
(2) Dans le cas des atterrissages symétriques sur la proue, la charge à flot résultante doit être appliquée à hauteur de la quille, à une distance de 1/5 de la proue mesurée le long du redan, et elle doit être orientée perpendiculairement à la ligne de quille; et
(3) Dans le cas des atterrissages symétriques sur la poupe, la charge à flot résultante doit être appliquée à hauteur de la quille, en un point situé à une distance de 85% mesurée entre le redan et l'étambot, et elle doit être orientée perpendiculairement à la ligne de quille.
b) Atterrissage asymétrique dans le cas des hydravions à coque et à mono-flotteur. Les conditions d'atterrissage asymétriques sur le redan, la proue et la poupe doivent être investiguées. De plus :
(1) La charge, pour chaque condition, consiste en une composante dirigée vers le haut et en une composante latérale respectivement égales, à 0,75 et à 0,25 de la tan ß ß multipliée par la charge résultante présente dans la condition d'atterrissage symétrique correspondante; et
(2) Le point d'application et la direction de la composante de charge vers le haut sont les mêmes que dans la condition symétrique, et le point d'application de la composante latérale se situe à la même référence longitudinale que la composante vers le haut, si ce n'est qu'elle est dirigée vers l'intérieur, perpendiculairement au plan de symétrie, à mi-distance entre la ligne de quille et de la ligne de varangue.
c) Atterrissage asymétrique; hydravions à deux flotteurs. Un atterrissage asymétrique présente un vecteur de charge verticale dirigé vers le haut, appliqué à la hauteur du redan de chaque flotteur, et égal à 0,75, ainsi qu'une charge latérale de 0,25 tan ßß sur un flotteur, multipliée par la charge d'atterrissage sur le redan obtenue à 523.527. La charge latérale est dirigée vers l'intérieur, perpendiculairement au plan de symétrie, en un point situé à mi-distance entre les lignes de quille et de redan du flotteur, à la même référence longitudinale que la charge dirigée vers le haut.
523.531 Condition de décollage pour la coque et le flotteur principal
Pour l'aile et sa fixation à la coque ou au flotteur principal :
a) La portance aérodynamique s'exerçant sur l'aile est supposée comme étant nulle; et
b) Une charge d'inertie dirigée vers le bas, correspondant au facteur de charge obtenu à partir de la formule suivante, doit être appliquée :
CTO = coefficient d'exploitation de l'hydravion empirique égal 0,004;
VS1 = vitesse de décrochage de l'hydravion (en noeuds) à la masse nominale de décollage, volets sortis à la position appropriée de décollage;
ß ß= angle de relevé de varangue (en degrés); et
W = masse nominale de décollage à flot (en livres).
523.533 Pressions sur le fond de coque et du flotteur principal
a) Généralités. La structure de la coque et du flotteur principal, notamment les couples forts et les cloisons, les lisses et le bordé de fond, doivent être conçus conformément à cette section.
b) Pressions localisées. Les répartitions de pression suivantes doivent être retenues pour la conception du bordé de fond et des lisses, ainsi que de leur fixation à la structure support :
(1) Pour un fond sans devers, la pression s'exerçant au bouchain vif est égale à 0,75 fois la pression s'exerçant à la quille, et les pressions entre la quille et le bouchain vif varient linéairement, conformément à ce qui est indiqué à la figure I-iii de l'annexe I du présent chapitre. La pression à la quille (lb/po2) se calcule comme suit :
PK Pk = pression (lb/po2) à la quille;
C2 = 0,00213;
K2 = facteur de pondération de référence de la coque, conformément à la figure I-ii de l'annexe I du présent chapitre;
VS1 = vitesse de décrochage de l'hydravion (en noeuds) à la masse nominale de décollage à flot, volets sortis à la position appropriée de décollage; et
ßßK = angle de relevé de varangue, conformément à la figure I-i de l'annexe I du présent chapitre.
(2) Pour un fond à devers, la pression à l'amorce du devers est la même que dans le cas d'un fond sans devers, et la pression entre le bouchain vif et le début du devers linéairement, conformément à ce qui est présenté à la figure I-iii de l'annexe I du présent chapitre. La répartition des pressions est la même que celle indiquée au paragraphe (b)(1) de cette section, dans le cas d'un fond sans devers, si ce n'est que la pression au bouchain vif se calcule comme suit :
Pch = pression (lb/po2) au bouchain vif;
C3 = 0,0016;
ß ß= angle de relevé de varangue, à la référence appropriée.
La région sur laquelle ces pressions sont appliquées doit simuler les pressions présentes sous l'effet des impacts locaux importants sur la coque ou sur le flotteur, mais elles ne doivent pas s'étendre sur une région qui communiquerait des contraintes critiques aux couples ou à l'ensemble de la structure
c) Pressions réparties. Pour la conception des couples forts, de la quille et de la structure du bouchain vif, les répartitions de pressions suivantes doivent être retenues :
(1) Les pressions symétriques sont calculées comme suit :
P = pression (lb/po2);
C4 = 0,078 C1 (où C1 est repris de 523.527);
K2 = facteur de pondération de référence de la coque, déterminé conformément à la figure I-ii de l'annexe I du présent chapitre;
VSO = vitesse de décrochage de l'hydravion (en noeuds), volets sortis à la position appropriée pour l'atterrissage, et sans effet de glissade; et
ß ß= angle de relevé de varangue à la référence appropriée.
(2) La répartition dissymétriques des pressions consiste en l'ensemble des pressions calculées au paragraphe (c)(1) de cette section, d'un côté de l'axe longitudinal de la coque ou du flotteur principal, auquel s'ajoute la pression s'exerçant de l'autre côté de l'axe longitudinal de la coque ou du flotteur principal, conformément à la figure I-iii de l'annexe I du présent chapitre.
(3) Ces pressions sont uniformes et doivent être appliquées simultanément tout le long du fond de la coque ou du flotteur principal. Les charges obtenues doivent être transférées à la structure de la paroi latérale de la coque, mais elles ne doivent pas être transmises vers l'avant ni vers l'arrière, contrairement aux efforts de cisaillement et de flexion.
523.535 Charges sur les flotteurs auxiliaires
a) Généralités. Les flotteurs auxiliaires et leurs fixations ainsi que les structures de support doivent être conçus pour les conditions énoncées dans cette section. Dans tous les cas précisés aux paragraphes b) à e) de cette section, les charges à flot prescrites doivent être réparties le long du fond du flotteur, afin d'éviter que des charges locales excessives ne soient exercées, les pressions qui sont appliquées sur le fond ne devant pas être inférieures à celles prévues au paragraphe (g) de cette section.
b) Charges sur le redan. La charge à flot résultante doit être appliquée dans le plan de symétrie du flotteur, en un point situé aux trois quarts de la distance de la proue au redan, et elle doit s'exercer perpendiculairement à la quille. La charge limite résultante se calcule comme suit, si ce n'est que la valeur de L ne doit pas être trois fois supérieure à la masse d'eau déplacée lorsque le flotteur est entièrement submergé :
L = charge limite (livreslb);
C5 = 0,0053;
VSO= vitesse de décrochage de l'hydravion (en noeuds) volets sortis à la position appropriée pour l'atterrissage, sans effet de glissade;
W = masse nominale à l'atterrissage de l'hydravion, en livres;
ßs ßS= angle de relevé de varange en un point se trouvant aux trois quarts de la distance entre la proue et le redan, mais ne devant pas être inférieur à 15 degrés; et
ry = ratio de la distance latérale entre le centre de gravité-plan de symétrie du flotteur au rayon de rotation en roulis.
c) Charges à la proue. La charge limite résultante doit être appliquée dans le plan de symétrie du flotteur, en un point situé à une distance de 1/4 entre la proue et le redan, et elle doit être perpendiculaire à la tangente à la ligne de quille en ce point. La valeur de la charge résultante est celle précisée au paragraphe (b) de cette section.
d) Charges dissymétriques sur le redan. La charge à flot résultante consiste en une composante égale à 0,75 fois la charge précisée au paragraphe (a) de cette section, et en une composante latérale égale à 3,25 tan ß ß multipliée par la charge précisée au paragraphe (b) de cette section. La charge latérale doit être appliquée perpendiculairement au plan de symétrie du flotteur, à mi-distance entre la quille et le bouchain vif.
e) Charges dissymétriques à la proue. La charge à flot résultante consiste en une composante égale à 0,75 fois la charge précisée au paragraphe (b) de cette section, et en une composante latérale égale à 0,25 tan ßß multipliée par la charge précisée au paragraphe (c) de cette section. Cette charge latérale doit être appliquée perpendiculairement au plan de symétrie, à mi-distance entre la quille et le bouchain vif.
f) Conditions où le flotteur est immergé. La charge résultante doit être appliquée au centre de gravité de la section transversale du flotteur, en un point situé à un tiers de la distance entre la proue et le redan. Les composantes de charge limite sont les suivantes :
?P = masse volumique de l'eau (slug/pi3)
V = volume du flotteur (pi3);
Cx = coefficient de la force de traînée, égal à 0,133;
Cy = coefficient de la force latérale, égal à 0,106;
K = 0,8, excepté que les valeurs inférieures peuvent être utilisées s'il est démontré que les flotteurs ne peuvent être submergés à une vitesse de 0,8 Vso, en exploitation normale;
Vso VSO = vitesse de décrochage de l'hydravion (en noeuds), volets sortis à la position appropriée d'atterrissage, sans effet de glissade; et
g = accélération due à la gravité (pi/sec2).
(g) Pressions sur le fond du flotteur. Les pressions sur le fond du flotteur doivent être établies selon 523.533, excepté que la valeur K2 dans la formule peut être de 1,0. L'angle de relevé de varangue à utiliser afin de déterminer les pressions s'exerçant sur le fond du flotteur, est précisé au paragraphe (b) de cette section.
523.537 Charges sur les profils marins
Les charges nominales sur les profils marins doivent être fondées sur les données pertinentes.
Conditions d'atterrissage en secours
523.561 Généralités
a) L'avion, quoique pouvant être endommagé dans des conditions d'atterrissage de secours, doit être calculé comme prescrit dans cette section, pour protéger chaque occupant dans de telles conditions.
b) La structure doit être conçue de façon à ce que chaque occupant ait toutes les chances raisonnables possibles d'éviter de se blesser gravement lorsque :
(1) les sièges, les ceintures et les harnais d'épaules prévus dans les plans sont utilisés correctement;
(2) l'occupant subit des charges d'inertie statiques correspondant aux facteurs de charge extrêmes suivants :
(i) 3,.0 g vers le haut, pour les avions à usage ordinaire, à usage général et de transport régional, ou 4,.5 g pour les avions acrobatiques;
(ii) 9,.0 g vers l'avant;
(iii) 1,.5 g latéralement;
(iv) 6,0 g vers le bas lorsque la certification des issues de secours en vertu de l'alinéa 523.807 d)(4) est demandée; et
(3) les articles ayant un poids, et situés dans la cabine, qui pourraient blesser un occupant subissent des charges d'inertie statiques correspondant aux facteurs de charge extrêmes suivants :
(i) 3,.0 g vers le haut;
(ii) 18,.0 g vers l'avant; et
(iii) 4,.5 g latéralement
c) Chaque avion à train d'atterrissage rentrant doit être calculé pour protéger chaque occupant durant un atterrissage :
(1) avec les roues rentrées;
(2) avec une vitesse de descente modérée; et
(3) en supposant, en l'absence d'une analyse plus rationnelle :
(i) une force d'inertie extrême vers le bas, de 3,0 g; et
(ii) un coefficient de frottement de 0,5 au sol.
d) S'il n'est pas établi qu'un capotage est improbable pendant un atterrissage d'urgence, la structure doit être conçue de manière à protéger les occupants au cours d'un capotage complet, de la façon suivante :
(1) La probabilité d'un capotage peut être démontrée par une analyse lorsqu'on prend les conditions suivantes :
(i) la pire combinaison défavorable de la masse et du centrage;
(ii) facteur de charge longitudinal de 9,.0 g;
(iii) facteur de charge vertical de 1,.0 g; et
(iv) dans le cas des avions à train d'atterrissage tricycle, la jambe de train avant s'est rompue lorsque le nez de l'avion a touché le sol.
(2) Pour déterminer les charges qui seront exercées sur l'avion retourné après un capotage, un facteur de charge d'inertie extrême vers le haut de 3,.0 g et un coefficient de frottement avec le sol de 0,.5 doivent être utilisés.
e) Sous réserve des dispositions du paragraphe 523.787(c), la structure de support doit pouvoir retenir, aux charges allant jusqu'à celles spécifiées à l'alinéa (b)(3) du présent article, tout objet qui pourrait blesser un occupant s'il cessait d'être retenu au cours d'un atterrissage forcé mineur.
(1) Dans le cas de moteurs montés à l'intérieur du fuselage, à l'arrière de la cabine, il doit être démontré par des essais ou des analyses que les moteurs et les accessoires connexes, ainsi que les supports de moteurs :
(i) peuvent supporter un facteur d'inertie statique extrême de 18,0 g agissant vers l'avant plus la poussée maximale des moteurs au décollage; ou
(ii) que la structure de l'avion est conçue pour empêcher les moteurs et les accessoires connexes de pénétrer ou de faire saillie à l'intérieur de la cabine en cas de rupture des bâtis moteurs.
(2) (Réservé)
523.562 Conditions dynamiques pendant un atterrissage d'urgence
a) Chaque ensemble siège et sangles de retenue pour utilisation dans un avion de catégorie normale, utilitaire ou acrobatique, ou encore dans un avion à réaction de catégorie navette, doit être conçu de façon à protéger chaque occupant pendant un atterrissage d'urgence lorsque :
(1) les sièges, les ceintures et les harnais d'épaule prévus selon les plans sont utilisés correctement; et
(2) l'occupant est exposé aux charges résultant des conditions indiquées dans la présente section.
b) À l'exception des ensembles siège et sangles de retenue qui doivent satisfaire à l'alinéa (d) de la présente section, chaque ensemble siège et sangles de retenue de membre d'équipage ou de passager d'un avion de catégorie normale, utilitaire ou acrobatique, ou encore dans un avions à réaction de catégorie navette, doit subir avec succès des essais dynamiques, ou être l'objet d'une analyse rationnelle appuyée par des essais dynamiques, conformément à chacune des conditions suivantes : il faut effectuer ces essais avec un mannequin anthropomorphique d'essai, défini par le titre 49 du Federal Regulations des États-Unis, Part 572, Subpart B, ou des normes équivalentes approuvées par le Ministre, dont le poids nominal est de 170 livres, et qui est assis dans la position normale droite.
(1) Pour le premier essai, le changement de vélocité ne peut pas être inférieur à 31 pieds par seconde. L'ensemble siège et sangles de retenue doit être orienté dans sa position nominale relativement à l'avion, et avec le plan horizontal de l'avion cabré de 60 degrés, sans lacet, relatif au vecteur d'impact. Dans le cas d'ensembles siège et sangles de retenue devant être montés dans la première rangée de l'avion, la décélération maximale doit se produire en pas plus de 0,.05 seconde après l'impact, et doit atteindre un minimum de 19 g. pour tous les autres ensembles siège et sangles de retenue, la décélération maximale doit se produire en pas plus de 0,.06 seconde après l'impact et doit atteindre un minimum de 15 g.
(2) Pour le deuxième essai, le changement de vélocité ne peut pas être inférieur à 42 pieds par seconde. L'ensemble siège et sangles de retenue doit être orienté dans sa position nominale relativement à l'avion, et avec le plan vertical de l'avion présentant un angle de lacet de 10 degrés, sans cabrage, relatif au vecteur d'impact dans une direction qui se traduit en la plus grande charge sur les harnais d'épaule. Dans le cas d'ensembles siège et sangles de retenue devant être montés dans la première rangée de l'avion, la décélération maximale doit se produire en pas plus de 0,.05 seconde après l'impact, et doit atteindre un minimum de 26 g. Pour tous les autres ensembles siège et sangles de retenue, la décélération maximale doit se produire en pas plus de 0,.06 seconde après l'impact et doit atteindre un minimum de 21 g.
(3) Afin de tenir compte du gauchissement du plancher, les rails de plancher ou les dispositifs de fixation utilisés pour fixer l'ensemble siège et sangles de retenue à la structure de la cellule doivent être préchargés pour se désaligner par rapport aux autres d'au moins 10 degrés verticalement (c.-à-d., ne plus être parallèles), et l'un des rails ou des dispositifs de fixation doit être préchargé pour se désaligner de 10 degrés en roulis avant d'effectuer l'essai défini au paragraphe (b)(2) de la présente section.
c) La conformité aux exigences suivantes doit être démontrée au cours des essais dynamiques effectués conformément au paragraphe (b) de la présente section :
(1) L'ensemble siège et sangles de retenue doit retenir le mannequin même si les composants de cet ensemble peuvent se déformer, s'allonger, se déplacer ou s'écraser comme le prévoient la conception.
(2) La fixation entre l'ensemble siège et sangles de retenue et le banc d'essai doit rester intact même si la structure du siège peut s'être déformée.
(3) Chaque sangle de harnais d'épaules doit rester sur l'épaule du mannequin pendant l'impact.
(4) La ceinture de sécurité doit rester sur le bassin du mannequin pendant l'impact.
(5) Les résultats des essais dynamiques doivent montrer que l'occupant est protégé des blessures graves à la tête.
(i) Lorsqu'un contact avec les sièges voisins, la structure ou d'autres articles dans la cabine peut se produire, la protection doit être assurés de façon que l'impact de la tête ne dépasse pas un indice de blessure à la tête (HIC) de 1 000.
(ii) La valeur de l'indice de blessure à la tête (HIC) est définie de la façon suivante :
t1 est le temps d'intégration initial exprimé en secondes, t2 est le temps d'intégration final exprimé en secondes, et a(t) est la accélération totale versus la courbe de temps pour la tête exprimée comme multiple de g (unités de gravité).
(iii) Il faut démontrer la conformité à la limite HIC en mesurant l'impact de la tête au cours des essais dynamiques de la façon indiqués dans les paragraphes (b)(1) et (b)(2) de la présente section ou par un moyen distinct de démontrer la conformité à l'indice de blessure à la tête à l'aide des méthodes d'essai ou analyse.
(6) Les charges des sangles de harnais d'épaules simples ne peuvent pas dépasser 1 750 livres. Si des sangles doubles sont utilisées pour retenir la partie supérieure du torse, les charges totales des sangles ne peuvent pas dépasser 2 000 livres.
(7) La charge de compression mesurée entre le bassin et la partie lombaire de la colonne vertébrale du mannequin ne peut pas dépasser 1 500 livres.
d) Pour tous les monomoteurs ayant une VSO supérieure à 61 noeuds à la masse maximale, et les multimoteurs dont la masse maximale est de 6 000 livres ou moins, dont la VSO est supérieure à 61 noeuds à la masse maximale, et qui ne satisfont pas à l'alinéa 523.67 a)(1);
(1) Il faut augmenter les facteurs de charge limites en 523.561(b) en multipliant les facteurs de charge par le carré du rapport entre la vitesse de décrochage accrue et 61 noeuds. Les facteurs de charge limites augmentés n'ont pas besoin de dépasser les valeurs atteintes à une Vso de 79 noeuds. Le facteur de charge limite côté supérieur pour les avions de catégorie acrobatique n'a pas besoin de dépasser 5,0g.
(2) L'essai de l'ensemble siège et sangles de retenue exigé par l'alinéa (b)(1) de la présente section doit être effectué conformément aux critères suivants :
(i) Le changement de vélocité ne doit pas être inférieur à 31 pieds par seconde.
(A) La décélération maximale (gp) de 19,0g et de 15,0g doit être augmentée et multipliée par le carré du rapport entre la vitesse de décrochage accrue et 61 noeuds :
gp = 19,0(VsoVSO/61)2 ou
gp = 15,0(VscVSO/61)2
(B) La décélération maximale n'a pas besoin de dépasser la valeur atteinte à une Vso VSO de 79 noeuds.
(iii) La décélération maximale doit se produire sans dépasser le temps (tr), qui doit être calculé de la façon suivante :
gp = La décélération maximale calculée conformément à l'article (d)(2)(ii) de la présente section.
tr = Le temps de montée (en secondes) pour atteindre la décélération maximale.
e) Une autre méthode permettant d'atteindre un degré de protection de l'occupant équivalent, ou plus élevé, à ce qui est exigé par la présente section, peut être utilisée si elle est établie sur une base rationnelle.
523.571 Structures métalliques des cabines pressurisées
Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la résistance, la conception de détail et la fabrication de la structure métallique de la cabine pressurisée doivent être évaluées dans l'une ou l'autre des conditions suivantes :
a) une étude de la résistance à la fatigue, dans laquelle on démontre par des essais, ou par une analyse étayée d'essais, que la structure peut résister aux charges répétitives d'amplitudes variables attendues en cours d'utilisation;
b) Une étude de la résistance « fail-safe » dans laquelle il est montré par le calcul, des essais, ou par ces deux moyens qu'une rupture catastrophique de la structure n'est pas probable après la rupture en fatigue, ou la rupture partielle évidente, d'un élément principal de la structure, et que les structures restantes sont capables de résister à un facteur de charge statique extrême de 75% du facteur de charge limite à VC, en considérant les effets combinés des pressions normales en utilisation, des pressions aérodynamiques externes prévues et des charges en vol. Ces charges doivent être multipliées par un facteur de 1,15 à moins que les effets dynamiques de la rupture sous charge statique ne soient considérés d'une autre façon;
c) L'évaluation de la tolérance aux dommages, de 523.573(b); ou
d) Si une certification d'exploitation au-dessus de 41 000 pieds est demandée, on doit procéder à une évaluation de la tolérance aux dommages de l'enceinte sous pression du fuselage, conformément à l'alinéa 523.573b).
523.572 Structures métalliques des ailes, de l'empennage et structures connexes
a) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique, la résistance, la conception de détail et la fabrication des parties de la structure de la cellule dont la rupture serait catastrophique doivent être évaluées dans l'une ou l'autre des conditions suivantes, à moins qu'il soit démontré que la structure, le taux de contrainte en service, les matériaux et les utilisations prévues sont comparables, du point de vue fatigue, à une conception similaire dont les antécédents en service prolongé sont satisfaisants :
(1) une étude de la résistance à la fatigue, dans laquelle on démontre par des essais, ou par une analyse étayée d'essais, que la structure peut résister aux charges répétitives d'amplitudes variables attendues en cours d'utilisation; ou
(2) Une étude de la résistance « fail-safe » dans laquelle il est montré par le calcul, par des essais ou par ces deux moyens, que la rupture catastrophique de la structure n'est pas probable après la rupture en fatigue, ou la rupture partielle évidente d'un élément principal de la structure et que la structure restante est capable de résister à un facteur de charge statique extrême de 75% de la charge limite critique à VC. Ces charges doivent être multipliées par un facteur de -1,15 à moins que les effets dynamiques de la rupture sous charge statique ne soient considérés d'une autre façon.
(3) L'évaluation de la tolérance aux dommages, de 523.573(b).
b) Chaque évaluation exigée par le présent article doit :
(1) comprendre des spectres de charge typiques (par exemple, roulage, cycles sol-air-sol, manoeuvre, rafale);
(2) tenir compte de tout effet important dû à l'influence mutuelle des surfaces aérodynamiques;
(3) prendre en considération tout effet important produit par les charges dû au souffle de la ou des hélices et par les vibrations causées par le heurt de tourbillons.
523.573 Tolérance aux dommages et évaluation de la fatigue de la structure
a) Structure de cellule en matériaux composites. La structure de cellule en matériaux composites doit être évaluée en fonction de ce paragraphe, plutôt que des paragraphes 523.571 et 523.572. Le postulant doit évaluer la structure en matériaux composites dont la rupture serait catastrophique, pour chaque aile (y compris les plans canard, les ailes en tandem et les ailettes ou pennes), l'empennage, les structures traversante et les structures de fixation correspondantes, les gouvernes et leur structure de fixation au fuselage ainsi que la cabine pressurisée, à partir des critères de tolérance aux dommages énoncés aux paragraphes (a)(1) à (a)(4) de cette section, sauf s'il est établi que la chose n'est pas pratique. Si le postulant établit que les critères de tolérance aux dommages ne sont pas pratiques pour une structure particulière, la structure doit être évaluée conformément aux paragraphes (a)(1 et (a)(6) de cette section. S'il y a utilisation de joints collés, la structure doit également être évaluée conformément au paragraphe (a)(5) de cette section. Les effets de la variabilité du matériel et des conditions environnementales sur la résistance et la durabilité des matériaux composites doivent être pris en compte dans les évaluations exigées en vertu du présente section.
(1) Il faut démontrer par des essais ou par une analyse étayée par des essais, que la structure peut supporter une charge ultime se traduisant par des dommages qui peuvent atteindre le seuil de détectabilité en fonction des procédures d'inspection appliquées.
(2) Le taux de progression ou de non-progression des dommages susceptibles de découler d'un phénomène de fatigue, de corrosion, de défauts de fabrication ou de dommages à l'impact sous l'effet des charges répétées prévues en situation de service, doit être établi par des essais ou par une analyse étayée par des essais.
(3) Il faut démontrer, par le biais d'essais de résistance résiduelle ou d'analyses étayées par des essais de résistance résiduelle, que la structure peut supporter les charges limites critiques en vol, jugées comme étant les charges ultimes, l'étendue des dommages décelables étant conforme aux résultats des évaluations de tolérance aux dommages. Les cabines pressurisées doivent résister aux charges suivantes :
(i) Charges limites critiques en vol sous l'effet combiné de la pression en exploitation normale et des pressions aérodynamiques externes prévues.
(ii) Pressions aérodynamiques externes prévues dans un vol à 1g combiné à une pression différentielle cabine et correspondant à 1,1 fois la pression différentielle en exploitation normale, en l'absence de toute autre charge.
(4) L'évolution des dommages, entre le seuil de détectabilité et la valeur retenue pour les démonstrations de résistance résiduelle, après une factorisation pour parvenir aux intervalles d'inspection, doit permettre l'instauration d'un programme d'inspection pouvant être appliqué par le personnel d'exploitation et celui de maintenance.
(5) La capacité de charge limite de chaque joint collé, dont la rupture risquerait d'entraîner la destruction de l'avion, doit être confirmée par l'une ou l'autre des méthodes suivantes :
(i) Le décollage maximal de chaque joint, de sorte que le joint puisse résister aux charges énoncées au paragraphe (a)(3) de cette section, doit être établi par analyse, par essai ou par ces deux méthodes. Il faut empêcher, par le biais de caractéristiques nominales, le décollage des joints au-delà de cette limite; ou
(ii) Des essais de tension doivent être effectués sur chaque article produit, de sorte à appliquer la charge nominale limite critique à chaque joint collé critique; ou
(iii) Des techniques d'inspection non-destructives, répétitives et fiables, doivent être employées afin de garantir la résistance de chaque joint.
(6) S'il est démontré que la méthode de tolérance aux dommages n'est pas pratique dans le cas de certains composants structuraux, il faut prouver, par des essais de fatigue des composants (ou par une analyse étayée par des essais) que ces derniers peuvent résister aux charges répétées, d'amplitude variable, prévues en service.
Suffisamment d'essais de composants et de sous-composants, ou d'essais d'échantillons, doivent être effectués afin d'établir le facteur de dispersion de fatigue ainsi que les effets environnementaux. Les dommages jusqu'au seuil de détectabilité ainsi que la capacité de résistance résiduelle à la charge ultime doivent être pris en compte dans la démonstration.
b) Structure de cellule métallique. Si le postulant opte pour 523.571c) ou 523.572(a)(3), l'évaluation de la tolérance aux dommages doit comporter une détermination des emplacements probables ainsi que des modes des dommages dus à la fatigue, à la corrosion ou à des événements fortuits. Cette détermination doit se faire par le biais d'une analyse appuyée par des constats d'essais et, si elles sont disponibles, par des données d'expérience en cours d'exploitation. Les dommages se produisant en des emplacements multiples à cause de la fatigue doivent être inclus lorsque la composante est d'une conception telle que ce type de dommages est probable. L'évaluation doit englober des analyses statistiques et des analyses de charges répétées, appuyées par des constats d'essais. L'ampleur des dommages, retenue pour l'évaluation de la résistance résiduelle à n'importe quel moment au cours de la durée de vie opérationnelle de l'avion, doit être cohérente avec la détectabilité initiale du dommage et sa progression ultérieure sous l'effet de charges répétées. L'évaluation de la résistance résiduelle doit permettre de conclure que le reste de la structure peut soutenir des charges limites critiques en vol, considérées comme étant ultimes, l'ampleur des dommages détectables correspondant aux résultats des évaluations de tolérance aux dommages. Les cabines pressurisées doivent résister aux charges suivantes :
(modifié 2010/01/29; version précédente)
(1) Pression différentielle en exploitation normale combinée à l'effet des pressions aérodynamiques externes prévues, appliquées simultanément aux conditions de charge en vol qui sont précisées dans ce chapitre et
(2) Pressions aérodynamiques externes prévues, dans un vol avec accélération d'1g, combinées à une pression différentielle cabine égale à 1,1 fois la pression différentielle en exploitation normale, en l'absence de toute autre charge.
((M. à j. 523-4 (96-09-01))
523.574 Tolérances aux dommages et évaluation de la fatigue de la structure métallique des avions de la catégorie navette
Dans le cas des avions de la catégorie navette :
a) Tolérance aux dommages à la structure métallique. L'évaluation de la résistance, de la conception de détail et de la fabrication doit démontrer qu'il n'y aura aucune défaillance catastrophique causée par la fatigue, la corrosion, des anomalies ou des dommages au cours de la durée de vie de l'avion. Cette évaluation doit être effectuée conformément aux dispositions de l'article 523.573, sauf dans le cas mentionné au paragraphe b) du présent article, pour chaque partie de la structure qui pourrait entraîner une défaillance catastrophique.
b) Évaluation de la fatigue (durée de vie sure). Il n'est pas nécessaire de se conformer aux exigences de tolérance aux dommages du paragraphe a) du présent article s'il est démontré que l'application de ces exigences n'est pas pratique pour une structure particulière. Il faut alors prouver, par une analyse étayée par des essais, que la structure peut résister aux charges répétitives et d'amplitudes variables prévues en service, sans que des criques puissent être décelées. Des facteurs de dispersion de fatigue convenables doivent être pris en considération.
523.575 Inspections et autres procédures
Chaque inspection ou autre procédure, fondée sur une évaluation exigée par l'article 523.571, 523.572, 523.573 ou 523.574, doit être imposée afin d'éviter toute défaillance catastrophique et doit être incluse dans l'article sur les limitations de navigabilité des instructions pour le maintien de la navigabilité en vertu de l'article 523.1529.