Source: http://www.tc.gc.ca/fra/aviationcivile/servreg/rac/partie5-normes-523-sous-f-2064.htm
Timestamp: 2018-01-18 23:43:47+00:00
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Matched Legal Cases: ["l'article 523", "l'article 523", "l'article 523", 'arrêt ', 'arrêt ', 'arrêt ', 'arrêt ']

﻿ Partie V, Manuel de navigabilité Chapitre 523, Sous-chapitre F - Transports Canada
SOUS-CHAPITRE F ÉQUIPEMENT - GÉNÉRALITÉS
523.1301 Fonction et installation
Chaque élément d'équipement installé doit :
a) être d'une nature et d'une conception appropriées à sa fonction prévue;
b) être étiqueté suivant son identification, sa fonction, ou ses limites de fonctionnement, ou toute combinaison applicable de ces facteurs; et
c) être installé suivant les limitations spécifiées pour cet équipement.
523.1301-1 Fonctionnement d'un avion qui a été exposé au froid au cours d'un stationnement prolongé
Pour les avions de la catégorie navette avec une masse au décollage maximale homologue supérieure à 5 700 kg (12 566 lbs) et plus que neuf places assises, à l'exclusion des sièges pilotes, une évidence de fonctionnement satisfaisant d'un avion en tant que système est requis après que l'avion a été exposé au sol pour une période prolongée à des températures ambiante égales ou inférieures à -35°C, à moins qu'une température minimale alternative au sol n'ait été proposée par le postulant et acceptée par le ministre. Cette preuve sera fournie au moyen d'essais à température froide ou de documents probants de fonctionnement satisfaisant à basse température.
523.1303 Instruments de vol et de navigation
Les instruments de vol et de navigation suivants correspondent au minimum exigé :
a) Un indicateur de vitesse-air.
b) Un altimètre.
c) Un indicateur de direction magnétique.
d) Pour les avions à moteur à pistons d'une masse maximale supérieure à 6 000 livres et pour les avions propulsés par turbomachines, un indicateur de température de l'air extérieur ou un indicateur de température d'air qui fournit des indications qui sont convertibles en température de l'air extérieur.
e) Un dispositif avertisseur de vitesse pour :
(1) Les avions propulsés par turbomachines; et pour
(2) Les autres avions pour lesquels VMO/MMO et VD/MD sont établies selon les 523.335 b)(4) et 523.1505 c) si VMO/MMO est supérieure à 0,8 VD/MD.
Le dispositif avertisseur de vitesse doit fournir un avertissement sonore efficace (différant distinctement des avertissements sonores utilisés à d'autres fins), aux pilotes, chaque fois que la vitesse dépasse VMO plus 0,01. La VMC VMO plus 6 noeuds ou MMC MMO + 0,01. La limite supérieure de la tolérance de fabrication du dispositif avertisseur ne doit pas dépasser la vitesse d'avertissement prescrite. La limite supérieure du dispositif avertisseur doit être réglée de manière à minimiser les avertissements intempestifs.
f) Lorsqu'un indicateur d'assiette est installé, l'instrument doit être conçu pour que l'équipage de conduite ne puisse pas régler les positions relatives du symbole de référence d'assiette et de la ligne d'horizon au-delà de ce qui est nécessaire pour corriger la parallaxe.
g) De plus, pour les avions de la catégorie navette :
(1) Si les limites de vitesse varient en fonction de l'altitude, l'anémomètre doit avoir un indicateur de vitesse maximale autorisée qui montre la variation de VMO avec l'altitude.
(2) L'altimètre doit être un altimètre de précision.
(3) Si l'avion est configuré pour dix sièges de passagers ou plus, à l'exclusion des sièges des pilotes et de ceux qui sont autorisés pour les vols en IFR, un troisième indicateur d'assiette doit être installé. Ce dernier doit :
(i) être alimenté d'une source indépendante du circuit électrique principal;
(ii) pouvoir fonctionner de façon fiable et sans interruption pendant au moins 30 minutes après une panne totale du circuit électrique principal;
(iii) fonctionner indépendamment de tout autre indicateur d'assiette;
(iv) fonctionner automatiquement, sans qu'il faille le commander, après une panne totale du circuit électrique principal;
(v) se trouver sur le tableau de bord en un endroit jugé acceptable par le ministre, être bien en vue des pilotes à leur poste et être utilisable par ces derniers; et
(vi) être convenablement éclairé pendant toutes les étapes du vol.
523.1305 Instruments de l'installation motrice
Les instruments suivants de l'installation motrice sont exigés :
a) Pour tous les avions :
(1) Un indicateur de quantité de carburant pour chaque réservoir de carburant, installé conformément aux dispositions du paragraphe 523.1337 b).
(2) un indicateur de pression d'huile pour chaque moteur;
(3) un indicateur de température d'huile pour chaque moteur;
(4) un dispositif de mesure de quantité d'huile pour chaque réservoir d'huile qui satisfait aux exigences du paragraphe 523.1337 d);
(5) un moyen d'alerte incendie pour les avions devant satisfaire aux exigences de la section 523.1203.
b) Pour les avions moteurs à pistons. Outre les instruments du groupe moteur exigés au paragraphe a) de la présente section, les instruments suivants du groupe moteur sont exigés :
(1) Un indicateur de température de l'air du circuit d'admission pour chaque moteur équipé d'un réchauffeur et frappé de limites de température de l'air d'admission qui peuvent être dépassées avec le préchauffement;
(2) Un tachymètre pour chaque moteur;
(3) un indicateur de température de culasse pour :
(i) chaque moteur à refroidissement par air avec volets de capot;
(ii) (Enlevé et réservé);
(iii) chaque avion de troisième niveau (navette).
(4) Pour chaque moteur alimenté par pompe, un dispositif :
(i) qui indique en permanence au pilote la pression ou le débit carburant; ou
(ii) qui surveille en permanence le circuit carburant et avertit le pilote de toute tendance dans le débit carburant qui pourrait se traduire par une panne moteur.
(5) Un manomètre du collecteur pneumatique pour chaque moteur suralimenté et pour chaque moteur doté d'une hélice manoeuvrable;
(6) Pour chaque installation de turbocompresseur :
(i) Si des limites sont établies soit pour la température d'entrée d'air du carburateur (ou du collecteur) soit pour la température des gaz d'échappement ou de l'entrée d'air des turbines à turbocompresseur, des indicateurs doivent être fournis pour chaque température pour laquelle les limites sont établies, à moins qu'il ne soit montré que ces limites ne seront pas dépassées dans toutes les utilisations prévues.
(ii) Si le circuit d'huile de l'installation est distinct de celui du moteur, des indicateurs de pression d'huile et de température d'huile doivent être fournis.
(7) Un indicateur de température du liquide de refroidissement pour chaque moteur refroidi par liquide.
c) Pour les avions à turbomachines. Outre les instruments de groupe moteur exigés au paragraphe a) de la présente section, les instruments de groupe moteur ci-après sont exigés :
(1) Un indicateur de température des gaz pour chaque turbomachine;
(2) un indicateur de débitmètre de carburant pour chaque turbomachine;
(3) un avertisseur de basse pression de carburant pour chaque turbomachine;
(4) un avertisseur de bas niveau de carburant pour tout réservoir de carburant qui ne devrait pas se vider en utilisation normale;
(5) un tachymètre (pour indiquer la vitesse des rotors ayant des limites de vitesse établies) pour chaque turbomachine;
(6) un avertisseur de basse pression d'huile pour chaque turbomachine;
(7) un indicateur de l'état de fonctionnement du système de protection du groupe moteur contre le givrage pour chaque turbomachine;
(8) pour chaque turbomachine, un indicateur de contamination de la crépine ou du filtre de carburant exigés à la section 523.997, signalant la contamination de la crépine ou du filtre avant que la capacité mentionnée en 523.997 d) ne soit atteinte;
(9) pour chaque turbomachine, un avertisseur de contamination de la crépine ou du filtre d'huile exigés en 523.1019, s'ils n'ont pas de dérivation, pour prévenir le pilote de la contamination de la crépine ou du tamis du filtre avant que la capacité mentionnée en 523.1019 a)(5) ne soit atteinte;
(10) un indicateur de l'état de fonctionnement de tout réchauffeur utilisé pour empêcher le colmatage par givrage des composants du circuit de carburant.
d) Pour les avions à turboréacteurs/turbosoufflantes. Outre les instruments du groupe moteur exigés aux paragraphes a) et c) de la présente section, les instruments de groupe moteur ci-après sont exigés :
(1) Pour chaque moteur, un indicateur de la poussée ou d'un paramètre pouvant être relié à la poussée, y compris un indicateur de température d'air libre, si besoin est;
(2) pour chaque moteur, un indicateur de position qui informe l'équipage de conduite que l'inverseur de poussée, s'il en existe un, est en position d'inversion de poussée.
e) Pour les avions à turbopropulseurs. Outre les instruments de groupe moteur exigés aux paragraphes a) et c) de la présente section, les instruments de groupe moteur ci-après sont exigés :
(1) Un indicateur de couple pour chaque moteur;
(2) Un indicateur de position qui informe l'équipage de conduite que l'angle de pale d'hélice est inférieur à la position petit pas de vol, pour chaque hélice, à moins qu'il ne soit montré que cette éventualité est très improbable.
523.1306 Protection des systèmes électriques et électroniques contre la foudre
(en vigueur 2013/12/08)
a) Un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait empêcher un avion de poursuivre son vol et d'effectuer un atterrissage en toute sécurité, doit être conçu et installé de façon à ce que :
(1) la fonction ne soit pas perturbée pendant et après que l'avion est exposé à la foudre;
(2) le système revienne automatiquement à la normale en temps opportun après que l'avion ait été exposé à la foudre.
b) Dans le cas d'un avion dont l'exploitation selon les règles de vol aux instruments est approuvée, un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait réduire les moyens de l'avion ou diminuer la capacité de l'équipage de conduite à réagir à des conditions opérationnelles difficiles, doit être conçu et installé de manière à ce que la fonction revienne à la normale en temps opportun après que l'avion ait été exposé à la foudre.
523.1307 Équipements divers
L'équipement nécessaire pour que l'avion puisse effectuer des vols à l'altitude maximale et dans les types d'opérations et de conditions météorologiques pour lesquelles la certification est demandée et approuvée conformément à la section 523.1559, doit être compris dans la conception de type.
523.1308 Protection contre les champs rayonnés à haute intensité (HIRF)
a) À l'exception de ce qui est prévu au paragraphe d) du présent article, tout système électrique et électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait empêcher l'avion de poursuivre son vol et de se poser en toute sécurité, doit être conçu et installé de manière à ce que :
(1) cette fonction ne soit pas altérée pendant et après l'exposition de l'avion à un environnement HIRF, selon les modalités décrites à l'appendice J du présent chapitre;
(2) le système retrouve automatiquement et en temps opportun un usage normal de cette fonction après l'exposition de l'avion à un environnement HIRF de type I, tel qu'il est décrit à l'appendice J du présent chapitre, à moins que le retour à la normale du système entre en conflit avec d'autres exigences opérationnelles ou fonctionnelles du système;
(3) le système ne soit pas altéré pendant et après l'exposition de l'avion à un environnement HIRF de type II, tel qu'il est décrit à l'appendice J du présent chapitre.
b) Tout système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait réduire de façon importante la capacité de l'avion ou la possibilité pour l'équipage de conduite de faire face à une situation opérationnelle difficile, doit être conçu et installé de manière à ce que le système ne soit pas altéré quand l'équipement en charge de cette fonction est soumis aux essais HIRF de niveau 1 ou 2, tels qu'ils sont décrits à l'appendice J du présent chapitre.
c) Tout système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait réduire la capacité de l'avion ou la possibilité pour l'équipage de conduite de faire face à une situation opérationnelle difficile, doit être conçu et installé de manière à ce que le système ne soit pas altéré quand l'équipement en charge de cette fonction est soumis aux essais HIRF de niveau 3, tels qu'ils sont décrits à l'appendice J du présent chapitre.
d) Avant le 1er décembre 2012, un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait empêcher l'avion de poursuivre son vol et de se poser en toute sécurité, peut être conçu et installé sans respecter les dispositions du paragraphe a), à condition que :
(1) il ait été démontré précédemment que le système respectait les conditions spéciales de navigabilité relatives aux HIRF spécifiées par le ministre en vertu de la partie V du Règlement de l'aviation canadien (RAC);
(2) les caractéristiques d'immunité du système aux HIRF n'aient pas changé depuis la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité;
(3) les données ayant servi à la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité relatives aux HIRFsoient fournies.
523.1309 Équipements, systèmes et installations
Les exigences du présent article, sauf celles figurant aux alinéas a) à d), s'appliquent en plus des exigences de conception précises du chapitre 523, à tout équipement ou système installé à bord de l'avion. Le présent article constitue une norme d'exigences générales et il ne remplace aucune exigence que renferme un autre article du chapitre 523.
a) Les équipements et les systèmes d'un avion doivent être conçus et installés pour que :
(1) ceux que requièrent la certification de type ou les règles d'exploitation fonctionnent comme prévu dans les conditions opérationnelles de l'avion et dans les conditions environnementales, notamment les effets indirects de la foudre;
(2) tout équipement et tout système n'altèrent pas la sécurité de l'avion ou de ses occupants, ou le fonctionnement approprié de ceux dont traite l'alinéa a)(1) du présent article.
b) Les défaillances mineures, majeures, dangereuses ou catastrophiques qui surviennent pendant les essais relatifs à l'autorisation d'inspection de type ou de certification en vol de l'Aviation civile de Transports Canada (TCAC) doivent comporter une analyse approfondie des causes et des mesures correctives.
c) Les systèmes d'un avion et les composants connexes étudiés séparément et en rapport avec les autres systèmes doivent être conçus et installés pour que :
(1) chaque défaillance catastrophique soit extrêmement improbable et ne découle pas d'une simple défaillance;
(2) chaque défaillance dangereuse soit très peu probable; et
(3) chaque défaillance majeure soit peu probable.
d) On doit fournir à l'équipage de conduite des renseignements concernant une condition de fonctionnement d'un système non sécuritaire en temps opportun, afin de lui permettre de prendre les mesures correctives appropriées. Une alerte appropriée doit être déclenchée si une sensibilisation immédiate du pilote et des mesures correctives immédiates ou ultérieures sont requises. Les systèmes et commandes, notamment les indications et les voyants, doivent être conçus de façon à minimiser les erreurs de l'équipage qui pourraient créer des dangers additionnels.
523.1310 Capacité de la source d'alimentation électrique et distribution
a) Toute installation dont le fonctionnement est exigé en vertu de la certification de type ou des règles d'utilisation et qui exige une source d'alimentation électrique est réputée être une « charge essentielle » au niveau de l'alimentation électrique. Les sources et le circuit d'alimentation électrique doivent être en mesure de fournir les charges suivantes dans les combinaisons et les durées de fonctionnement probables :
(1) les charges connectées au circuit lorsque ce dernier fonctionne normalement;
(2) les charges essentielles après la panne de tout générateur primaire, convertisseur de puissance ou dispositif d'accumulation d'énergie; ou
(3) les charges essentielles après la panne :
(i) d'un moteur sur les avions bimoteurs;
(ii) de deux moteurs sur les avions à trois moteurs ou plus;
(4) les charges essentielles pour lesquelles une source d'alimentation électrique de remplacement est exigée en cas de panne ou de mauvais fonctionnement de l'un ou l'autre des systèmes d'alimentation électrique, de distribution ou de tout autre système d'utilisation.
b) Pour déterminer si les alinéas a)(2) et (3) du présent article sont bien respectés, il est permis de supposer une réduction des charges d'alimentation électrique dans le cadre d'une procédure de surveillance compatible avec la sécurité pour les types d'opérations autorisées. Dans le cas d'une panne de deux moteurs d'un avion ayant trois moteurs ou plus, il n'est pas nécessaire de prendre en considération les charges qui ne sont pas exigées en vol contrôlé.
523.1311 Systèmes à affichage électronique des instruments
a) Les indicateurs à affichage électronique, y compris ceux qui ne peuvent être isolés et utilisés indépendamment des systèmes d'instruments du groupe motopropulseur, doivent :
(1) Satisfaire aux exigences relatives à leur disposition et à leur visibilité décrites à l'article 523.1321.
(2) Doivent être aisément lisibles dans toutes les conditions d'éclairage présentes dans le poste de pilotage, y compris la lumière solaire directe, en tenant compte de la luminosité prévue de l'affichage électronique vers la fin de la durée de vie utile de l'indicateur à affichage électronique. Les instructions pour le maintien de la navigabilité doivent contenir des limites spécifiques sur la durée de vie utile du système d'affichage conformément aux exigences pour le maintien de la navigabilité de l'article 523.1529.
(3) Ne doivent pas empêcher l'affichage principal de l'assiette, de la vitesse aérodynamique, de l'altitude ou des paramètres du groupe motopropulseur qu'un pilote a besoin pour régler la puissance dans les limites établies, dans tout mode normal de fonctionnement.
(4) Ne doivent pas empêcher l'affichage principal des paramètres moteur qu'un pilote a besoin pour régler correctement ou pour surveiller les limites du groupe motopropulseur pendant le démarrage moteur.
(5) Pour la certification des opérations selon les règles de vol aux instruments (IFR), comprendre un indicateur de direction magnétique indépendant et, soit un altimètre mécanique secondaire, un anémomètre et un indicateur d'assiette indépendants ou un afficheur électronique de paramètres liés à l'altitude, à la vitesse et à l'assiette indépendants du circuit électrique principal de l'avion. Ces instruments secondaires peuvent être installés sur le tableau de bord, à côté des instruments principaux spécifiés au paragraphe 523.1321 d), mais à un endroit où ils satisfont aux exigences de visibilité par rapport au pilote décrites au paragraphe 523.1321 a).
(6) Doivent comprendre des signaux sensoriels permettant d'un coup d'oeil l'évaluation de la vitesse et, le cas échéant, de l'information sur les tendances du paramètre affiché au pilote.
(7) Doivent afficher les repères équivalents des instruments exigés par les articles 523.1541 à 523.1553, ou des affichages visuels qui alertent le pilote que des valeurs de fonctionnement anormales sont atteintes ou que l'on approche des valeurs limites établies, et ce, pour chaque paramètre devant être affiché conformément à ce chapitre.
b) Les indicateurs à affichage électronique, y compris leurs systèmes et pièces de montage, en tenant compte des autres systèmes de l'avion, doivent être conçus de manière à ce que l'affichage d'une donnée essentielle à la poursuite du vol et à l'atterrissage de l'avion en toute sécurité demeure disponible en au plus une seconde pour l'équipage de vol, uniquement grâce à une action du pilote ou au moyen d'un dispositif automatique pour la poursuite du vol en toute sécurité, après toute panne unique ou combinaison probable de pannes.
c) Dans le présent article, le terme « instruments » s'applique aux dispositifs qui sont physiquement contenus dans une seule unité, et aux dispositifs qui comprennent deux ou plusieurs unités physiquement distinctes ou des composants reliés ensemble (par exemple un indicateur gyroscopique de direction télécommandé qui comprend un détecteur magnétique, un gyroscope, un amplificateur et un indicateur reliés ensemble). Dans le présent article, le terme affichage « principal » s'applique à l'affichage d'un paramètre qui est situé sur le tableau de bord de manière à ce que le pilote le regarde en premier lorsqu'il veut en prendre connaissance.
523.1321 Disposition et visibilité
a) Chaque instrument de vol, de navigation et d'installation motrice à l'usage de tout pilote au cours du décollage, de la montée initiale, de l'approche finale et de l'atterrissage doit être situé de manière à ce que tout pilote obligatoire assis aux commandes puisse surveiller la trajectoire de vol de l'avion et ces instruments avec un déplacement minimal de la tête et des yeux. Les instruments d'installation motrice pour ces conditions de vol sont ceux nécessaires au réglage de la puissance à l'intérieur des limites de l'installation motrice.
b) Pour chaque avion multimoteur, les instruments identiques d'installation motrice doivent être disposés de manière à éviter toute confusion quant au moteur auquel chaque instrument correspond.
c) Les vibrations du tableau de bord ne doivent pas endommager tout instrument ni altérer sa précision.
d) Pour chaque avion, les instruments de vol exigés par 523.1303 et, le cas échéant, par toute règle d'utilisation applicable, doivent être groupés sur le tableau de bord et centrés aussi près que réalisable autour du plan vertical de vision vers l'avant de chaque pilote obligatoire. De plus :
(1) L'instrument qui indique le plus effectivement le mieux l'assiette doit occuper la position supérieure centrale du tableau;
(2) L'instrument qui indique le plus effectivement le mieux la vitesse-air doit être adjacent et immédiatement à gauche de l'instrument occupant la position supérieure centrale;
(3) L'instrument qui indique le plus effectivement le mieux l'altitude, doit être adjacent et immédiatement à droite de l'instrument occupant la position supérieure centrale;
(4) L'instrument qui indique effectivement le mieux la direction du vol, autre que l'indicateur de direction magnétique exigé par le 523.1303 c) doit être adjacent et immédiatement au-dessous de l'instrument occupant la position supérieure centrale; et
(5) Des indicateurs à affichage électronique peuvent être utilisés pour satisfaire aux paragraphes d)(1) jusqu'à d)(4) de la présente section lorsque ces indicateurs satisfont aux exigences de 523.1311.
e) Si un indicateur visuel est prévu pour indiquer le mauvais fonctionnement d'un instrument, il doit être efficace dans toutes les conditions probables d'éclairage du poste d'équipage.
523.1322 Voyants lumineux d'alarme, d'avertissement et d'information
Si des voyants lumineux d'alarme, d'avertissement ou d'information sont installés dans la cabine de pilotage, ils doivent, sauf approbation contraire par le Ministre, être :
a) Rouges, pour les voyants lumineux d'alarme (voyants indiquant un danger qui peut exiger une action corrective immédiate);
b) ambres, pour les voyants lumineux d'avertissement (voyants indiquant le besoin éventuel d'une action corrective ultérieure);
c) verts, pour les voyants lumineux de fonctionnement sûr;
d) de toute autre couleur, y compris le blanc, pour les voyants non décrits dans les paragraphes a) à c) de cette section, à condition que la couleur diffère suffisamment des couleurs prescrites dans les paragraphes a) à c) de cette section pour éviter une confusion possible;
e) efficaces dans toutes les conditions probables d'éclairage du poste de pilotage.
523.1323 Système d'indication de vitesse-air
a) Chaque instrument indiquant la vitesse-air doit être étalonné pour indiquer la vitesse-air vraie (au niveau de la mer en atmosphère type) avec un minimum réalisable d'erreur d'étalonnage d'instrument lorsque les pressions pitot et statique correspondantes sont appliquées.
b) Chaque système de vitesse-air doit être étalonné en vol pour déterminer l'erreur du système. L'erreur du système, y compris l'erreur de position, mais excluant l'erreur d'étalonnage de l'instrument indicateur de vitesse-air, ne doit pas dépasser 3% de la vitesse-air conventionnelle ou 5 noeuds (9,26 km/h), celle de ces valeurs qui est la plus grande, sur toutes les plages de vitesses suivantes :
(1) 1,3 VS1 à VMO/MMO ou VNE, celle qui est appropriée, avec les volets rentrés;
(2) 1,3 VS1 à VFE avec les volets sortis.
c) La conception et l'installation de chaque système d'indication de vitesse-air doivent permettre l'évacuation automatique de l'humidité des canalisations du circuit statique du système pitot.
d) Si la certification pour le vol selon les règles de vol aux instruments ou le vol dans des conditions de givrage est demandée, chaque circuit d'indication de vitesse doit comprendre un tube de pitot chauffé ou un moyen équivalent permettant d'empêcher un mauvais fonctionnement dû au givrage.
e) De plus, pour les avions à réaction multiréacteurs des catégories normale, utilitaire et acrobatique dont la masse maximale est supérieure à 2720 kg (6 000 livres) et pour les avions de la catégorie navette, chaque dispositif doit être étalonné de façon à déterminer l'erreur du système au cours de la course au sol pour l'accélération au décollage. L'étalonnage pour la course au sol doit être déterminé :
(1) de 0,8 de la valeur minimale de V1 à la valeur maximale de V2, compte tenu des plages approuvées d'altitude et de masse;
(2) pour une panne moteur à la valeur minimale de V1.
f) Dans le cas des avions de la catégorie navette, à bord desquels des anémomètres en double sont obligatoires, leurs tubes de pitot respectifs doivent être suffisamment écartés l'un de l'autre pour éviter qu'ils soient tous les deux endommagés par la collision d'un oiseau.
523.1325 Système de pression statique
a) Chaque instrument dont le boîtier est relié à la pression statique doit être mis à l'air libre atmosphérique de telle sorte que l'influence de la vitesse de l'avion, de l'ouverture et de la fermeture des fenêtres, des variations de l'écoulement d'air, de l'humidité ou d'autres causes étrangères, affecteront le moins possible la précision des instruments sauf comme annoté au paragraphe b)(3) de cette section.
b) Si un système de pression statique est nécessaire pour le fonctionnement des instruments, des systèmes ou des dispositifs, il doit être conforme aux dispositions des sous-paragraphes (1) à (3) de ce paragraphe.
(1) La conception et l'installation d'un système de pression statique doivent être telles que: :
(i) Un drainage efficace de l'humidité soit assuré;
(ii) Le frottement des canalisations et les déformations ou les étranglements excessifs dans les courbures des canalisations soient évités; et
(iii) Les matériaux utilisés soient durables, adaptés au but recherché et soient protégés contre la corrosion.
(2) Un essai d'étanchéité doit être fait pour démontrer l'intégrité du système de pression statique de la manière suivante :
(i) Avions non pressurisés. Vider le système de pression statique jusqu'à une pression différentielle approximative de 1 pouce de mercure (33,9 mbar) ou jusqu'à lire sur l'altimètre 1 000 pieds au-dessus de l'altitude-pression de l'aéronef au moment de l'essai. Sans pompage additionnel pendant une période d'une minute, la perte d'altitude indiquée ne doit pas dépasser 100 pieds sur l'altimètre.
(ii) Avions pressurisés. Vider le système de pression statique jusqu'à ce qu'une pression différentielle équivalent à la pression différentielle maximale de cabine pour laquelle l'avion est certifié de type, soit obtenue. Sans pompage additionnel pendant une période d'une minute, la perte d'altitude indiquée ne doit pas dépasser 2% de l'altitude équivalente de la pression différentielle maximale de cabine ou 100 pieds en retenant la plus grande de ces valeurs.
(3) Si un système de pression statique est fourni pour tout instrument, dispositif ou système exigé par toutes règles opérationnelles applicables, chaque orifice de pression statique doit être conçu ou disposé de façon que la corrélation entre la pression d'air dans le système de pression statique et la pression statique réelle de l'atmosphère ambiante ne soit pas altérée lorsque l'avion rencontre des conditions de givrage. Un moyen d'antigivrage ou une source de pression statique de remplacement peut être utilisé pour montrer la conformité à cette exigence. Si la lecture de l'altimètre, en utilisant le système de pression statique de remplacement, diffère de plus de 50 pieds de la lecture de l'altimètre en utilisant le système statique principal, une table de correction doit être prévue pour le système statique de remplacement.
c) Excepté comme établi au paragraphe d) de cette section, si le système de pression statique comprend à la fois une source principale et une source de remplacement de pression statique, le moyen de sélection de l'une ou l'autre source doit être conçu de sorte que :
(1) Lorsque l'une de ces sources est choisie, l'autre est fermée; et
(2) les deux sources ne peuvent pas être fermées simultanément.
d) Pour les avions non pressurisés, le paragraphe c)(1) de cette section ne s'applique pas s'il peut être démontré que l'étalonnage du système de pression statique, lorsque l'une ou l'autre source de pression statique est choisie, n'est pas modifié par l'autre source de pression statique lors de son ouverture ou de sa fermeture.
e) Chaque système de pression statique doit être calibré en vol pour déterminer l'erreur de système. Cette erreur, en termes d'altitude pression indiquée, au niveau de la mer, en atmosphère type, à l'exclusion de l'erreur d'étalonnage de l'instrument, ne doit pas dépasser + 30 pieds par 100 noeuds de vitesse, pour la configuration appropriée, dans la plage de vitesses entre 1,3 VSO avec les volets sortis et 1,8 VS1 avec les volets rentrés. Cependant, il n'est pas nécessaire que l'erreur soit inférieure à 30 pieds (9,14 m).
f) (Réservé).
g) Dans le cas des avions interdits de vol dans des conditions de givrage ou météorologiques de vol aux instruments, conformément au paragraphe 523.1559 b) de ce chapitre, l'alinéa b)(3) du présent article ne s'applique pas.
523.1326 Systèmes d'indication de réchauffage pitot
Si un système de réchauffage pitot est installé pour satisfaire aux exigences du paragraphe 523.1323 d), un système d'indication doit être prévu pour indiquer à l'équipage de conduite que le système de réchauffage pitot ne fonctionne pas. Ce système d'indication doit respecter les exigences suivantes :
a) L'indication doit comporter un voyant jaune bien à la vue d'un membre d'équipage de conduite.
b) L'indication doit être conçue pour alerter l'équipage de conduite lorsque l'une des conditions suivantes se présente :
(1) le système de réchauffage pitot est sur « off »;
(2) le système de réchauffage pitot est sur « on » et tout élément de réchauffage du tube pitot ne fonctionne pas.
523.1327 Indicateur magnétique de direction
a) Excepté comme établi au paragraphe b) de cette section :
(1) Chaque indicateur magnétique de direction doit être installé de sorte que sa précision ne soit pas excessivement affectée par les vibrations ou les champs magnétiques de l'avion; et
(2) L'installation compensée ne doit pas avoir une déviation, en vol en palier, supérieure à 10° à n'importe quel cap.
b) Un indicateur de direction magnétique non stabilisé peut dévier de plus de 10° du fait du fonctionnement de systèmes alimentés en énergie électrique tels que les pare-brise chauffés électriquement, si un indicateur de direction magnétique stabilisé, qui n'a pas, en vol en palier, une déviation supérieure à 10° à n'importe quel cap, ou bien un indicateur gyroscopique de direction, est installé. Les déviations d'un indicateur magnétique de direction non stabilisé supérieures à 10° doivent être affichées conformément au 523.1547 e).
523.1329 Système de pilotage automatique
Si un système de pilotage automatique est installé, il doit répondre aux conditions ci-après :
a) Chaque système doit être conçu de façon que le pilote automatique puisse :
(1) Être rapidement et effectivement débrayé par les pilotes pour éviter qu'il n'interfère avec leur propre pilotage de l'avion; ou
(2) Être suffisamment maîtrisé par un pilote pour lui permettre de garder le contrôle de l'avion.
b) Si les dispositions de l'alinéa a)(1) de la présente section s'appliquent, la commande de débranchement rapide (d'urgence) doit être placée sur le volant (sur les deux volants si l'avion peut être commandé des deux postes de pilote) du côté opposé des manettes, ou sur la commande du manche, (sur la commande des deux manches si l'avion peut être piloté à partir de n'importe quel siège pilote) de manière à pouvoir être actionnée sans enlever la main de sa place normale aux commandes.
c) À moins qu'il n'y ait une synchronisation automatique, chaque système doit avoir un moyen pour indiquer immédiatement au pilote l'alignement du dispositif de puissance avec la commande de vol sur laquelle il agit.
d) Chaque commande manuelle nécessaire au fonctionnement du système doit être facilement accessible au pilote. Chaque commande doit agir dans le même plan et dans le même sens de déplacement tels qu'ils sont spécifiés en 523.779 pour les commandes du poste de pilotage. Le sens de déplacement doit être nettement indiqué sur, ou à côté de chaque commande.
e) Chaque système doit être conçu et réglé de telle sorte que, dans la plage des réglages à la disposition du pilote, il ne peut pas se produire des charges dangereuses sur l'avion ou entraîner des déviations dangereuses de la trajectoire de vol, dans toutes conditions de vol appropriées à son emploi, soit en utilisation normale soit dans le cas d'un mauvais fonctionnement, en supposant que l'action corrective du pilote commence dans un délai raisonnable.
f) Chaque système doit être conçu de sorte qu'un mauvais fonctionnement simple ne produira pas un signal de rattrapage sur plus d'un axe de commande. Si le pilote automatique reçoit des signaux de commandes auxiliaires ou émet des signaux pour le fonctionnement d'autres équipements, des enclenchements efficaces et des séquences d'engagement pour empêcher toute utilisation incorrecte sont exigés.
g) Il doit y avoir une protection contre des interactions nuisibles de composants intégrés, résultant d'un mauvais fonctionnement.
h) Si le système de pilotage automatique peut être couplé à l'équipement de navigation de bord, un moyen doit être fourni pour indiquer à l'équipage de vol le mode d'utilisation en cours. La position du sélecteur n'est pas acceptable comme moyen d'indication.
523.1331 Instruments utilisant une source d'alimentation en énergie
Pour chaque instrument qui utilise une source d'alimentation en énergie, les dispositions suivantes s'appliquent :
a) Chaque instrument doit être muni d'un annonciateur visuel intégré d'alimentation ou d'un indicateur distinct d'alimentation qui indique que l'alimentation n'est pas suffisante pour maintenir la performance voulue des instruments. S'il s'agit d'un indicateur distinct, il doit être situé de manière que le pilote qui utilise les instruments puisse surveiller l'indicateur en déplaçant la tête et les yeux le moins possible. L'alimentation doit être captée à l'entrée ou près de l'entrée de l'instrument. Dans le cas des instruments électriques ou fonctionnant par vide/pression, l'alimentation est jugée suffisante lorsque la tension ou le vide/pression sont respectivement dans les limites prescrites.
b) L'installation et les circuits d'alimentation en énergie doivent être conçus de façon :
(1) Que la panne d'un instrument ne gêne pas l'alimentation en énergie des autres instruments;
(2) Que la rupture d'alimentation d'une source ne gêne pas l'alimentation en énergie provenant d'une autre source.
c) Pour la certification des opérations selon les règles de vol aux instruments (IFR) ainsi que pour le cap, l'altitude, la vitesse et l'assiette, il doit y avoir au moins :
(1) deux sources d'énergie indépendantes (non entraînées par le même moteur dans les multimoteurs) et un moyen manuel ou automatique pour sélectionner l'une ou l'autre source; ou
(2) un indicateur distinct des paramètres pour le cap, l'altitude, la vitesse et l'assiette dont la source d'alimentation est indépendante du circuit principal d'alimentation électrique de l'avion.
523.1335 Systèmes directeurs de vol
Si un système directeur de vol est installé, des moyens doivent être fournis pour indiquer à l'équipage de vol son mode de fonctionnement en cours. La position du sélecteur n'est pas acceptable en tant que moyen d'indication.
523.1337 Installation des instruments du groupe motopropulseur
a) Instruments et canalisations d'instruments :
(1) Chaque canalisation d'instrument du groupe moteur et du groupe auxiliaire de puissance doit satisfaire aux exigences de la section 523.993.
(2) Chaque canalisation transportant des liquides inflammables sous pression doit :
(i) Avoir des orifices d'étranglement ou d'autres dispositifs de sécurité à la source de pression pour empêcher une fuite excessive de liquide si la canalisation a une défaillance; et
(ii) être installée et située de sorte que la fuite de liquides ne crée pas de danger.
(3) Chaque instrument du groupe moteur et du groupe auxiliaire de puissance qui utilise des liquides inflammables doit être installé et situé de sorte que la fuite de liquide ne crée pas de danger.
b) Indicateur de quantité de carburant. Il doit y avoir un moyen pour indiquer aux membres de l'équipage de conduite la quantité de carburant utilisable dans chaque réservoir pendant le vol. Un indicateur, étalonné en fonction des unités convenables et clairement gradué pour indiquer ces unités doit être utilisé. De plus :
(1) Chaque indicateur de quantité de carburant doit être étalonné pour indiquer zéro pendant le vol en pallier, lorsque la quantité de carburant restant dans le réservoir est égale à la quantité de carburant inutilisable déterminée selon la 523.959 a);
(2) Chaque jauge à niveau visible utilisée comme indicateur de quantité de carburant doit être protégée contre les détériorations;
(3) Chaque jauge à niveau visible qui forme une cavité dans laquelle l'eau peut s'accumuler et geler, doit avoir des moyens pour permettre l'évacuation au sol;
(4) Un moyen quelconque doit être disponible pour indiquer la quantité de carburant utilisable dans chaque réservoir lorsque l'avion est au sol (une jauge par exemple);
(5) Les réservoirs avec les sorties et les volumes d'expansion interconnectés peuvent être traités comme un seul réservoir et ne nécessitent pas d'indicateurs séparés;
(6) Aucun indicateur de quantité de carburant n'est exigé pour un réservoir auxiliaire qui est utilisé seulement pour le transfert de carburant aux autres réservoirs si les dimensions relatives du réservoir, le débit de transfert du carburant et les instructions d'utilisation sont adéquats pour :
(i) Éviter le débordement;
(ii) Donner aux membres de l'équipage de conduite un avertissement immédiat si le transfert ne s'effectue pas comme prévu.
c) Système de débitmètre de carburant. Si un système de débitmètre de carburant est installé, chaque élément de mesure doit avoir un moyen pour dériver l'alimentation en carburant si un mauvais fonctionnement de cet élément diminuait fortement le débit de carburant.
d) Indicateur de quantité d'huile. Il doit y avoir un moyen pour indiquer la quantité d'huile dans chaque réservoir.
(1) Au sol (tel que par une jauge à tige);
(2) En vol aux membres de l'équipage de vol, s'il y a un système de transfert d'huile ou un système d'alimentation en huile de réserve.
523.1351 Généralités
a) Capacité du système électrique. Chaque système électrique doit être adapté à l'emploi prévu. De plus :
(1) Les sources d'énergie électrique, leurs câbles de transmission et leurs dispositifs de commande et de protection associés doivent être capables de fournir la puissance exigée à la tension correcte, à chaque circuit de charge essentiel pour une utilisation sûre;
(2) La conformité au paragraphe a) (1) de cette section doit être montrée comme suit :
(i) pour les avions des catégories normale, utilitaire ou acrobatique, par une analyse des charges électriques ou par des mesures électriques qui tiennent compte des charges électriques appliquées au système électrique dans les combinaisons probables et pour les durées probables;
(ii) pour les avions de troisième niveau, par une analyse de la charge électrique qui tient compte des charges électriques dans les combinaisons probables et pour les durées probables.
b) Fonction. Pour chaque système électrique, les dispositions ci-après s'appliquent :
(1) Chaque système, une fois installé, doit être :
(i) exempt de dangers en lui-même, dans sa méthode d'utilisation et dans ses effets sur d'autres parties de l'avion;
(ii) protégé contre le carburant, l'huile, l'eau, les autres substances nuisibles et les détériorations mécaniques;
(iii) conçu de telle sorte que le risque de choc électrique à l'équipage, aux passagers et au personnel au sol soit réduit au minimum.
(2) Les sources d'alimentation électriques doivent fonctionner de façon appropriée quand elles sont branchées en combinaison ou indépendamment.
(3) Aucune défectuosité ni panne de fonctionnement d'une source d'alimentation électrique ne doit compromettre la capacité d'une autre source à alimenter les circuits de charge essentiels pour assurer la sécurité du vol.
(4) De plus, pour les avions de la catégorie navette, les dispositions suivantes s'appliquent :
(i) chaque système doit être conçu de façon que les circuits de charges essentielles puissent être alimentés en cas de défaut ou d'interruption de circuit raisonnablement probable, y compris les défauts dans les câbles transportant des courants forts;
(ii) un moyen, accessible en vol par l'équipage de conduite, doit être prévu pour le débranchement individuel et collectif des sources d'alimentation électriques du système;
(iii) le système doit être conçu de façon que la tension et la fréquence, s'il y a lieu, aux bornes de l'équipement de charge essentielle puissent être maintenues dans les limites pour lesquelles l'équipement est conçu, pour toutes les conditions de fonctionnement probables;
(iv) si deux sources indépendantes d'alimentation électrique de l'équipement ou des systèmes particuliers sont requises, leur alimentation électrique doit être assurée par des moyens tels qu'un équipement électrique doublé, un dispositif de commutation ou des circuits en boucle ou à canaux multiples acheminés séparément;
(v) pour la conformité à l'alinéa b)(5), le système de distribution comprend les bus de distribution, les circuits d'alimentation associés et chaque commande de dispositif de protection.
c) Système de génération. Il doit y avoir au moins un alternateur si le système électrique alimente en énergie des circuits de charge essentiels à la sécurité de l'exploitation. De plus :
(1) Chaque alternateur doit pouvoir fournir sa puissance nominale continue, ou la puissance possible dans les limites de son système de régulation;
(2) Les équipements de contrôle de la tension de l'alternateur doivent pouvoir régulariser de façon fiable la tension de sortie de l'alternateur dans les limites prescrites;
(3) Des moyens automatiques doivent être prévus pour éviter qu'un courant inverse endommage un alternateur ou influe négativement sur le circuit électrique de bord. Des moyens doivent être également prévus pour déconnecter chaque alternateur de la batterie et des autres alternateurs;
(4) Un moyen doit être prévu pour avertir immédiatement l'équipage de conduite de toute panne d'alternateur;
(5) Chaque alternateur doit avoir un contrôle de surtension conçu et installé pour empêcher les dommages que pourrait causer aux circuits électriques ou aux équipements qu'ils alimentent la surtension d'un alternateur.
d) Instruments. Il doit y avoir un moyen pour indiquer aux membres d'équipage de conduite appropriés les valeurs du système d'énergie électrique essentielles pour la sécurité du fonctionnement.
(1) Pour les avions des catégories normale, utilitaire et acrobatique avec des systèmes à courant continu, un ampèremètre qui peut être connecté sur chaque câble d'alimentation de générateur peut être utilisé et s'il n'y a qu'un générateur, l'ampèremètre peut être branché sur le câble de la batterie.
(2) Pour les avions de la catégorie navette, les quantités d'alimentation électrique essentielles comprennent la tension et l'intensité fournies par chaque générateur.
e) Résistance au feu. Les équipements électriques doivent être conçus et installés de telle sorte que, dans le cas d'un feu dans le compartiment moteur, au cours duquel la surface de la cloison pare-feu adjacente au feu est chauffée à 2 000°F (11111 093°C) pendant 5 minutes ou à une température inférieure justifiée par le postulant, les équipements essentiels à la poursuite d'un fonctionnement sans danger et situés derrière la cloison pare-feu fonctionneront de manière satisfaisante et ne créeront pas de danger supplémentaire d'incendie.
f) Alimentation extérieure. Si des aménagements sont prévus pour le raccordement de l'alimentation extérieure à l'avion, et que l'alimentation extérieure peut être raccordée électriquement à des équipements autres que ceux utilisés pour le démarrage du moteur, des moyens doivent être prévus pour s'assurer qu'aucune alimentation en énergie extérieure ayant une polarité inverse ou un ordre de phases inverse, ne puisse fournir de l'énergie au système électrique de l'avion. Le raccordement extérieur d'alimentation doit être placé de manière à ce que son utilisation ne mette pas en danger l'avion ou le personnel au sol.
g) Il doit être montré par des analyses, des essais, ou les deux, que l'avion peut voler sans risque en conditions VFR, pendant une période d'au moins cinq minutes, ses sources d'alimentation en énergie normales (les sources d'énergie électrique autres que la batterie et toutes les autres sources d'alimentation de secours) hors fonctionnement, avec du carburant de type critique (du point de vue de la possibilité d'extinction et de redémarrage) et l'avion étant à l'origine à l'altitude maximale pour laquelle il est certifié. Certaines parties du système électrique peuvent être gardées sous tension si :
(1) Une défaillance simple, y compris des fils emmêlés ou un feu dans une boîte de dérivation, ne peut entraîner la perte des parties mises sous et hors tension;
(2) Les parties sous tension sont isolées électriquement et mécaniquement des parties hors tension.
523.1353 Conception et installation des batteries d'accumulateurs
a) Chaque batterie d'accumulateurs doit être conçue et installée comme prescrit dans cette section.
b) Les températures et pressions sans danger des éléments de batterie doivent être maintenues pendant toute condition de charge ou de décharge probable. Aucun accroissement incontrôlé de température des éléments ne doit se produire quand la batterie est rechargée (après décharge complète préalable) :
(1) à la tension ou puissance régulée maximale;
(2) pendant un vol de durée maximale; et
(3) dans la condition de refroidissement la plus défavorable susceptible d'être rencontrée en service.
c) La conformité au paragraphe b) de cette section doit être montrée par des essais, à moins que l'expérience avec des batteries et installations similaires ait montré que le maintien des températures et pressions sans danger des éléments ne présente aucun problème.
d) Aucun gaz explosif ou toxique émis par une batterie quelconque en fonctionnement normal, ou par suite d'un mauvais fonctionnement quelconque probable du système de charge ou de l'installation de batterie, ne doit s'accumuler en quantités dangereuses à l'intérieur de l'avion.
e) Aucun fluide ou gaz corrosif qui peut s'échapper de la batterie, ne doit pouvoir endommager les structures environnantes ou les équipements essentiels adjacents.
f) Chaque installation de batterie au « nickel-cadmium » capable d'être utilisée pour démarrer un moteur ou un groupe auxiliaire de puissance doit avoir des aménagements pour empêcher tout effet dangereux sur la structure ou les systèmes essentiels, qui peut être provoqué par la quantité maximale de chaleur que la batterie peut produire pendant un court circuit de la batterie ou de ses éléments individuels.
g) Les installations de batteries au nickel-cadmium, capables d'être utilisées pour démarrer un moteur ou un groupe auxiliaire de puissance, doivent avoir :
(1) Un système pour contrôler automatiquement le taux de charge de la batterie de manière à éviter la surchauffe de la batterie;
(2) Un système de détection de température et d'avertissement de dépassement de température de la batterie avec un moyen pour débrancher la batterie de sa source de charge en cas d'une condition de dépassement de température; ou
(3) Un système détecteur et avertisseur de panne de batterie avec un moyen pour débrancher la batterie de sa source de charge en cas de panne de la batterie.
(1) En cas de panne totale du circuit d'alimentation électrique principal, la batterie doit pouvoir fournir de l'électricité aux circuits de charge essentiels à la sécurité du vol et de l'atterrissage pendant :
(i) au moins 30 minutes, dans le cas d'avions homologués à une altitude maximale de 25 000 pieds ou moins;
(ii) au moins 60 minutes, dans le cas d'avions homologués à une altitude maximale de plus de 25 000 pieds.
(2) Cette période comprend le temps pour déceler la panne et pour prendre les mesures de délestage des charges qui s'imposent.
523.1357 Dispositifs de protection des circuits
a) Des dispositifs de protection tels que les fusibles ou les disjoncteurs doivent être installés dans tous les circuits électriques autres que :
(1) Les circuits principaux des moteurs de démarrage utilisés seulement pendant le démarrage;
(2) Les circuits pour lesquels aucun danger n'existe du fait de leur absence.
b) Un dispositif de protection d'un circuit essentiel à la sécurité du vol ne doit pas être utilisé pour protéger un autre circuit, quel qu'il soit.
c) Chaque dispositif de protection de circuit à réenclenchement (dispositif à déclenchement libre où le mécanisme de déclenchement ne peut être surpassé par la commande d'utilisation) doit être conçu de façon que :
(1) Une opération manuelle soit exigée pour rétablir le circuit après le déclenchement;
(2) Si une surcharge ou une défaillance de circuit existe, le dispositif coupe le circuit quelle que soit la position de la commande d'utilisation.
d) Si la possibilité de réenclencher un disjoncteur ou de remplacer un fusible est essentielle à la sécurité en vol, ce disjoncteur ou ce fusible doit être situé et identifié de façon à pouvoir être immédiatement réenclenché ou remplacé en vol.
e) Pour les fusibles identifiés comme pouvant être remplacés en vol :
(1) Il faut prévoir, des deux possibilités suivantes, celle qui correspond à la valeur la plus grande : uneun rechange de chaque calibre ou 50 % de fusibles de rechange de chaque calibre;
(2) Les fusibles de rechange doivent être facilement accessibles aux pilotes.
523.1359 Protection du circuit électrique contre les incendies
a) Chaque composant du circuit électrique doit satisfaire aux exigences de protection des articles 523.863 et 523.1182.
b) Les câbles, les bornes et l'équipement qui se trouvent dans les zones d'incendie et qui sont utilisés pendant les procédures d'urgence doivent être résistants au feu.
c) La gaine isolante des fils et des câbles électriques doit être autoextinguible pendant l'essai à 60 degrés effectué conformément à l'appendice F du présent chapitre ou pendant d'autres essais équivalents approuvés. La longueur moyenne brûlée ne doit pas dépasser 3 pouces (76 mm), et la durée moyenne de la flamme résiduelle après le retrait de la flamme principale ne doit pas être supérieure à 30 secondes. Les égouttures qui tombent de l'échantillon ne doivent pas demeurer enflammées pendant plus de 3 secondes en moyenne après être tombées.
523.1361 Installation d'un interrupteur général
a) Un interrupteur général doit être prévu pour déconnecter rapidement chaque source d'énergie électrique de la barre-bus principale, sous réserve des dispositions du paragraphe b) de la présente section. Le point de déconnexion doit être voisin des sources commandées par l'interrupteur. Si des commutateurs distincts sont intégrés dans l'interrupteur général, un moyen doit être prévu pour pouvoir actionner celui-ci d'un seul mouvement d'une main.
b) Les circuits d'utilisation peuvent être connectés de façon à rester sous tension après coupure par l'interrupteur, s'il sont isolés, ou protégés physiquement par des écrans, pour éviter qu'ils ne mettent feu à des liquides ou des vapeurs inflammables qui pourraient être libérés par la fuite ou la rupture des circuits de liquides inflammables;
(1) Si les circuits sont nécessaires au fonctionnement du moteur.
(2) S'ils sont protégés par des dispositifs de protection de circuits calibrés à 5 ampères ou moins voisins de la source d'énergie électrique.
(3) En outre, on ne doit pas utiliser deux ou plus de deux circuits installés conformément aux exigences de l'alinéa b)(2) de la présente section pour fournir une charge de plus de cinq ampères.
c) L'interrupteur général ou ses commandes doivent être installés de façon que l'interrupteur soit facilement discernable et accessible à un membre de l'équipage.
523.1365 Câbles et équipements électriques
a) Chaque câble de connexion électrique doit être d'une section adéquate.
b) Tout équipement associé à des câbles électriques qui s'échaufferait dans l'éventualité d'une surcharge électrique ou d'une défectuosité de circuit doit être résistant au feu. Cet équipement et les câbles électriques ne doivent pas émettre de quantités dangereuses de fumées toxiques.
c) Les câbles électriques principaux (y compris les câbles de l'alternateur) situés dans le fuselage doivent être conçus de manière à permettre un degré raisonnable de déformation et d'élasticité sans risque de rupture, et doivent :
(1) Être séparés des canalisations de liquides inflammables; ou
(2) être enveloppés de tubes souples à isolation électrique, ou d'un équivalent, en sus de l'isolation de câbles normale.
d) Des moyens doivent être prévus pour identifier les câbles, les bornes et les connecteurs électriques.
e) Les câbles électriques doivent être installés de manière à minimiser les risques de dommages mécaniques et de dommages causés par les gaz des fluides ou par les sources de chaleur.
f) Si un câble ne peut être protégé par un dispositif de protection des circuits ou par un dispositif de protection contre les surcharges, il ne doit pas présenter un risque d'incendie s'il devient défectueux.
523.1367 Interrupteurs
Chaque interrupteur doit être :
a) Capable de transporter son courant nominal;
b) Construit avec suffisamment de garde ou de matériau isolant entre les parties transportant du courant et le boîtier de façon que les vibrations en vol ne provoqueront pas de court-circuit;
c) Accessible aux membres d'équipage de vol appropriés; et
d) Étiqueté quant à l'utilisation et au circuit commandé.
523.1381 Lampes d'instruments
Les lampes d'instruments doivent :
a) Rendre chaque instrument et chaque commande facilement lisible et discernable;
b) Être installées de sorte que leurs rayons lumineux directs et leurs rayons réfléchis par le pare-brise ou autre surface n'atteignent pas les yeux du pilote; et
c) Avoir suffisamment de garde ou de matériau isolant entre les parties transportant du courant et le boîtier de façon que les vibrations en vol ne provoqueront pas de court-circuit. Un plafonnier de cabine n'est pas une lampe d'instrument.
523.1383 Phares de roulage et d'atterrissage
Chaque phare de roulage et d'atterrissage doit être conçu et installé de sorte que :
a) aucun éblouissement dangereux n'atteigne le pilote;
b) le pilote ne soit pas sérieusement gêné par le halo;
c) il fournisse suffisamment de lumière pour les manoeuvres de nuit;
d) il ne présente aucun risque d'incendie, quelle que soit la configuration.
523.1385 Installation du système des feux de position
a) Généralités. Chaque portion de chaque système de feux de position doit être conforme aux exigences applicables de cette section et chaque système dans son ensemble doit être conforme aux exigences des 523.1387 à 523.1397.
b) Feux de position gauche et droit. Les feux de position gauche et droit doivent comprendre un feu rouge et un feu vert aussi écartés latéralement l'un de l'autre que possible et montés sur l'avion de façon que, lorsque l'avion est en position normale de vol, le feu rouge soit situé du côté gauche et le feu vert du côté droit.
c) Feu de position arrière. Le feu de position arrière doit être un feu blanc monté aussi loin à l'arrière que réalisable sur l'empennage ou sur chaque extrémité d'aile.
d) Couvercles des feux et filtres colorés. Chaque couvercle de feu ou filtre coloré doit être au moins résistant à la flamme et ne doit pas changer de couleur ou de forme ni introduire une perte sensible de transmission lumineuse en utilisation normale.
523.1387 Angles dièdres du système des feux de position
a) Excepté comme établi au paragraphe e) de cette section, chaque feu de position doit, tel qu'il est installé, émettre un faisceau lumineux ininterrompu à l'intérieur des angles dièdres décrits dans la présente section.
b) L'angle dièdre L (gauche) est formé par deux plans verticaux sécants, le premier parallèle à l'axe longitudinal de l'avion et l'autre faisant avec le premier un angle de 110 degrés vers la gauche, pour un observateur regardant vers l'avant, suivant l'axe longitudinal de l'avion.
c) L'angle dièdre R (droit) est formé par deux plans verticaux sécants, le premier parallèle à l'axe longitudinal de l'avion et l'autre faisant avec le premier un angle de 110 degrés vers la droite, pour un observateur regardant vers l'avant, suivant l'axe longitudinal de l'avion.
d) L'angle dièdre A (arrière) est formé par deux plans verticaux sécants, faisant avec le plan vertical passant par l'axe longitudinal, un angle de 70 degrés vers la droite et un angle de 70 degrés vers la gauche, pour un observateur regardant vers l'arrière, suivant l'axe longitudinal de l'avion.
e) Si le feu de position arrière, lorsqu'il est monté aussi loin vers l'arrière que réalisable, conformément au 523.1385 c) ne peut pas émettre un faisceau lumineux ininterrompu à l'intérieur de l'angle dièdre A (comme défini au paragraphe d) de cette section), un angle ou des angles solides, de visibilité masquée ne totalisant pas plus de 0,04 stéradians sont permis à l'intérieur de cet angle dièdre, si un tel angle solide est à l'intérieur d'un cône dont le sommet se situe au feu de position arrière et dont les éléments font un angle de 30° avec une ligne verticale passant par le feu de position arrière.
523.1389 Répartitions et intensités lumineuses des feux de position
a) Généralités. Les intensités prescrites dans cette section doivent être fournies par des équipements neufs avec leurs couvercles et leurs filtres colorés en place. Ces intensités doivent être déterminées avec la source lumineuse fonctionnant à une valeur stable égale au flux lumineux moyen de la source alimentée à la tension normale de l'avion. La répartition et les intensités lumineuses de chaque feu de position doivent satisfaire aux exigences du paragraphe b) de cette section.
b) Feux de position avant et arrière. La répartition et les intensités lumineuses des feux de position être exprimées en termes d'intensités minimales dans le plan horizontal, d'intensités minimales dans un plan vertical quelconque et d'intensités maximales dans les zones de chevauchement de faisceaux, à l'intérieur des angles dièdres L, R, et A, et doivent être conformes aux exigences ci-après :
(1) Intensités dans le plan horizontal. Chaque intensité dans le plan horizontal (plan contenant l'axe longitudinal de l'avion et perpendiculaire au plan de symétrie de l'avion) doit être égale ou supérieure aux valeurs indiquées dans la 523.1391.
(2) Intensités dans un plan vertical quelconque. Chaque intensité dans un plan vertical quelconque (plan perpendiculaire au plan horizontal) doit être égale ou supérieure à la valeur appropriée indiquée à la 523.1393, où I est l'intensité minimale prescrite à la 523.1391 pour les angles correspondants dans le plan horizontal.
(3) Intensités dans les zones de chevauchement des signaux adjacents. Aucune intensité dans une zone de chevauchement quelconque entre les signaux adjacents ne doit dépasser les valeurs données à la 523.1395, excepté que des intensités plus élevées dans les zones de chevauchement peuvent être utilisées avec des intensités de faisceaux principaux nettement supérieures aux valeurs minimales spécifiées aux 523.1391 et 523.1393, si les intensités dans les zones de chevauchement par rapport aux intensités des faisceaux principaux n'affectent pas de façon préjudiciable la clarté du signal lumineux. Lorsque l'intensité maximale des feux de position gauche et droit dépasse 100 candelas, les intensités maximales de chevauchement entre eux peuvent dépasser les valeurs indiquées à la 523.1395 à condition que l'intensité du chevauchement dans la Zone A ne soit pas supérieure à 10% de l'intensité maximale des feux de position et que l'intensité de chevauchement dans la Zone B ne soit pas supérieure à 2,5% de l'intensité maximale des feux de position.
c) Installation du feu de position arrière. Un seul feu de position arrière peut être installé dans une position décalée latéralement du plan de symétrie d'un avion si :
(1) L'axe du cône maximal d'éclairement est parallèle à la trajectoire de vol en vol en palier; et
(2) Il n'y a pas d'obstacle vers l'arrière du feu et entre les plans d'un angle de 70 degrés à droite et à gauche de l'axe d'éclairement maximal.
523.1391 Intensités minimales dans le plan horizontal des feux de position
L'intensité de chaque feu de position doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables au tableau suivant :
Angle dièdre (feu compris)
Angle vers la droite ou vers la gauche mesuré à partir de l'axe longitudinal, orienté vers l'avant
Intensité (candelas)
G et D (rouge et vert)
0° à 10° 40
10° à 20° 30
20° à 110 5
A (blanc arrière)
110° à 180° 20
523.1393 Intensités minimales dans un plan vertical quelconque des feux de position
Angle au-dessus ou au-dessous du plan horizontal
0 à 5 0,90
5 à 10 0,80
10 à 15 0,70
15 à 20 0,50
20 à 30 0,30
30 à 40 0,10
40 à 90 0,05
523.1395 Intensités maximales dans les zones de chevauchement des faisceaux des feux de position
Aucune intensité des feux de position ne doit dépasser les valeurs applicables au tableau suivant, excepté comme établi au 523.1389 b)(3).
Zone A (candelas)
Zone B (candelas)
Vert dans l'angle dièdre L 10 1
Rouge dans l'angle dièdre R 10 1
Vert dans l'angle dièdre A 5 1
Rouge dans l'angle dièdre A 5 1
Blanc arrière dans l'angle dièdre L (gauche) 5 1
Blanc arrière dans l'angle dièdre R (droit) 5 1
a) La zone A comprend toutes les directions dans l'angle dièdre adjacent qui passent par la source lumineuse et qui coupent le plan limite commun sous un angle supérieur à 10° mais inférieur à 20°; et
b) La zone B comprend toutes les directions dans l'angle dièdre adjacent qui passent par la source lumineuse et qui coupent le plan limite commun sous un angle supérieur à 20°.
523.1397 Spécifications de couleurs
Chaque couleur des feux de position doit être exprimée au moyen des coordonnées trichromatiques applicables de la Commission Internationale de l'Éclairage, à savoir :
a) Rouge aviation :
"y "n'est pas supérieur à 0,335; et
"z" n'est pas supérieur à 0,002.
b) Vert aviation :
"x" n'est pas supérieur à 0,440-0,320y;
"x" n'est pas supérieur à y-0,170; et
"y" n'est pas inférieur à 0,390-0,170x.
c) Blanc aviation :
"x" n'est pas inférieur à 0,300 ni supérieur à 0,540;
"y" n'est pas inférieur à "x-0,040" ou à
"yo -0,010", celle de ces deux valeurs qui est la plus faible; et
"y" n'est pas supérieur à "x + 0,020" ni à "0,636-0,400x";
où "yo" est la coordonnée "y" du corps noir de Planck pour la valeur de "x" considérée.
523.1399 Feux de mouillage
a) Chaque feu de mouillage (à l'ancre) exigé pour un hydravion ou un avion amphibie doit être installé de sorte qu'il puisse :
(1) Émettre une lumière blanche visible jusqu'à 2 milles nautiques au moins, de nuit, sous des conditions atmosphériques claires; et
(2) Émettre le maximum réalisable de lumière sans occultation quand l'avion est amarré ou à la dérive sur l'eau.
b) Des feux suspendus à l'extérieur peuvent être utilisés.
523.1401 Système de feux anticollision
a) Généralités. L'avion doit avoir un système de feux anticollision qui :
(1) Consiste en un ou plusieurs feux anticollision approuvés, situés de telle façon que leur lumière n'altère pas la vision de l'équipage ou ne diminue pas la perception visuelle des feux de position; et
(2) satisfait aux exigences des paragraphes b) à f) de cette section.
b) Champ couvert. Le système doit consister en un nombre de feux suffisant pour éclairer les zones vitales autour de l'avion, considérant la configuration physique et les caractéristiques de vol de l'avion. Le champ couvert doit s'étendre dans chaque direction à l'intérieur d'un angle d'au moins 75° au-dessus et 75° au-dessous du plan horizontal de l'avion, excepté qu'il peut y avoir des angles solides de visibilité obstruée ne totalisant pas plus de 0,5 stéradians.
c) Caractéristiques de clignotement. La disposition du système, c'est-à-dire, le nombre de sources lumineuses, la largeur du faisceau, la vitesse de rotation et autres caractéristiques, doit donner une fréquence effective d'éclats non inférieure à 40, ni supérieure à 100 cycles par minute. La fréquence effective des éclats est la fréquence à laquelle le système complet de feux anticollision de l'avion est observé à distance et s'applique à chaque secteur de feu, y compris toute zone de chevauchement qui existe quand le système consiste en plus d'une source lumineuse. Dans les zones de chevauchement, les fréquences d'éclats peuvent dépasser 100, mais non 180 cycles par minute.
d) Couleur. Chaque feu anticollision doit être soit rouge aviation, soit blanc aviation et doit satisfaire les exigences applicables de la 523.1397.
e) Intensité lumineuse. Les intensités lumineuses minimales dans tous les plans verticaux, mesurées avec le filtre rouge, (s'il est utilisé) et exprimées en termes d'intensités efficaces doivent satisfaire les exigences du paragraphe f) de cette section. La relation suivante doit être appliquée :
= Intensité efficace (en candelas).
= Intensité instantanée en fonction du temps.
= Durée d'un éclat (en secondes).
Normalement, la valeur maximale de l'intensité efficace est obtenue lorsque t2 et t1 sont choisis de telle sorte que l'intensité efficace soit égale à l'intensité instantanée à t2 et t1.
f) Intensités efficaces minimales des feux anticollision. L'intensité efficace de chaque feu anticollision doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables au tableau suivant :
Intensité efficace (en candelas)
0° à 5° 400
5° à 10° 240
10° à 20° 80
30° à 75° 40
0° à 5° 20
523.1411 Généralités
a) Les équipements de sécurité exigés, qui sont destinés à être utilisés par l'équipage de vol en cas d'urgence, tels que les mécanismes de largage automatique des canots de sauvetage, doivent être immédiatement accessibles.
b) Des aménagements de rangement pour les équipements de sécurité exigés doivent être fournis et doivent :
(1) Être disposés de telle sorte que l'équipement soit directement accessible et son emplacement bien en évidence; et
(2) Protéger l'équipement de sécurité contre tout dommage causé par la soumission aux charges d'inertie résultant des facteurs de charge statique extrêmes spécifiés en 523.561(b)(3) du présent chapitre.
523.1413 Ceintures de sécurité et harnais Enlevé
523.1415 Équipements d'amerrissage forcé
a) Les équipements de flottaison et de signalisation de secours exigés par toute règle opérationnelle applicable doivent être installés de façon à être instantanément à portée de l'équipage et des passagers.
b) Chaque embarcation et chaque équipement de sauvetage doit être approuvé.
c) Chaque embarcation larguée automatiquement ou par le pilote doit être reliée à l'avion par un cordeau pour la retenir le long de l'avion. Ce cordeau doit être assez faible pour se rompre avant submersion de l'embarcation vide à laquelle il est attaché.
d) Chaque dispositif de signalisation exigé par toute règle opérationnelle applicable, doit être exempt de tout danger dans son utilisation.
523.1416 Système de gaines de dégivreurs pneumatiques
Si la certification avec des aménagements de protection contre le givrage est désirée et si un système de gaines de dégivreurs pneumatiques est monté :
a) Le système doit satisfaire les exigences spécifiées à la 523.1419;
b) Le système et ses composants doivent être conçus pour remplir leurs fonctions prévues à toute température ou pression normale de fonctionnement du système; et
c) Un moyen doit être fourni pour indiquer à l'équipage de vol que le système de gaines de dégivreurs pneumatiques reçoit une pression adéquate et qu'il fonctionne normalement.
523.1419 Protection contre le givrage
Pour obtenir la certification assortie de dispositions de protection contre le givrage, il doit être montré que les exigences de la présente section et des autres sections applicables du présent chapitre sont satisfaites :
a) Une analyse doit être effectuée pour établir, sur la base des besoins opérationnels de l'avion, que le système de protection contre le givrage est adéquat pour les différents composants de l'avion. De plus, des essais du système de protection contre le givrage doivent être effectués pour démontrer que l'avion est en mesure de fonctionner sans danger dans les conditions de givrage maximal continu et maximal intermittent décrites à l'appendice C du chapitre 525 du présent manuel. Au sens de la présente section, les mots "en mesure de fonctionner sans danger" signifient que les performances, la réponse aux commandes, la manoeuvrabilité et la stabilité de l'avion ne doivent pas être inférieures à celles qui sont exigées au chapitre 523 au sous-chapitre B.
b) Sous réserve de l'application des dispositions du paragraphe c) de la présente section, en plus des analyses et de l'évaluation physique prescrites en a) ci-dessus, l'efficacité du système de protection contre le givrage et de ses composants doit être démontrée par des essais en vol de l'avion ou de ses composants dans des conditions atmosphériques naturelles de givrage mesurées et en réalisant au moins un des essais ci-après, selon qu'il sera jugé nécessaire pour déterminer si le système de protection contre le givrage est adéquat :
(1) Essais en laboratoire des composants ou de modèles de ces composants en air sec ou en conditions simulées de givrage, ou les deux;
(2) essais en vol, en air sec, du système de protection contre le givrage dans son ensemble ou de ses composants;
(3) essai en vol de l'avion ou de ses composants en conditions simulées de givrage mesurées.
c) Si la certification de protection contre le givrage a été obtenue sur des avions dont le certificat de type est plus ancien qui comportaient des composants équivalents, des points de vue thermodynamique et aérodynamique, de ceux qui sont utilisés dans un nouveau type d'avion, la certification de ces composants équivalents peut être obtenue par référence aux essais déjà réalisés en conformité des paragraphes 523.1419 a) et b) à condition que le postulant puisse justifier toute différence d'installation de ces composants.
d) Un moyen doit être identifié ou prévu pour déceler la formation de givre sur les parties critiques de l'avion. Un éclairage suffisant doit être fourni pour que ce moyen puisse être utilisé la nuit. En outre, lorsque l'utilisation de l'équipement de protection contre le givrage exige que l'équipage de conduite surveille les surfaces extérieures de l'avion, un éclairage extérieur suffisant pour permettre cette surveillance la nuit doit être fourni. L'éclairage ne doit pas causer d'éblouissement ni de reflets qui pourraient gêner l'équipage de conduite dans l'accomplissement de ses fonctions. Le Manuel de vol de l'avion ou un autre manuel approuvé doit contenir une description des moyens de déceler le givrage et des renseignements sur la conduite sûre de l'avion en conditions de givrage.
523.1431 Équipements électroniques
a) Dans la preuve de conformité aux alinéas a), b) et c) à l'article 523.1309 en ce qui concerne le matériel radio et électronique et ses installations, les conditions critiques du point de vue de l'environnement doivent être prises en considération.
b) Le matériel radio et électronique, ses commandes et son câblage doivent être installés de façon que l'utilisation de l'un quelconque de ses éléments ou système d'éléments ne puisse entraver le fonctionnement simultané de tout autre appareil radio ou électronique, ou système d'éléments, exigé dans le présent manuel.
c) Dans le cas d'un avion à bord duquel il doit y avoir plus d'un membre d'équipage de conduite ou dont les vols doivent être effectués avec plus d'un membre d'équipage de conduite à bord, il faut déterminer si le poste de pilotage permet aux membres d'équipage, assis à leur poste, d'entretenir aisément une conversation dans les conditions ambiantes de bruit pendant l'exploitation de l'avion. Si l'avion est conçu pour l'utilisation de casques d'écoute avec microphone, l'évaluation du poste de pilotage doit également tenir compte des conditions ambiantes lorsque ces casques sont portés. Si l'évaluation conclue que les conditions rendent les conversations difficiles, un interphone doit être fourni.
d) Si l'équipement de communication installé comporte un interrupteur marche-arrêt, ce dernier doit être conçu pour retourner de lui-même de la position d'émission à la position arrêt lorsqu'il est relâché, et pour que l'émetteur cesse automatiquement d'émettre.
e) Si des casques d'écoute avec microphone peuvent être utilisés, il doit être démontré que les membres d'équipage de conduite qui les portent entendront toutes les alarmes sonores dans les conditions ambiantes de bruit pendant l'exploitation de l'avion.
523.1435 Systèmes hydrauliques
a) Conception. Chaque système hydraulique doit être conçu comme suit :
(1) Chaque système hydraulique et ses éléments doivent résister, sans rupture, aux charges structurales prévues en plus des charges hydrauliques.
(2) Un moyen pour indiquer la pression dans chaque système hydraulique qui alimente deux fonctions principales ou plus doit être fourni à l'équipage de conduite.
(3) Il doit y avoir un moyen pour assurer que la pression, y compris la pression transitoire (de pointe), en n'importe quelle partie du système, n'excédera pas la limite de sécurité au-delà de la pression de calcul en utilisation et pour éviter une pression excessive résultant des variations volumétriques du liquide dans toutes les canalisations qui sont susceptibles de rester fermées assez longtemps pour que de telles variations se produisent.
(4) La pression d'éclatement minimale de calcul doit être égale à 2,5 fois la pression d'utilisation.
b) Essais. Chaque système doit être justifié par des essais à la pression d'épreuve. Une fois ces essais d'épreuve effectués, aucune partie d'un système quelconque ne doit tomber en panne, ni mal fonctionner, ni présenter une déformation permanente. La charge d'épreuve de chaque système doit être au moins égale à 1,5 fois la pression maximale d'utilisation de ce système.
c) Accumulateurs. Un accumulateur ou une bâche hydraulique peut être installé du côté moteur d'une cloison pare-feu si :
(1) il ou elle fait partie intégrante d'un moteur ou d'une hélice;
(2) la bâche n'est pas pressurisée et si le volume total de cette dernière est d'au plus une pinte.
523.1437 Accessoires pour avions multimoteurs
Pour les avions multimoteurs, les accessoires entraînés par un moteur et essentiels au fonctionnement sûr doivent être répartis sur deux moteurs ou plus de telle sorte que la panne d'un moteur quelconque n'altérera pas l'utilisation sûre du fait du mauvais fonctionnement de ces accessoires.
523.1438 Système de pressurisation et système pneumatique
a) Les éléments du système de pressurisation doivent être essayés à une pression d'éclatement de 2,0 fois, et à une pression d'épreuve de 1,5 fois, la pression maximale normale de fonctionnement.
b) Les éléments du système pneumatique doivent être essayés à une pression d'éclatement de 3,0 fois, et à une pression d'épreuve de 1,5 fois, la pression maximale normale de fonctionnement.
c) Une analyse, ou une combinaison d'analyse et d'essai, peut être substituée à tout essai exigé par le paragraphe a) ou b) de cette section si le Ministre estime qu'elle est équivalente à l'essai exigé.
523.1441 Équipement et alimentation d'oxygène
a) Si la certification avec équipement d'oxygène d'appoint est demandée, ou si l'avion a reçu l'approbation pour effectuer des vols à des altitudes égales ou supérieures à celles où les règles d'exploitation exigent l'utilisation d'oxygène, l'avion doit être muni d'un équipement d'oxygène répondant aux exigences de la présente section et des sections 523.1443 à 523.1449. Un équipement portatif peut être utilisé pour satisfaire aux exigences du présent sous-chapitre s'il est montré que cet équipement est conforme aux spécifications applicables, s'il est identifié dans la conception de type de l'avion et si les dispositions relatives à son rangement sont jugées conformes à la section 523.561.
b) Le circuit oxygène doit être exempt de risque en lui-même, dans sa méthode d'utilisation et dans son effet sur d'autres composants.
c) Il doit y avoir un moyen pour permettre à l'équipage de déterminer rapidement pendant le vol la quantité d'oxygène disponible dans chaque source d'alimentation.
d) Il doit être fourni à chaque membre d'équipage de conduite :
(1) un équipement d'oxygène à la demande si l'avion doit être certifié pour voler au dessus de 25 000 pieds (7 625 m).
(2) un régulateur d'oxygène dilution/ demande si l'avion doit être certifié pour voler au dessus de 40 000 pieds (12 200 m).
e) Un moyen facilement accessible pour l'équipage en vol doit être prévu pour amorcer et interrompre l'alimentation en oxygène à la source haute pression. Cette exigence en ce qui concerne l'interruption de l'alimentation ne s'applique pas aux générateurs d'oxygène chimiques.
523.1443 Débit massique minimal d'oxygène supplémentaire
a) Si l'avion doit être homologué à plus de 41 000 pieds, un système d'oxygène à débit continu doit être fourni pour chaque passager.
b) Si un équipement d'oxygène à débit continu est installé, le postulant doit montrer que les exigences des alinéas b)(1) et b)(2) ou de l'alinéa b)(3) du présent article sont satisfaites :
(1) Pour chaque passager, le débit massique minimal d'oxygène d'appoint exigé aux différentes altitudes pression cabine ne peut être inférieur au débit nécessaire pour maintenir, pendant l'inspiration et l'utilisation de l'équipement d'oxygène (masque compris) les pressions trachéales partielles moyennes en oxygène suivantes :
(i) Aux altitudes pression cabine supérieures à 10 000 pieds (3 050 m) jusque et y compris 18 500 pieds (5 642 m), une pression trachéale partielle moyenne en oxygène de 100 mm Hg, avec inspiration de 15 litres par minute, Température et pression du corps, saturées (BTPS), et un volume courant de 700 cc, l'intervalle entre les respirations étant constant.
(ii) Aux altitudes pression cabine supérieures à 18 500 pieds (5 642 m) jusque et y compris 40 000 pieds (12 200 m), une pression trachéale partielle moyenne en oxygène de 83,8 mm Hg, avec inspiration de 30 litres par minute, BTPS, et un volume courant de 1 100 cc, l'intervalle entre les respirations étant constant.
(2) Pour chaque membre de l'équipage de conduite, le débit massique minimal ne peut être inférieur au débit nécessaire pour maintenir, pendant l'inspiration, une pression trachéale partielle moyenne en oxygène de 149 mm Hg, avec inspiration de 15 litres par minute, BTPS, et un volume courant maximal de 700 cc, l'intervalle entre les respirations étant constant.
(3) Le débit massique minimal d'oxygène d'appoint fourni à chaque usager ne doit pas être inférieur à celui qui est indiqué dans la Figure 1 ci-après pour chaque altitude jusqu'à et y compris l'altitude maximale d'exploitation de l'avion.
Figure 1 – Altitude pression cabine
c) Si un équipement d'oxygène à la demande est installé pour les membres de l'équipage de conduite, le débit massique minimal d'oxygène d'appoint exigé pour chaque membre de l'équipage de conduite ne peut être inférieur à celui qui est nécessaire pour maintenir, pendant l'inspiration, une pression trachéale partielle moyenne en oxygène de 122 mm Hg, jusque et y compris une altitude pression cabine de 35 000 pieds (10 675 m), et 95 % d'oxygène entre les altitudes pression cabine de 35 000 et 40 000 pieds (10 675 et 12 200 m), avec inspiration de 20 litres par minute BTPS. En outre, des moyens doivent être prévus pour permettre aux membres d'équipage de conduite d'utiliser de l'oxygène non dilué, à sa discrétion.
d) Si un équipement d'oxygène thérapeutique est installé, le débit massique minimal d'oxygène pour chaque usager ne peut être inférieur à 4 litres par minute, Température, et pression normales, sèches (STPD). Toutefois, un moyen peut être prévu pour réduire ce débit à au moins 2 litres par minute, STPD, à toute altitude cabine. La quantité d'oxygène nécessaire est fondée sur un débit moyen de 3 litres par minute par personne ayant besoin d'oxygène thérapeutique.
e) Dans le présent article :
(1) BTPS signifie « Body Temperature and Pressure, Saturated » (température et pression du corps, saturées), c'est-à-dire 37° C et la pression ambiante à laquelle le corps est exposé, moins 47 mm Hg, ce qui représente la pression trachéale déplacée par la pression de vapeur d'eau lorsque l'air inspiré devient saturé de vapeur d'eau à 37° C.
(2) STPD signifie « Standard Temperature and Pressure, Dry » (température et pression normales, sèches), c'est-à-dire 0° C, à 760 mm de mercure sans vapeur d'eau.
523.1445 Système de distribution d'oxygène
a) À l'exception des tubes souples reliant les prises d'oxygène aux unités de distribution, ou des cas où il est montré que cela est approprié pour l'installation, des tubes non métalliques ne doivent pas être utilisés pour les canalisations d'oxygène qui sont normalement pressurisées pendant le vol, quelles qu'elles soient.
b) Les canalisations de distribution d'oxygène non métalliques ne doivent pas passer à des endroits où elles peuvent être exposées à des températures élevées, à des arcs électriques et à des liquides inflammables qui pourraient être libérés lors de pannes probables.
c) Si l'équipage de conduite et les passagers partagent une source commune d'alimentation en oxygène, un moyen permettant de réserver, séparément, la quantité minimale exigée pour l'équipage de conduite doit être fourni.
523.1447 Normes d'équipements pour les unités de distribution d'oxygène
Si des unités de distribution d'oxygène sont installées, les dispositions ci-après s'appliquent :
a) Il doit y avoir une unité individuelle de distribution pour chaque occupant pour lequel de l'oxygène d'appoint est à fournir. Chaque unité de distribution d'oxygène doit :
(1) Permettre l'utilisation efficace de l'oxygène qui l'alimente.
(2) Être capable d'être mis en position instantanément sur le visage de l'utilisateur.
(3) Être équipée d'un moyen convenable pour maintenir l'unité en position sur le visage.
4) Si de l'équipement radio est installé à bord, les unités de distribution d'oxygène de l'équipage de conduite doivent être conçues pour qu'elles puissent être utilisées sans empêcher la communication entre membres d'équipage de conduite obligatoires à partir de leurs postes respectifs.
b) Si la certification pour utilisation à une altitude inférieure ou égale à 18,000 pieds (MSL) est demandée, chaque dispositif de distribution d'oxygène doit :
(1) Couvrir le nez et la bouche de l'utilisateur; ou
(2) Se présenter sous la forme d'une canule nasale, dans quel cas, un dispositif de distribution d'oxygène couvrant le nez et la bouche de l'utilisateur doit pouvoir être utilisé. De plus, chaque canule nasale ou ses tubulures de branchement doivent porter de façon permanente :
(i) un signe d'avertissement visible interdisant de fumer lorsque l'alimentation en oxygène est utilisée;
(ii) une illustration de la méthode correcte de mettre l'équipement; et
(iii) un signe d'avertissement visible spécifiant de ne pas utiliser le dispositif en cas d'inflammation nasale ou de rhume de cerveau, ce qui pourrait être cause de congestion des fosses nasales.
c) Si la certification pour utilisation au-dessus de 18 000 pieds (MSL) est demandée, chaque dispositif de distribution d'oxygène doit recouvrir le nez et la bouche de l'utilisateur.
d) Dans le cas d'un avion pressurisé conçu pour voler au-dessus de 25 000 pieds (par rapport au niveau de la mer), les unités de distribution d'oxygène doivent respecter les exigences suivantes :
(1) les unités destinées aux passagers doivent être reliées à une prise d'alimentation en oxygène et doivent être immédiatement accessibles par tout occupant, où qu'il soit assis;
(2) les unités destinées aux membres d'équipage doivent se présenter automatiquement à chaque membre d'équipage avant que l'altitude-pression de la cabine dépasse 15 000 pieds, sinon, les unités doivent être du type à pose rapide et être raccordées à une prise d'alimentation en oxygène qui est facilement accessible par tout membre d'équipage à son poste.
e) Si la certification en vue de vols à plus de 30 000 pieds est demandée, les unités de distribution destinées aux passagers doivent se présenter automatiquement à chaque occupant avant que l'altitude-pression cabine excède 15 000 pieds.
f) Si un système automatique d'unités de distribution (tuyau flexible et masque, ou autre unité) est installé, l'équipage doit disposer d'un moyen manuel pour rendre les unités de distribution immédiatement disponibles dans l'éventualité d'une défaillance du système automatique.
g) Si l'avion doit être homologué pour voler à plus de 41 000 pieds, on doit fournir à l'équipage de conduite un masque à oxygène à pose rapide sur lequel est monté un régulateur d'alimentation en oxygène de type demande, qui lui soit immédiatement disponible lorsqu'il est assis à son poste, et qui est conçu et installé de telle sorte :
(1) qu'il puisse être placé sur le visage à partir de sa position « prêt », convenablement fixé, appliqué de façon étanche, et qu'il fournisse l'oxygène à la demande, à l'aide d'une seule main, en cinq secondes, sans gêner le port de lunettes ou provoquer de retard dans la poursuite de tâches urgentes; et
(2) qu'il permette, une fois en place, l'exécution des fonctions normales de communication.
523.1449 Moyens pour la constatation de l'utilisation d'oxygène
Il doit y avoir un moyen pour permettre à l'équipage de constater si de l'oxygène est délivré aux équipements de distribution.
523.1450 Générateurs chimiques d'oxygène
a) Pour les besoins de cette section, un générateur chimique d'oxygène est défini comme un dispositif qui produit de l'oxygène par réaction chimique.
b) Chaque générateur chimique d'oxygène doit être conçu et installé conformément aux exigences suivantes :
(1) La température de surface produite par le générateur au cours du fonctionnement ne doit pas créer de danger pour l'avion ou ses occupants.
(2) Un moyen doit être prévu pour réduire toute pression interne qui peut être dangereuse.
c) En plus de satisfaire les exigences du paragraphe b) de cette section, chaque générateur chimique portable d'oxygène qui est capable d'un fonctionnement soutenu par remplacement successif d'un élément générateur doit être étiqueté pour indiquer :
(1) Le débit d'oxygène en litres par minute.
(2) La durée du débit d'oxygène en minutes, pour l'élément générateur remplaçable; et
(3) Un avertissement selon lequel l'élément générateur remplaçable peut être chaud, à moins que la construction de l'élément soit telle que la température de surface ne peut pas dépasser 100°F (37,7°C).
523.1451 Protection de l'équipement d'oxygène contre les incendies
L'équipement et les conduites d'oxygène :
a) ne doivent pas être installés dans les zones d'incendie;
b) doivent être protégés contre la chaleur qui pourrait se dégager ou s'échapper de toute zone d'incendie désignée;
c) doivent être installés de manière à ce que l'oxygène qui s'échappe ne puisse entrer en contact avec la graisse, les fluides ou le gaz accumulé, ni les enflammer, qui sont normalement présents pendant les opérations normales ou qui peuvent résulter de la défaillance ou du mauvais fonctionnement d'un autre système.
523.1453 Protection de l'équipement d'oxygène contre les ruptures
a) Chaque élément de l'équipement d'oxygène doit pouvoir résister à la fois à la pression et à la température maximales et aux autres charges externes découlant des charges structurales limites qui peuvent être exercées sur cette partie de l'équipement.
b) Les sources de pression d'oxygène et les conduites situées entre ces sources et les dispositifs de fermeture doivent être :
(1) protégées contre les températures dangereuses; et
(2) situées là où la probabilité et le risque de rupture pendant un atterrissage forcé sont minimisés.
523.1457 Enregistreurs de voix du poste de pilotage
a) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage exigé par toute règle d'exploitation applicable doit être approuvé et doit être installé de sorte qu'il enregistrer les communications et les signaux suivants :
(en vigueur 2014/12/01)
(1) les communications en phonie émises ou reçues dans l'avion par radiodiffusion;
(2) les communications en phonie des membres de l'équipage de conduite dans le poste de pilotage;
(3) les communications en phonie des membres de l'équipage de conduite, dans le poste de pilotage, transmises par l'interphone de l'avion;
(4) les signaux en phonie ou acoustiques qui identifient les aides à la navigation ou d'approches reçus au casque d'écoute ou au haut-parleurs;
(5) les communications en phonie des membres de l'équipage de conduite transmises par les haut-parleurs des passagers, si l'avion est muni de ces derniers, et si la quatrième canal est disponible conformément aux exigences du paragraphe c)(4)(ii) de la présente section.
(6) Si un équipement de communication par liaison de données est installé, toutes communications par liaison de données faisant appel à un ensemble de messages de données. Les messages par liaison de données doivent être enregistrés sous la forme du signal de sortie de l'appareil de communications qui transforme le signal en données utilisables.
b) Les exigences d'enregistrement stipulées au paragraphe a)(2) de la présente section doivent être satisfaites par le montage d'un microphone d'ambiance dans le poste de pilotage, placé dans la meilleure position pour l'enregistrement des communications en phonie en provenance des postes du pilote et du copilote, et des communications en phonie en provenance des postes des autres membres d'équipage dans le poste de pilotage. Le microphone doit être placé et, au besoin, les préamplificateurs et les filtres de l'enregistreur doivent être réglés ou améliorés de façon que l'intelligibilité des communications enregistrées en vol dans les conditions de bruit réelles du poste de pilotage soit aussi élevée que possible à la relecture. On peut répéter la relecture sonore ou visuelle de l'enregistrement pour évaluer l'intelligibilité.
c) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage doit être monté de façon que la partie des signaux de communication ou acoustiques spécifiés au paragraphe (a) de la présente section et obtenus de chacune des sources suivantes, soit enregistrée sur un canal distincte :
(1) premier canal : de chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé au poste du pilote;
(2) deuxième canal : de chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé au poste du copilote;
(3) troisième canal : du microphone de secteur monté dans le poste de pilotage;
(4) quatrième canal :
(i) de chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé aux postes du troisième et du quatrième membre d'équipage;
(ii) si les postes spécifiés au paragraphe (c)(4)(i) de la présente section ne sont pas nécessaires ou si le signal à un de ces postes est capté par un autre canal, chaque microphone du poste de pilotage qui est utilisé avec le circuit de haut-parleur des passagers, si ses signaux ne sont pas capté par un autre canal;
(5) et autant que possible, tous les sons reçus par les microphones énumérés aux paragraphes c)(1), (2) et (4) de la présente section doivent être enregistrés sans interruption peu importe la position du commutateurs interphone-émetteur. L'appareil ne doit permettre l'écoute latérale par les membres d'équipage que lorsque l'interphone, le circuit d'annonces passagers et les émetteurs radio sont utilisés.
d) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage doit être installé de façon à :
(i) être alimenté par un bus électrique qui lui fournit un maximum de fiabilité sans compromettre en risque le service aux charges essentielles ou urgentes,
(ii) rester sous tension le plus longtemps possible sans compromettre les opérations d'urgence de l'avion;
(2) qu'il y ait un moyen automatique de simultanément arrêter l'enregistrer et empêcher chaque fonction d'effacement de fonctionner dans les dix minutes suivant l'impact à l'écrasement;
(3) qu'il y ait un moyen sonore ou visuel de vérification avant vol de l'enregistreur pour s'assurer de son bon fonctionnement;
(4) que toute panne électrique simple extérieure à l'enregistreur ne provoque pas un arrêt à la fois de l'enregistreur de voix du poste de pilotage et de l'enregistreur de données de vol;
(5) qu'il possède une source d'alimentation indépendante :
(i) qui fournisse pendant 10 ± 1 minutes une alimentation électrique capable de faire fonctionner à la fois l'enregistreur de voix du poste de pilotage et le microphone d'ambiance installé dans le poste de pilotage;
(ii) qui se trouve le plus près possible de l'enregistreur de voix du poste de pilotage; et
(iii) à partir de laquelle l'enregistreur de voix du poste de pilotage et le microphone d'ambiance installé dans le poste de pilotage seront automatiquement alimentés dans le cas où toute autre source d'alimentation de l'enregistreur de voix du poste de pilotage serait coupée, soit en cas d'arrêt normal, soit en cas de perte d'alimentation du bus d'alimentation électrique; et
(6) qu'il se trouve dans un boîtier distinct de l'enregistreur de données de vol, si ces deux dispositifs sont exigés. Dans le cas d'une installation visant à répondre à la seule présence obligatoire d'un enregistreur de voix du poste de pilotage, il est permis d'installer un dispositif combiné.
e) Le boîtier de l'enregistreur doit être situé et monté de façon à réduire au minimum le risque de rupture par suite de l'impact à l'écrasement et d'endommagement de l'enregistreur qui en résulterait à cause de la chaleur en cas d'incendie.
(1) Sauf exception prévue à l'alinéa e)(2) du présent article, le boîtier de l'enregistreur doit être placé aussi loin que possible à l'arrière, mais il n'est pas nécessaire qu'il soit à l'extérieur du compartiment pressurisé, et il ne doit pas être placé là où les moteurs montés à l'arrière pourraient l'écraser au moment de l'impact.
(2) Si deux dispositifs combinés distincts regroupant l'enregistreur numérique de données de vol et l'enregistreur de voix du poste de pilotage sont installés à la place d'un enregistreur de voix du poste de pilotage et d'un enregistreur numérique de données de vol, le dispositif combiné installé afin de répondre aux exigences propres à l'enregistreur de voix du poste de pilotage peut être installé près du poste de pilotage.
f) Si l'enregistreur de voix du poste de pilotage comprend un démagnétiseur, l'ensemble doit être conçu pour réduire au minimum le risque de déclenchement et de fonctionnement par inadvertance du démagnétiseur au moment de l'impact à l'écrasement.
g) Chaque boîtier d'enregistreur doit :
(1) être de couleur orange brillant ou jaune brillant;
(2) porter une bande réfléchissante sur sa surface extérieure pour faciliter sa localisation sous l'eau; et
(3) être muni d'une radiobalise sous-marine de détresse, lorsque les règlements sur l'exploitation des aéronefs du présent chapitre l'exigent, sur le boîtier ou contigu à ce dernier. Elle doit être fixée de façon qu'elle ne risque pas de se détacher du boîtier au moment de l'impact à l'écrasement.
523.1459 Enregistreurs de données de vol
a) Chaque enregistreur de données de vol exigé par les règles d'exploitation applicables doit être installé de façon à :
(1) qu'il reçoive les données sur la vitesse, l'altitude et la direction obtenues de sources qui satisfont aux exigences de précision stipulées en 523.1323, 523.1325 et 523.1327, selon le cas;
(2) que le capteur d'accélération verticale soit fixé de façon rigide et soit situé longitudinalement dans les limites de centrage approuvées de l'avion, ou à une distance à l'avant ou à l'arrière de ces limites qui ne dépasse pas 25 pour cent de la corde aérodynamique moyenne de l'avion;
(i) être alimenté par un bus électrique qui lui fournit un maximum de fiabilité sans compromettre le service aux charges essentielles ou ce urgentes,
(ii) rester sous tension le plus longtemps possible sans compromettre les opérations d'urgence de l'avion.
(4) qu'il y ait un moyen sonore ou visuel de vérification avant vol de l'enregistreur pour s'assurer qu'il enregistre correctement les données dans le support de mémoire;
(5) à l'exception des enregistreurs alimentés uniquement par le circuit de génératrice électrique entraînée par moteur, qu'il y ait un moyen automatique de simultanément arrêter un enregistreur qui comprend une fonction d'effacement de données et empêcher chaque fonction d'effacement de fonctionner, dans les dix minutes suivant l'impact à l'écrasement;
(6) que toute panne électrique simple extérieure à l'enregistreur ne provoque pas un arrêt à la fois de l'enregistreur de voix du poste de pilotage et de l'enregistreur de données de vol; et
(7) qu'il se trouve dans un boîtier distinct de l'enregistreur de voix du poste de pilotage, si ces deux dispositifs sont exigés. Dans le cas d'une installation visant à répondre à la seule présence obligatoire d'un enregistreur de données de vol, il est permis d'installer un dispositif combiné. Si un tel dispositif est installé comme enregistreur de voix du poste de pilotage afin de répondre à 'alinéa 523.1457e)(2), un dispositif combiné doit être utilisé afin de répondre à la présente exigence relative à l'enregistreur de données de vol.
b) Chaque boîtier d'enregistreur non éjectable doit être situé et monté de façon à réduire au minimum le risque de rupture par suite de l'impact à l'écrasement et d'endommagement des enregistrements qui en résulterait à cause d'un incendie. Pour satisfaire à cette exigence, le boîtier de l'enregistreur doit être placé aussi loin que possible à l'arrière, mais il n'est pas nécessaire qu'il soit à l'arrière du compartiment pressurisé, et il ne peut pas être placé là où les moteurs montés à l'arrière peuvent l'écraser au moment de l'impact.
c) Il faut établir une corrélation entre les lectures de vitesse, d'altitude et de cap de l'enregistreur de vol et les lectures correspondantes (en tenant compte des facteurs de correction) des instruments du pilote. La corrélation doit englober la plage de vitesses que va utiliser l'avion, la plage d'altitudes à laquelle l'avion est limité, et les caps sur 360 degrés.
d) Chaque boîtier d'enregistreur doit :
(3) être muni d'une radiobalise sous- marine de détresse, lorsque les règlements sur l'exploitation des aéronefs du présent chapitre l'exigent, sur le boîtier ou contigu à ce dernier. Elle doit être fixée de façon qu'elle ne risque pas de se détacher du boîtier au moment de l'impact à l'écrasement.
e) Toute caractéristique de conception ou d'exploitation nouvelle ou spéciale de l'aéronef doit être évaluée pour déterminer si l'un ou l'autre des paramètres particuliers doit être enregistré sur les enregistreurs de vol en plus ou à la place de ce qui est déjà exigé.
523.1461 Équipements contenant des rotors à haute énergie
a) Les équipements, tels que les groupes auxiliaires de bord et les systèmes d'entraînement à vitesse constante, qui comportent des rotors à haute énergie doivent satisfaire aux exigences du paragraphe b), c) ou d) du présent article.
b) Les rotors à haute énergie contenus dans les équipements doivent être capables de supporter des dommages provoqués par des mauvais fonctionnements, des vibrations, des vitesses anormales et des températures anormales. De plus :
(1) Les boîtiers de rotors auxiliaires doivent être capables de contenir les dommages provoqués par la défaillance d'aubes de rotors à haute énergie; et
(2) Les dispositifs de commande, les systèmes et les instruments des équipements, doivent raisonnablement assurer qu'aucune limitation de fonctionnement affectant l'intégrité des rotors à haute énergie, ne sera dépassée en service.
c) Il doit être démontré par essai que les équipements contenant des rotors à haute énergie peuvent contenir toute défaillance d'un rotor à haute énergie qui survient à la vitesse la plus élevée qui peut être obtenue avec les dispositifs normaux de commande de vitesse hors de fonctionnement.
d) Les équipements contenant des rotors à haute énergie doivent être situés là où la défaillance du rotor ne mettra pas les occupants en danger ni n'affectera défavorablement la poursuite du vol en sécurité.