Manuel de navigabilité Chapitre 525 - Avions de la catégorie Transport

Règlement de l'aviation canadien (RAC) 2019-1

Préambule

SOUS-CHAPITRES

APPENDICES

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

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

SOUS-CHAPITRE F ÉQUIPEMENT - GÉNÉRALITÉS

525.1301 Fonction et installation
  1. a) Chaque élément d'équipement installé, doit :

    1. (1) Être d'un type et d'une conception appropriés à sa fonction prévue;

    2. (2) Être étiqueté suivant son identification, sa fonction, ou ses limites de fonctionnement ou toute combinaison applicable de ces facteurs;

    3. (3) Être installé suivant les limitations spécifiées pour cet équipement; et

    4. (4) Fonctionner correctement, une fois installé.

  2. b) L'EWIS doit respecter les exigences du sous-chapitre H du présent chapitre.
    (modifié 2009/05/11)

525.1301-1 Fonctionnement d'un avion qui a été exposé au froid au cours d'un stationnement prolongé

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 ambiantes 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.

FAR : Aucun texte qui se rapporte à l'alinéa.

525.1302 Systèmes et équipements installés à l'usage de l'équipage de conduite

(en vigueur 2014/12/23)

Cet article s'applique aux systèmes et équipements installés à l'usage des membres d'équipage de conduite, et qui servent à l'exploitation de l'avion selon la position occupée normale dans le poste de pilotage. Le demandeur doit démontrer que ces systèmes et équipements installés sont conçus, isolément aussi bien qu'en combinaison avec les autres systèmes et équipements semblables, de manière à ce que les membres d'équipage de conduite qualifiés et formés à leur utilisation puissent exécuter en toute sécurité toutes les tâches associées aux fonctions pour lesquelles ces systèmes et équipements ont été conçus. Lesdits systèmes et équipements doivent être conformes aux exigences suivantes :

  1. a) Les commandes du poste de pilotage doivent être installées de façon à permettre l'exécution de toutes les tâches requises pour effectuer en toute sécurité la fonction pour laquelle l'équipement a été conçu et les renseignements nécessaires à l'équipage de conduite pour accomplir les tâches définies doivent lui être fournis.

  2. b) Les commandes du poste de pilotage et les renseignements à l'intention de l'équipage de conduite doivent :

    1. (1) être fournis sous une forme claire et sans ambiguïté et avec une résolution et une précision appropriées à la tâche;

    2. (2) être accessibles et utilisables par l'équipage de conduite d'une manière compatible avec l'urgence, la fréquence et la durée des tâches;

    3. (3) permettre la connaissance par l'équipage de conduite des effets sur l'avion ou les systèmes découlant de son intervention, lorsqu'une telle connaissance est requise pour l'utilisation sécuritaire des commandes.

  3. c) Le comportement pertinent sur le plan opérationnel de l'équipement installé doit :

    1. (1) être prévisible et sans ambiguïté;

    2. (2) être conçu de façon à permettre à l'équipage de conduite d'intervenir d'une manière appropriée à la tâche.

  4. d) Dans la mesure du possible, l'équipement installé doit comporter un moyen pour permettre à l'équipage de conduite de gérer les erreurs résultant des types d'interactions auxquels il peut raisonnablement s'attendre en service. Ce paragraphe ne s'applique pas en ce qui a trait aux types d'erreurs suivants :

    1. (1) les erreurs liées aux habiletés durant le pilotage manuel de l'avion;

    2. (2) les erreurs qui découlent de décisions, actes ou omissions commis avec l'intention de nuire;

    3. (3) les erreurs qui découlent de décisions, actes ou omissions qui traduisent un grave désintérêt pour la sécurité de la part d'un membre de l'équipage de conduite;

    4. (4) les erreurs qui découlent d'actes ou de menaces de violence, y compris les actes faits sous la contrainte.

  5.  

    525.1303 Instruments de vol et de navigation
  6. a) Les instruments de vol et de navigation suivants, doivent être installés de telle sorte que chaque instrument soit visible de chaque poste pilote :

    1. (1) Un indicateur de température de l'air extérieur ou un indicateur de température aérodynamique qui fournit des indications convertibles en température de l'air extérieur.

    2. (2) Une montre marquant les heures, les minutes et les secondes avec une trotteuse ou à affichage digital.

    3. (3) Un indicateur de direction (compas magnétique non stabilisé).

  7. b) Les instruments de vol et de navigation suivants doivent être installés à chaque poste pilote :

    1. (1) Un indicateur de vitesse-air. Si les limitations de vitesse-air varient avec l'altitude, l'indicateur doit avoir un indicateur de la vitesse aérodynamique maximale permise, montrant la variation de VMO avec l'altitude.

    2. (2) Un altimètre (sensible).

    3. (3) Un indicateur de taux de montée (vitesse verticale).

    4. (4) Un indicateur gyroscopique de taux de virage combiné avec un indicateur intégral de dérapage/glissade (indicateur bille-aiguille); exception jointe que seulement l'indicateur de dérapage/glissade est exigé sur les gros avions équipés d'un 3ème système d'instrument d'assiette utilisable pour des assiettes de vol allant jusqu'à 360° en tangage et en roulis, et installé conformément à toute règle d'utilisation applicable.

    5. (5) Un indicateur d'inclinaison latérale et de tangage (stabilisé par gyroscope).

    6. (6) Un indicateur de direction (stabilisé par gyroscope, magnétique ou non magnétique).

  8. c) Les instruments de vol et de navigation suivants sont exigés comme il est prescrit dans ce paragraphe :

    1. (1) Un dispositif avertisseur de vitesse est exigé pour les avions propulsés par turbo-machines et pour les avions sur lesquels VMO/MMO est supérieure à 0,8 VDF/MDF ou à 0,8 VD/MD. Le dispositif avertisseur de vitesse doit fournir aux pilotes un avertissement sonore efficace (différent distinctement des avertissements sonores utilisés à d'autres fins), chaque fois que la vitesse dépasse VMO plus 6 kt ou MMO + 0,01. La limite supérieure de la tolérance de fabrication du dispositif avertisseur ne doit pas dépasser la vitesse prescrite d'avertissement.

    2. (2) Un machmètre est exigé à chaque poste pilote, pour les avions qui ont des limitations de compressibilité non indiquées par ailleurs au pilote par l'indicateur de vitesse-air exigé au paragraphe (b) (1) de cette section.

(M. à j. 525-1 (87-01-01))

525.1305 Instruments de l'installation motrice

Les instruments de l'installation motrice suivants sont exigés :

  1. a) Pour tous les avions.

    1. (1) Un moyen d'avertissement de pression de carburant pour chaque moteur, ou un moyen d'avertissement général pour tous les moteurs, avec possibilité d'isoler le moyen d'avertissement individuel du moyen d'avertissement général.

    2. (2) Un indicateur de quantité de carburant pour chaque réservoir de carburant.

    3. (3) Un indicateur de quantité d'huile pour chaque réservoir d'huile.

    4. (4) Un indicateur de pression d'huile pour chaque système d'huile indépendant sous pression, de chaque moteur.

    5. (5) Un moyen d'avertissement de pression d'huile pour chaque moteur, ou un moyen d'avertissement général pour tous les moteurs, avec possibilité d'isoler le moyen d'avertissement individuel du moyen d'avertissement général.

    6. (6) Un indicateur de température d'huile pour chaque moteur.

    7. (7) Des dispositifs d'avertissement de feu qui fournissent un avertissement visuel et sonore.
      (modifié 2005/06/03)

    8. (8) Un indicateur de quantité de liquide d'augmentation (approprié à la manière dont le liquide doit être employé en utilisation), pour chaque réservoir.

  2. b) Pour les avions propulsés par moteurs à pistons. En plus des instruments d'installation motrice exigés par le paragraphe (a) de cette section, les instruments de l'installation motrice suivants sont exigés :

    1. (1) Un indicateur de température de l'air du carburateur pour chaque moteur.

    2. (2) Un indicateur de température de culasse pour chaque moteur à refroidissement par air.

    3. (3) Un indicateur de pression d'admission pour chaque moteur.

    4. (4) Un indicateur de pression de carburant (pour indiquer la pression à laquelle le carburant est fourni) pour chaque moteur.

    5. (5) Un débitmètre de carburant, ou un indicateur de richesse pour chaque moteur sans commande automatique de la richesse en altitude.

    6. (6) Un tachymètre pour chaque moteur.

    7. (7) Un dispositif qui indique, à l'équipage de vol (durant le vol), toute variation de la puissance développée, pour chaque moteur avec :

      1. (i) Un système de mise en drapeau automatique dont le fonctionnement est déclenché par un système de mesure de la puissance développée; ou

      2. (ii) Une cylindrée totale du moteur supérieure ou égale à 2 000 pouces3 (32,8 dm3).

    8. (8) Un moyen pour indiquer au pilote que l'hélice est en pas inversé, pour chaque hélice à pas réversible.

  3. c) Pour les avions propulsés par turbomachines. En plus des instruments d'installation motrice exigés au paragraphe (a) de cette section, les instruments de contrôle suivants sont exigés :

    1. (1) Un indicateur de température des gaz pour chaque moteur.

    2. (2) Un indicateur débitmètre de carburant pour chaque moteur.

    3. (3) Un tachymètre (pour indiquer la vitesse des rotors et leurs vitesses limites établies) pour chaque moteur.

    4. (4) Un moyen pour indiquer, à l'équipage de vol, que l'utilisation du démarreur de chaque moteur peut être effectuée de façon continue mais qu'il n'est conçu ni pour fonctionner de façon continue, ni pour éviter des dangers s'il est en panne.

    5. (5) Un indicateur pour indiquer le fonctionnement du système de protection contre le givrage de l'installation motrice pour chaque moteur.

    6. (6) Un indicateur pour la crépine ou le filtre à carburant exigé par le 525.997 pour indiquer l'apparition de contamination de la crépine ou du filtre avant qu'elle n'atteigne la capacité établie conformément au 525.997 (d).

    7. (7) Un moyen d'avertissement pour la crépine ou le filtre à huile exigé par le 525.1019, s'il ne comporte pas de circuit de dérivation, pour alerter le pilote de l'apparition de contamination de la crépine ou du filtre avant qu'elle n'atteigne la capacité établie conformément au 525.1019 (a) (2).

    8. (8) Un indicateur pour indiquer le fonctionnement correct de tout réchauffeur utilisé pour empêcher le colmatage par givre des composants du système carburant.

  4. d) Pour les avions propulsés par turboréacteurs. En plus des instruments d'installation motrice exigés par a) et c) de cet article, les instruments d'installation motrice suivants sont exigés :
    (modifié 2005/06/03)

    1. (1) Un indicateur pour indiquer au pilote la poussée, ou un paramètre directement lié à la poussée. L'indication doit être basée sur la mesure directe de la poussée ou des paramètres qui sont directement liés à la poussée. L'indicateur doit indiquer un changement de poussée résultant de tout mauvais fonctionnement, endommagement, ou détérioration du moteur.

    2. (2) Un moyen d'indication de position pour indiquer à l'équipage de vol que le dispositif d'inversion :
      (modifié 2005/06/03)

      1. (i) n'est pas dans la position choisie; et
        (modifié 2005/06/03)

      2. (ii) est en position de poussée inverse pour chaque moteur utilisant un dispositif d'inversion.
        (modifié 2005/06/03)

    3. (3) Un indicateur pour indiquer un déséquilibre du système rotor.

  5. e) Pour les avions propulsés par turbopropulseurs. En plus des instruments d'installation motrice exigés par les paragraphes (a) et (c) de cette section, les instruments d'installation motrice suivants sont exigés :

    1. (1) Un indicateur de couple pour chaque moteur.

    2. (2) Un moyen d'indication de position pour indiquer à l'équipage de vol que l'angle de pale d'hélice est inférieur à la position petit pas de vol pour chaque hélice.

    3. (3) (Supprimé)

  6. f) Pour les avions équipés de systèmes de fluides (autres que carburant) pour l'augmentation de poussée ou de puissance, un moyen approuvé doit être prévu pour indiquer le fonctionnement correct de ce système à l'équipage de vol.

(M. à j. 525-6 (93-12-30))

525.1307 Équipements divers

Les équipements divers suivants sont exigés :

  1. a) (Réservé)

  2. b) Deux ou plus de deux sources indépendants d'énergie électrique.

  3. c) Des dispositifs de protection électrique comme prescrit dans ce chapitre.

  4. d) Deux systèmes de communication radio bilatérale dont les commandes de chacun, accessibles de chaque poste pilote, sont conçues et installées de telle sorte que la panne d'un système ne pourra empêcher le fonctionnement de l'autre système. L'emploi d'un système d'antenne commun est acceptable si une fiabilité adéquate est montrée.

  5. e) Deux systèmes de radionavigation, dont les commandes de chacun sont accessibles de chaque poste pilote, sont conçues et installées de telle sorte que la panne d'un système ne pourra empêcher le fonctionnement de l'autre système. L'emploi d'un système d'antenne commun est acceptable si une fiabilité adéquate est montrée.

  6. f) (Supprimé)

  7. g) (Supprimé)

  8. h) (Supprimé)

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

525.1309 Équipements, systèmes et installations
  1. a) Les équipements, systèmes et installations dont le fonctionnement est exigé par ce manuel, doivent être conçus pour s'assurer qu'ils remplissent leurs fonctions prévues dans toutes les conditions prévisibles de fonctionnement.

  2. b) Les systèmes de l'avion et les composants associés, considérés séparément et en relation avec d'autres systèmes, doivent être conçus de façon que :

    1. (1) L'apparition de toute condition de panne qui empêcherait la poursuite du vol en sécurité et l'atterrissage de l'avion, soit extrêmement improbable; et

    2. (2) L'apparition de toute autre condition de panne qui réduirait la capacité de l'avion ou l'aptitude de l'équipage à faire face à des conditions de fonctionnement défavorables, soit improbable.

  3. c) Des informations d'avertissement doivent être fournies pour alerter l'équipage sur des conditions non sûres de fonctionnement d'un système, et lui permettre de prendre toute mesure corrective appropriée. Les systèmes, les commandes et les moyens associés de surveillance et d'avertissement doivent être conçus de manière à rendre minimales les erreurs de l'équipage qui pourraient créer des dangers supplémentaires.

  4. d) La conformité aux exigences du paragraphe (b) de cette section doit être montrée par analyse, et si nécessaire, par des essais appropriés au sol, en vol ou sur simulateur. L'analyse doit considérer :

    1. (1) Les modes possibles de panne y compris les mauvais fonctionnements et les avaries provenant de sources extérieures;

    2. (2) La probabilité de pannes multiples et de pannes non détectées;

    3. (3) Les effets résultant sur l'avion et les occupants, suivant la phase de vol et les conditions d'utilisation; et

    4. (4) Les indices qui avertissent l'équipage, l'action corrective requise, et la possibilité de détecter les anomalies.

  5. e) En montrant la conformité aux paragraphes a) et b) de cette section en ce qui concerne la conception et l'installation du système et des équipements électriques, des conditions d'environnement critiques doivent être considérées. Pour les équipements de génération, de distribution, et d'utilisation électriques exigés par ou utilisés conformément à ce manuel, excepté les équipements couverts par « Technical Standard Orders » de la FAA (USA) contenant des procédures d'essais d'environnement, l'aptitude à assurer un service continu et sûr dans les conditions prévisibles d'environnement pour être montrée par des essais d'environnement, l'analyse de la conception ou par référence à une expérience comparable acquise antérieurement, en service sur d'autres avions.
    (modifié 2009/05/11)

  6. f) L'EWIS doit être évalué conformément aux exigences de 525.1709.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

525.1310 Capacité de la source d'alimentation électrique et distribution

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  1. 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 :
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    1. (1) les charges connectées au circuit lorsque ce dernier fonctionne normalement;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    2. (2) les charges essentielles après la panne de tout générateur primaire, convertisseur de puissance ou dispositif d'accumulation d'énergie;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    3. (3) les charges essentielles après la panne :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

      1. (i) d'un moteur sur les avions bimoteurs,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

      2. (ii) de deux moteurs sur les avions à trois moteurs ou plus;
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    4. (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.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  2. b) Pour déterminer si les dispositions a)(2) et (3) du présent article sont bien respectées, 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.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

525.1316 Protection des systèmes électriques et électroniques contre la foudre

(en vigueur 2013/02/01)

  1. a) Un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait empêcher un avion de poursuivre son vol ou d'effectuer un atterrissage en toute sécurité, doit être conçu de façon à ce que :
    (en vigueur 2013/02/01)

    1. (1) cette fonction ne soit pas perturbée pendant ou après que l'avion ait été exposé à la foudre;

    2. (2) le système revienne automatiquement et rapidement à la normale après que l'avion ait été exposé à la foudre.

  2. b) Un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait réduire la capacité de l'avion ou celle de l'équipage de conduite à réagir à des conditions opérationnelles difficiles, doit être conçu et installé de manière à ce que cette fonction revienne rapidement à la normale après que l'avion ait été exposé à la foudre.
    (en vigueur 2013/02/01)

  3. (M. à j. 525-7 (96-09-30))

  4. c) L'avion doit satisfaire aux critères de protection contre la foudre mentionnés aux alinéas (a) et (b) du présent article lorsqu'il se trouve dans un milieu où la foudre est violente. Le demandeur doit concevoir les circuits électriques et électroniques de l'avion et vérifier qu'ils sont protégés contre les effets de la foudre en procédant comme suit :

    1. (1) Déterminer les parties de l'avion sur lesquelles la foudre peut tomber;

    2. (2) Établir, pour ces parties, l'environnement externe menacé par la foudre;

    3. (3) établir l'environnement interne

    4. (4) Identifier tous les circuits électriques et électroniques assujettis aux exigences du présent article ainsi que leur emplacement à l'extérieur ou à l'intérieur de l'avion;

    5. (5) établir le degré de réaction de ces circuits face aux environnements interne et externe menacés par la foudre;

    6. (6) Concevoir une protection;

    7. (7) Vérifier l'efficacité de cette protection.

  5. (M. à j. 525-7 (96-09-30))

525.1317 Protection contre les champs rayonnés à haute intensité (HIRF)

(modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

  1. 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 :
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    1. (1) cette fonction ne soit pas altérée défavorablement pendant et après l'exposition de l'avion à un environnement HIRF, selon les modalités décrites à l'appendice L du présent chapitre;
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    2. (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 L 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;
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    3. (3) le système ne soit pas altéré défavorablement pendant et après l'exposition de l'avion à un environnement HIRF de type II, tel qu'il est décrit à l'appendice L du présent chapitre.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

  2. b) Tout système électrique et 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 défavorablement 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 L du présent chapitre.
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

  3. c) Tout système électrique et 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 défavorablement quand l'équipement en charge de cette fonction est soumis aux essais HIRF de niveau 3, tels qu'ils sont décrits à l'appendice L du présent chapitre.
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

  4. 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 :
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    1. (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);
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    2. (2) les caractéristiques d'immunité du système aux HIRF n'aient pas changé depuis la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité;
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    3. (3) les données ayant servi à la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité relatives aux HIRF soient fournies.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

Instruments : Installation
525.1321 Disposition et visibilité
  1. a) Chaque instrument de vol, de navigation et d'installation motrice à l'usage de tout pilote, doit lui être parfaitement visible de son poste avec l'écart minimal réalisable par rapport à sa position normale et à son axe de vision, quand il regarde droit devant lui, le long de la direction de la trajectoire de vol.

  2. b) Les instruments de vol exigés par la 525.1303 doivent être groupés sur le tableau de bord et centrés aussi près que réalisable du plan vertical de vision du pilote vers l'avant. De plus :

    1. (1) L'instrument qui indique effectivement le mieux l'assiette de l'avion doit être dans la position supérieure centrale du tableau;

    2. (2) L'instrument qui indique effectivement le mieux la vitesse-air doit être adjacent et immédiatement à gauche de l'instrument situé dans la position supérieure centrale;

    3. (3) L'instrument qui indique effectivement le mieux l'altitude, doit être adjacent et immédiatement à droite de l'instrument situé dans la position supérieure centrale; et

    4. (4) L'instrument qui indique effectivement le mieux la direction du vol doit être adjacent et immédiatement en dessous de l'instrument situé dans la position supérieure centrale.

  3. c) Les instruments exigés de l'installation motrice doivent être étroitement groupés sur le tableau de bord. De plus :

    1. (1) La position des instruments identiques d'installation motrice pour les moteurs, doit éviter toute confusion quant au moteur auquel chaque instrument correspond; et

    2. (2) Les instruments de l'installation motrice vitaux pour la sécurité d'utilisation de l'avion doivent être parfaitement visibles par les membres appropriés de l'équipage.

  4. d) Les vibrations du tableau de bord ne doivent endommager aucun instrument, ni altérer sa précision.

  5. e) Si un indicateur visuel est fourni pour indiquer le mauvais fonctionnement d'un instrument, il doit être efficace dans toutes les conditions probables d'éclairage du poste d'équipage.

525.1322 Système d'alerte de l'équipage de conduite

(modifié 2012/03/27)

  1. a) Les systèmes d'alerte de l'équipage de conduite doivent :
    (modifié 2012/03/27)

    1. (1) fournir à l'équipage de conduite les renseignements nécessaires pour :

      1. (i) indiquer un état d'exploitation ou de système d'avion anormal,

      2. (ii) déterminer les mesures qui s'imposent, le cas échéant;

    2. (2) être rapidement et facilement détectables par l'équipage de conduite dans toutes les conditions d'exploitation prévisibles, notamment les conditions où plusieurs alertes sont déclenchées;

    3. (3) s'arrêter lorsque les conditions d'alerte n'existent plus.

  2. b) Les alertes doivent suivre l'ordre de priorité suivant selon l'urgence de la connaissance de la situation et de la réponse de l'équipage de conduite.
    (modifié 2012/03/27)

    1. (1) Alarme : les conditions nécessitant la connaissance et une réponse immédiates de l'équipage de conduite.

    2. (2) Avertissement : les conditions nécessitant la connaissance immédiate et une réponse subséquente de l'équipage de conduite.

    3. (3) Information : les conditions nécessitant la connaissance de l'équipage de conduite et qui peuvent nécessiter une réponse subséquente de l'équipage de conduite.

  3. c) Les alertes d'alarme et d'avertissement doivent :
    (modifié 2012/03/27)

    1. (1) être classées par ordre de priorité dans chaque catégorie, au besoin;

    2. (2) comporter des signaux attirant l'attention en temps opportun à l'aide d'au moins deux sens différents par une combinaison d'indications auditives, visuelles ou tactiles;

    3. (3) permettre aux signaux attirant l'attention exigés par l'alinéa c)(2) du présent article d'être compris et éliminés, à moins qu'ils ne doivent être continus.

  4. d) La fonction d'alerte doit être conçue pour réduire au minimum les effets des fausses alertes et des alertes intempestives. Elle doit notamment pouvoir :
    (modifié 2012/03/27)

    1. (1) annuler une alerte non pertinente ou inutile;

    2. (2) comporter un moyen d'éliminer un élément attirant l'attention d'une alerte causée par une défaillance de la fonction d'alerte qui perturbe la capacité de l'équipage de conduite d'utiliser l'avion en sécurité. L'équipage de conduite ne doit pas avoir un accès facile à ce moyen qui lui permettrait de l'utiliser par inadvertance ou par réflexe. Lorsque l'alerte est éliminée, une annonce claire et sans équivoque doit être faite pour l'indiquer à l'équipage de conduite.

  5. e) Les indications visuelles de l'alerte doivent :
    (modifié 2012/03/27)

    1. (1) être conformes au code de couleur suivant :

      1. (i) rouge pour les indications d'alerte d'alarme,

      2. (ii) ambre ou jaune pour les indications d'alerte d'avertissement,

      3. (iii) toute autre couleur sauf le rouge ou le vert pour les indications d'alerte d'information;

    2. (2) utiliser des techniques de code visuel avec d'autres éléments du système d'alerte dans le poste de pilotage pour faire la distinction entre les indications d'alerte d'alarme, d'avertissement et d'information, si elles sont présentées sur des affichages monochromatiques qui ne peuvent pas respecter le code couleur de l'alinéa e)(1) du présent article.

  6. f) L'utilisation des couleurs rouge, ambre et jaune dans le poste de pilotage pour d'autres fonctions que le système d'alerte de l'équipage de conduite doit être limitée et ne doit pas nuire au système d'alerte de l'équipage de conduite.
    (modifié 2012/03/27)

525.1323 Système d'indication de vitesse-air

Pour chaque système d'indication de vitesse-air, ce qui suit est applicable :

  1. a) Chaque instrument d'indication de vitesse-air doit être approuvé et doit être étalonné pour indiquer la vitesse-air vraie (au niveau de la mer en atmosphère standard) avec une erreur minimale réalisable d'étalonnage de l'instrument quand les pressions correspondantes pitot et statique sont appliquées.

  2. b) Chaque système doit être étalonné pour déterminer l'erreur du système (c'est-à-dire, la relation entre IAS et CAS) en vol et au sol pendant le roulement accéléré au décollage. L'étalonnage pour le roulement au sol doit être déterminé :

    1. (1) De 0,8 fois la valeur minimale de V1 à la valeur maximale de V2, compte tenu des plages d'altitudes et de masses approuvées; et

    2. (2) Avec les réglages de volets et de puissance correspondant aux valeurs déterminées lors de l'établissement de la trajectoire de décollage dans la 525.111, en supposant que le moteur critique tombe en panne à la valeur minimale de V1.

  3. c) L'erreur de vitesse-air, due à l'installation, à l'exclusion de l'erreur d'étalonnage instrumentale de l'indicateur de vitesse-air, ne doit pas dépasser 3% ou 5 noeuds, la plus grande de ces valeurs, à l'intérieur du domaine de vitesses allant de :

    1. (1) VMO à 1,23 VSR1 volets rentrés; et
      (modifié 2003/11/10)

    2. (2) 1,23 VSR0 à VFE volets en position atterrissage.
      (modifié 2003/11/10)

  4. d) De la valeur 1.23 VSR à la vitesse à laquelle l'avertissement de décrochage débute, la vitesse IAS doit changer de façon perceptible avec celle de CAS et dans le même sens que celle-ci, et à des vitesses inférieures à la vitesse d'avertissement de décollage, la vitesse IAS ne doit pas changer dans le sens inverse à celle de CAS.
    (modifié 2003/11/10)

  5. e) De la valeur V MO à V MO + 2/3 (VDF – VMO), la vitesse IAS doit changer de façon perceptible avec celle de CAS et dans le même sens que celle-ci, et à une vitesse supérieure atteignant VDF, la vitesse IAS ne doit pas changer dans le sens inverse à celle de CAS.
    (modifié 2003/11/101)

  6. f) Il ne faut pas qu'il y ait d'indication de vitesse-air qui causerait des problèmes indus au pilote pendant le décollage entre l'amorce d'une vitesse de rotation et une condition stable de montée.
    (modifié 2003/11/10)

  7. g) Les effets de recul de la vitesse-air du système d'indication peuvent ne pas indiquer d'erreur importante de la vitesse-air au décollage et également à la distance de décollage ou d'accélération-arrêt.
    (modifié 2003/11/10; pas de version précédente)

  8. h) Chaque système doit être aménagé, aussi loin que cela est réalisable, pour prévenir un mauvais fonctionnement ou des erreurs graves dues à la pénétration d'humidité, d'impuretés ou d'autres substances.

  9. i) Chaque système doit avoir un tube de pitot réchauffé ou un moyen équivalent de prévention contre le mauvais fonctionnement dû au givrage.

  10. j) Là où les indicateurs de vitesse-air, doublés sont exigés, leurs tubes pitot respectifs doivent être suffisamment éloignés l'un de l'autre pour éviter des dommages aux deux tubes dans une collision avec un oiseau.

525.1325 Systèmes de pression statique
  1. a) Chaque instrument dont le boîtier est relié à la pression statique, doit être mis à l'air atmosphérique libre par un système de canalisations approprié.

  2. b) Chaque orifice de pression statique doit être conçu et situé de façon telle que la performance du système de pression statique soit affectée le moins possible par les variations de l'écoulement d'air ou par l'humidité ou par d'autres causes étrangères, et que la relation entre la pression d'air dans le système de pression statique et la pression statique réelle de l'atmosphère ambiante ne soit pas modifiée lorsque l'avion est exposé aux conditions de givrage maximal continu et intermittent, définies en appendice C de ce chapitre.

  3. c) La conception et l'installation du système de pression statique, doit être telle que :

    1. (1) Un drainage efficace de l'humidité soit assuré; le frottement des canalisations et les déformations ou les étranglements excessifs dans les courbures des canalisations soient évités; les matériaux utilisés soient durables, adaptés au but recherché et protégés contre la corrosion; et

    2. (2) Il soit étanche à l'air sauf l'orifice dans l'atmosphère. Un essai d'étanchéité doit être fait pour démontrer l'intégrité du système de pression statique, de la manière suivante :

      1. (i) Avions non pressurisés. Vider le système de pression statique jusqu'à une pression différentielle approximative de 1 pouces de mercure (25,4 mm Hg ou 33,9 mbar) ou jusqu'à lire sur l'altimètre, 1 000 pieds au-dessus de l'altitude-pression de l'avion 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

      2. (ii) Avions pressurisés. Vider le système de pression statique, jusqu'à ce qu'une pression différentielle équivalant à la pression différentielle maximale de la cabine pour laquelle l'avion est certifié de type, soit obtenue. Sans pompage additionnel pendant une période de un minute, la perte d'altitude indiquée ne doit pas dépasser 2% de l'altitude équivalent à la pression différentielle maximale de cabine, ou 100 pieds, selon la plus grande de ces valeurs.

  4. d) Chaque altimètre barométrique doit être approuvé et doit être étalonné pour indiquer l'altitude-pression en atmosphère standard avec une erreur d'étalonnage minimale réalisable quand les pressions statiques correspondantes sont appliquées.

  5. e) Chaque système doit être conçu et installé de telle sorte que l'erreur sur l'altitude-pression indiquée, au niveau de la mer, en atmosphère standard, excluant l'erreur d'étalonnage instrumentale, ne dépasse pas ± 30 pieds par 100 noeuds de vitesse, pour la configuration appropriée dans la plage de vitesses entre 1,23 VSR0 avec volets sortis et 1,7 VSR1 avec volets rentrés. Cependant, l'erreur ne doit pas nécessairement être inférieure à ± 30 pieds.
    (modifié 2003/11/10)

  6. f) Si un système altimétrique est équipé d'un dispositif qui apporte des corrections à l'indication de l'altimètre, le dispositif doit être conçu et installé de façon telle qu'il puisse être court-circuité quand il a un mauvais fonctionnement, à moins qu'un système altimétrique de remplacement soit disponible. Chaque dispositif de correction doit être équipé d'un moyen pour indiquer l'occurrence des mauvais fonctionnements raisonnablement probables, incluant la panne d'énergie, à l'équipage de vol. Le moyen d'indication doit être efficace dans toutes les conditions d'éclairage du poste de pilotage pouvant être rencontrées.

  7. g) Excepté comme établi au paragraphe (h) 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 de l'autre source doit être conçu de telle sorte que :

    1. (1) Lorsque l'une ou l'autre source est choisie, l'autre est fermée; et que

    2. (2) Les deux sources ne peuvent pas être fermées simultanément.

  8. h) Pour les avions non pressurisés le paragraphe (g) (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.

525.1326 Systèmes d'indication de chauffage pitot

Si un système de chauffage pitot d'instrument de vol est installé, un système d'indication doit être fourni pour indiquer à l'équipage de vol quand ce système de chauffage pitot n'est pas en fonctionnement. Le système d'indication doit être conforme aux exigences suivantes :

  1. a) L'indication fournie doit comporter une lumière ambre, clairement visible par un membre de l'équipage de vol.

  2. b) L'indication fournie doit être conçue pour alerter l'équipage de vol si l'une des conditions suivantes existe :

    1. (1) L'interrupteur du système de chauffage pitot est en position arrêt.

    2. (2) L'interrupteur du système de chauffage pitot est en position marche et l'un quelconque des éléments de chauffage de tube pitot est hors fonctionnement.

525.1327 Indicateur de direction magnétique
  1. a) Chaque indicateur de direction magnétique doit être installé de façon que sa précision ne soit pas excessivement affectée par les vibrations ou les champs magnétiques de l'avion.

  2. b) L'installation compensée ne doit pas avoir une déviation, en vol horizontal, supérieure à 10° à n'importe quel cap.

525.1329 Système de guidage de vol

(modifié 2007/07/16)

  1. a) Chaque pilote doit avoir à sa disposition des commandes de débrayage rapide des fonctions de pilotage automatique et de poussée automatique. Les commandes de débrayage rapide de la fonction de pilotage automatique doivent se trouver sur les deux volants (ou sur ce qui en tient lieu). Les commandes de débrayage rapide de la fonction de poussée automatique doivent se trouver sur les manettes de gaz. Les commandes de débrayage rapide doivent être facilement accessibles à tout pilote qui agit sur le volant (ou sur ce qui en tient lieu) et sur les manettes de gaz.
    (modifié 2007/07/16)

  2. b) Les effets d'une défaillance du système empêchant le pilote de débrayer manuellement les fonctions de pilotage automatique ou de poussée automatique doivent être évalués conformément aux exigences de l'article 525.1309.
    (modifié 2007/07/16)

  3. c) L'embrayage ou la commutation du système de guidage en vol, un mode ou un capteur ne doivent provoquer aucune réponse transitoire de la trajectoire de vol de l'avion allant au-delà d'un état transitoire mineur, tel que celui-ci est défini à l'alinéa n)(1) du présent article.
    (modifié 2007/07/16)

  4. d) Dans des conditions normales, le débrayage d'une fonction de contrôle automatique d'un système de guidage de vol ne doit provoquer aucune réponse transitoire de la trajectoire de vol de l'avion allant au-delà d'un état transitoire mineur.
    (modifié 2007/07/16)

  5. e) Dans des conditions normales rares et anormales, le débrayage d'une fonction de contrôle automatique d'un système de guidage de vol ne doit provoquer aucune réponse transitoire de la trajectoire de vol de l'avion allant au-delà d'un état transitoire important, telle que celui-ci est défini à l'alinéa n)(2) du présent article.
    (modifié 2007/07/16)

  6. f) La fonction et le sens de déplacement de chaque commande de référence de pilotage, comme le sélecteur de cap ou la vitesse verticale, doivent, si nécessaire, être bien indiqués sur chaque commande, ou juste à côté, afin de prévenir toute utilisation intempestive ou toute confusion.
    (modifié 2007/07/16)

  7. g) Dans toute condition de vol pertinente à son utilisation, le système de guidage en vol ne peut produire des charges dangereuses sur l'avion ni créer des écarts dangereux de la trajectoire de vol. Cela s'applique aussi bien en fonctionnement sans défaillance qu'en cas de mauvais fonctionnement, en plus de supposer que le pilote commence à prendre des mesures correctives dans un laps de temps raisonnable.
    (modifié 2007/07/16)

  8. h) Lorsque le système de guidage en vol est en marche, il doit y avoir un moyen permettant d'éviter toute excursion supérieure à une marge acceptable en dehors de la plage des vitesses du domaine de vol normal. Si la vitesse de l'avion fait une excursion en dehors de cette plage, il doit y avoir un moyen permettant d'éviter que le système de guidage en vol ne propose un guidage ou une commande pouvant mener à une vitesse dangereuse.
    (modifié 2007/07/16)

  9. i) Les fonctions, les commandes, les indications et les alertes du système de guidage en vol doivent être conçues de façon à minimiser les erreurs ou les sources de confusion de l'équipage de conduite quant au comportement et au fonctionnement du système de guidage en vol. Il doit y avoir des moyens permettant d'indiquer le mode de fonctionnement en cours, y compris les modes armés, les transitions et les retours en arrière. La position du sélecteur de commande ne constitue pas un moyen d'indication acceptable. Les commandes et les indications doivent être groupées et présentées de façon logique et cohérente. Les indications doivent être visibles de chaque pilote dans toutes les conditions de luminosité prévues.
    (modifié 2007/07/16)

  10. j) En cas de débrayage du pilote automatique, une alarme (visuelle et sonore) doit être fournie à chaque pilote, laquelle doit se déclencher en temps opportun et être distincte de toute autre alarme du poste de pilotage.
    (modifié 2007/07/16)

  11. k) En cas de débrayage de la poussée automatique, un avertissement doit être fourni à chaque pilote.
    (modifié 2007/07/16)

  12. l) Le pilote automatique ne doit créer aucun danger potentiel lorsque l'équipage de conduite exerce une force de surpassement sur les commandes de vol.
    (modifié 2007/07/16)

  13. m) Lorsque le système de poussée automatique est en marche, l'équipage de conduite doit pouvoir déplacer les manettes de gaz sans avoir à exercer une force excessive. Le système de poussée automatique ne doit créer aucun danger potentiel lorsque l'équipage de conduite exerce une force de surpassement sur les manettes de gaz.
    (modifié 2007/07/16)

  14. n) Aux fins du présent article, un état transitoire est une perturbation dans le comportement ou dans la trajectoire de vol de l'avion qui n'est pas conforme à la réponse aux mesures prises par l'équipage ou aux conditions environnementales.
    (modifié 2007/07/16)

    1. (1) Un état transitoire mineur ne va pas réduire de beaucoup les marges de sécurité et va demander à l'équipage de conduite de prendre des mesures qui sont tout à fait dans ses capacités. Un état transitoire mineur peut se traduire par une légère augmentation de la charge de travail de l'équipage de conduite et par un léger inconfort physique des passagers ou du personnel de cabine.

    2. (2) Un état transitoire important risque de réduire de beaucoup les marges de sécurité, d'augmenter la charge de travail de l'équipage de conduite, de créer un inconfort chez les membres de l'équipage de conduite ou des souffrances chez les passagers ou le personnel de cabine, ce qui pourrait comprendre des blessures non mortelles. Les états transitoires importants ne requièrent aucun des éléments suivants pour que l'avion reste dans le domaine de vol normal ou y revienne :

      1. (i) des qualités de pilote, une vigilance ou une force exceptionnelles;

      2. (ii) des forces exercées par le pilote qui soient supérieures à celles prévues au paragraphe 525.143 c);

      3. (iii) des accélérations ou des assiettes de l'avion susceptibles de mettre encore plus en danger les occupants attachés ou non attachés.

525.1331 Instruments utilisant une alimentation en énergie
  1. a) Pour chaque instrument exigé par le 525.1303 (b) qui utilise une alimentation en énergie, ce qui suit s'applique :

    1. (1) Chaque instrument doit avoir un moyen visuel incorporé à l'instrument, pour indiquer quand la puissance adéquate au maintien des performances normales de l'instrument n'est pas fournie. La puissance doit être mesurée au point, ou près du point, où elle entre dans les instruments. Pour les instruments électriques, la puissance est considérée être adéquate quand la tension est à l'intérieur des limites approuvées.

    2. (2) Chaque instrument doit, en cas de panne d'une source de puissance, être alimenté par une autre source de puissance. Cela peut être effectué automatiquement ou par un moyen manuel.

    3. (3) Si un instrument affichant des données de navigation reçoit des informations de sources extérieures à cet instrument et si la perte de ces informations rendait les données affichées non fiables, l'instrument doit comporter un moyen visuel pour avertir l'équipage que, lorsqu'une telle perte d'informations se produit, les données affichées ne sont pas fiables.

  2. b) Tel qu'il est employé dans cette section, le terme "instrument" englobe les dispositifs qui sont physiquement contenus en une seule unité, et les dispositifs qui sont composés de deux ou plusieurs unités ou composants séparés physiquement, mais connectés entre eux (tels qu'un indicateur de direction gyroscopique indiquant à distance qui comprend : un élément détecteur magnétique, une unité gyroscopique, un amplificateur et un indicateur reliés ensemble).

525.1333 Systèmes des instruments

Pour les systèmes qui font fonctionner les instruments exigés par le 525.1303 (b) et situés à chaque place pilote :

  1. a) Des moyens doivent être fournis pour connecter les instruments exigés à la place du premier pilote aux systèmes de fonctionnement qui sont indépendants des systèmes de fonctionnement des autres places d'équipage de vol ou des autres équipements;

  2. b) Les équipements, les systèmes et les installations doivent être conçus de telle sorte qu'une présentation des informations essentielles à la sécurité du vol qui est fournie par les instruments, comprenant l'assiette, la direction, la vitesse-air et l'altitude, restera utilisable pour les pilotes, sans action additionnelle d'un membre de l'équipage, après toute panne simple ou combinaison de pannes qui n'est pas montrée comme extrêmement improbable; et

  3. c) Les instruments, systèmes ou équipements additionnels ne doivent pas être connectés aux systèmes de fonctionnement des instruments exigés, à moins que des dispositions soient prises pour assurer la continuité du fonctionnement normal des instruments exigés, dans le cas de mauvais fonctionnement des instruments, systèmes, ou équipements additionnels qui n'est pas montré comme étant extrêmement improbable.

525.1335 [Supprimé]

(modifié 2007/07/16)

525.1337 Instruments de l'installation motrice
  1. a) Instruments et canalisations d'instruments.

    1. (1) Chaque canalisation d'instrument de l'installation motrice et du groupe auxiliaire de puissance doit satisfaire aux exigences des 525.993 et 525.1183.

    2. (2) Chaque canalisation transportant des fluides inflammables sous pression, doit :

      1. (i) Avoir des orifices d'étranglement ou autres dispositifs de sécurité à la source de pression pour empêcher une fuite excessive de fluide si la canalisation a une défaillance; et

      2. (ii) Être installée et située de telle sorte que la fuite de fluide ne crée pas de danger.

    3. (3) Chaque instrument de l'installation motrice et du groupe auxiliaire de puissance qui utilise des fluides inflammables doit être installé et situé de telle sorte que la fuite de fluide ne crée aucun danger.

  2. b) Indicateurs de quantité de carburant. Il doit y avoir des moyens pour indiquer à l'équipage de vol, la quantité, en gallons ou unités équivalentes, de carburant utilisable dans chaque réservoir pendant le vol. De plus :

    1. (1) Chaque indicateur de quantité de carburant doit être étalonné pour lire "zéro" pendant le vol en palier lorsque la quantité de carburant restant dans le réservoir est égale à la quantité de carburant inutilisable déterminée selon la 525.959;

    2. (2) 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; et

    3. (3) Chaque jauge à niveau visible utilisée comme indicateur de quantité, doit être protégée contre les détériorations.

  3. 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.

  4. d) Indicateur de quantité d'huile. Il doit y avoir une jauge à tige ou un moyen équivalent pour indiquer la quantité d'huile dans chaque réservoir. Si un système de transfert d'huile ou d'alimentation en huile de réserve est installé, il doit y avoir un moyen pour indiquer à l'équipage de vol, en vol, la quantité d'huile dans chaque réservoir.

  5. e) Indicateur de position de pale de turbopropulseurs. Les indicateurs de position de pale exigés pour les turbopropulseurs doivent commencer à indiquer avant que la pale ne tourne de plus de 8 degrés en deçà de la butée petit pas de vol. La source de l'indication doit directement détecter la position de la pale.

  6. f) Indicateur de pression de carburant. Il doit y avoir des moyens pour mesurer la pression de carburant, dans chaque système alimentant des moteurs à pistons, en un point situé en aval de toute pompe à carburant, excepté les pompes à injection. De plus :

    1. (1) S'il est nécessaire au maintien d'une pression d'alimentation convenable en carburant, il doit y avoir un raccordement transmettant la pression statique d'admission d'air du carburant à la connexion appropriée du régulateur de pression de la pompe; et

    2. (2) Si un raccordement est exigé selon le sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, les canalisations allant vers le manomètre différentiel doivent être indépendamment raccordées à la pression d'entrée du carburateur pour éviter des lectures erronées.

Systèmes et équipements électriques
525.1351 Généralités
  1. a) Capacité du système électrique. La capacité de génération exigée, et le nombre et les types des sources d'énergie doivent :

    1. (1) Être déterminés par une analyse des charges électriques; et

    2. (2) Satisfaire aux exigences de la 525.1309.

  2. b) Système de génération. Le système de génération comprend les sources d'énergie électrique, les barres principales d'énergie, les câbles de transmission, et les dispositifs associés de commande, de régulation et de protection. Il doit être conçu de telle sorte que :

    1. (1) Les sources d'énergie fonctionnent correctement quand elles sont connectées en combinaison;

    2. (2) Aucune panne ou mauvais fonctionnement d'une source d'énergie électrique quelconque ne peut créer un danger ou compromettre l'aptitude des sources restantes à alimenter les charges essentielles;

    3. (3) La tension et la fréquence du système (si applicable) aux bornes de tout équipement à charge essentielle, puissent être maintenues dans les limites pour lesquelles l'équipement est conçu, durant toute condition probable d'utilisation;

    4. (4) Les transitoires du système dus aux interruptions, aux éliminations de panne, ou à d'autres causes, ne rendent pas inopérantes des charges essentielles, et ne causent pas de risques de fumée ou de feu;

    5. (5) Il y ait des moyens accessibles, en vol, aux membres d'équipage appropriés, pour la déconnexion individuelle et collective des sources d'énergie électrique du système; et

    6. (6) Il y ait des moyens pour indiquer aux membres d'équipage appropriés les valeurs du système de génération essentielles pour le fonctionnement sûr du système, telles que la tension et l'intensité du courant fourni par chaque générateur.

  3. c) Alimentation extérieure. Si des aménagements sont faits pour le raccordement d'une source de puissance extérieure à l'avion et si cette puissance extérieure peut être électriquement raccordée à des équipements autres que ceux utilisés pour le démarrage des moteurs, un moyen doit être fourni pour s'assurer qu'aucune source de puissance extérieure ayant une polarité inversée, ou un ordre de phase inversé, ne puisse alimenter en puissance le système électrique de l'avion.

  4. d) Fonctionnement sans alimentation électrique normale. Il doit être démontré par analyse, par essais ou par les deux, que l'avion peut être utilisé en sécurité dans les conditions VFR, pendant une période non inférieure à cinq minutes, avec l'alimentation électrique normale (sources d'alimentation électrique à l'exclusion de la batterie) hors fonctionnement, avec du carburant de type critique (du point de vue des possibilités d'extinction et de redémarrage) et l'avion étant initialement à l'altitude maximale certifiée. Des parties du système électrique peuvent rester sous tension si :

    1. (1) Un mauvais fonctionnement simple, y compris un feu de faisceau de câbles ou de boîtes de jonction, ne peut pas se traduire à la fois par la perte de la partie mise sur arrêt et de la partie mise sur marche; et

    2. (2) Les parties mises sur marche sont électriquement et mécaniquement isolées des parties mises sur arrêt.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1353 Équipements et installations électriques
  1. a) Les équipements, électriques et les commandes doivent être installés de façon telle que le fonctionnement de n'importe quelle unité ou groupe d'unités ne vienne pas compromettre le fonctionnement simultané de toute autre unité électrique ou système essentiel au fonctionnement sécuritaire. Toute interférence électrique pouvant être présente à bord de l'avion ne doit pas présenter de risques pour l'avion ou les différents systèmes à bord de ce dernier.
    (modifié 2009/05/11)

  2. b) Les batteries d'accumulateurs doivent être conçues et installées comme suit :

    1. (1) Les températures et pressions sécuritaires 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) :
      (modifié 2009/05/11)

      1. (i) À la tension ou la puissance maximale régulée;

      2. (ii) Pendant un vol de durée maximale; et

      3. (iii) Dans la condition de refroidissement la plus défavorable susceptible d'être rencontrée en service.

    2. (2) La conformité à b)(1) du présent article doit être démontrée par des essais, à moins que l'expérience avec des batteries et installations similaires ait montré que le maintien des températures et pressions sécuritaires des éléments ne présente aucun problème.
      (modifié 2009/05/11)

    3. (3) 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.

    4. (4) Aucun fluide ou gaz corrosif qui peut s'échapper de la batterie ne doit pouvoir endommager les structures environnantes de l'avion ou les équipements essentiels voisins.

    5. (5) Chaque installation de batterie au cadmium-nickel doit avoir des aménagements pour empêcher tout effet dangereux sur la structure ou les systèmes essentiels pouvant être provoqués par la quantité maximale de chaleur que la batterie peut produire pendant un court-circuit de la batterie ou de ses éléments individuels.
      (modifié 2004/07/16)

    6. (6) Les installations de batteries au cadmium-nickel doivent avoir un des systèmes suivants :
      (modifié 2004/07/16)

      1. (i) Un système pour contrôler automatiquement le taux de charge de la batterie de manière à empêcher la surchauffe de la batterie;

      2. (ii) Un système de détection de température et d'avertissement de surchauffe de la batterie, avec un moyen pour débrancher la batterie de sa source de charge dans l'éventualité d'une condition de surchauffe; ou

      3. (iii) Un système de détection et d'avertissement de panne de batterie avec un moyen pour débrancher la batterie de sa source de charge dans l'éventualité d'une panne de batterie.

  3. c) La mise à la masse doit offrir un détournement suffisant du courant électrique, en situation normale comme en situation de panne, dans le cas des avions munis de circuits électriques mis à la masse.
    (modifié 2009/05/11)

525.1355 Systèmes de distribution
  1. a) Le système de distribution comprend les barres de distribution, leurs conducteurs associés et chaque dispositif de commande et de protection.

  2. b) (Abrogé).

  3. c) Si deux sources indépendantes d'énergie électrique pour un équipement ou des systèmes particuliers, sont exigées par ce manuel en cas de panne d'une source d'énergie, pour un tel équipement ou système, une autre source d'énergie (y compris son câble d'alimentation propre) doit être automatiquement fournie ou être manuellement commutable afin de maintenir l'équipement ou le système en fonctionnement.

525.1357 Dispositifs de protection des circuits
  1. a) Des dispositifs automatiques de protection doivent être utilisés pour minimiser les risques de destruction du système électrique et le danger pour l'avion, dans le cas de défauts de câblage ou de mauvais fonctionnement grave du système ou des équipements connectés.

  2. b) Les dispositifs de protection et de commande du système de génération doivent être conçus pour désexciter et déconnecter les sources d'énergie et les équipements de transmission d'énergie défectueux de leurs barres-bus correspondantes avec une rapidité suffisante pour assurer une protection contre une surtension dangereuse et autre mauvais fonctionnement.

  3. c) Chaque dispositif de protection de circuit à réenclenchement doit être conçu de manière que si une surcharge ou un défaut de circuit existe, il coupera le circuit quelle que soit la position des commandes en utilisation.

  4. 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. Si des fusibles sont utilisés, il doit y avoir des fusibles de rechange pour l'utilisation en vol, en nombre égal au moins à 50 % du nombre de fusibles de chaque calibre exigés pour la protection complète des circuits.
    (modifié 2009/05/11)

  5. e) Chaque circuit de charges essentielles doit avoir une protection individuelle. Cependant, une protection individuelle pour chaque circuit dans un système de charges essentielles (par exemple, pour chaque circuit de feu de position dans un système) n'est pas exigée.

  6. f) Dans le cas des systèmes d'avion pour lesquels la possibilité de couper ou de remettre l'alimentation électrique est nécessaire pendant des opérations normales, ces systèmes doivent être conçus de façon à ce que les disjoncteurs ne soient pas le moyen principal utilisé pour couper ou remettre l'alimentation électrique, à moins que ces disjoncteurs soient conçus spécifiquement pour servir d'interrupteurs.
    (modifié 2009/05/11)

  7. g) Des disjoncteurs à réenclenchement automatique peuvent être utilisés comme protection intégrée à l'équipement électrique, (tel que disjoncteurs thermiques) s'il y a une protection de circuit pour protéger le câble allant à l'équipement.

525.1359 (Supprimé)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1360 Précautions contre les blessures

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  1. a) Choc électrique. Le circuit électrique doit être conçu de façon à minimiser les risques que l'équipage, les passagers ainsi que le personnel d'entretien courant et de maintenance subissent des chocs électriques s'ils prennent des précautions normales.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  2. b) Brûlures. La température de toute pièce susceptible d'être manipulée par un membre d'équipage dans le cadre d'une utilisation normale ne doit provoquer ni mouvement involontaire dangereux de ce membre d'équipage ni blessure à ce dernier.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

525.1362 Alimentation électrique dans des conditions d'urgence

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

Une source d'alimentation électrique convenable doit alimenter les dispositifs nécessaires requis dans les procédures d'urgence après un atterrissage d'urgence ou un amerrissage forcé. Les circuits desservant ces dispositifs doivent être conçus, protégés et installés de façon à minimiser le risque de non-fonctionnement de ceux-ci dans de telles conditions d'urgence. (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

525.1363 Essais du système électrique
  1. a) Quand les essais de laboratoire du système électrique sont effectués :

    1. (1) Les essais doivent être réalisés sur une maquette comportant le même équipement de génération que celui utilisé sur l'avion;

    2. (2) L'équipement doit simuler les caractéristiques électriques du câblage de distribution et des charges qui y sont connectées dans la mesure nécessaire pour obtenir des résultats d'essai valables; et

    3. (3) En laboratoire, l'entraînement des génératrices doit simuler les prises de mouvement réelles sur l'avion, compte tenu de leur réaction aux charges des générateurs incluant les charges dues à des pannes.

  2. b) Pour chaque condition de vol qui ne peut être simulée correctement en laboratoire ou par des essais au sol sur l'avion, des essais en vol doivent être effectués.

525.1365 Appareils, moteurs et transformateurs électriques

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  1. a) Les appareils électroménagers doivent être conçus et installés de façon telle que, en cas de panne d'alimentation électrique ou du circuit de contrôle , les exigences de 525.1309b), c) et d) soient satisfaites. Les appareils électroménagers comprennent des articles tels que surfaces de cuisson, fours, cafetières, chauffe-eaux, réfrigérateurs et les chasses d'eau de toilettes qui se trouvent à bord des avions afin d'offrir des commodités aux passagers.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  2. b) Les coqueries et les appareils de cuisson doivent être installés de façon à minimiser les risques de surchauffe ou d'incendie.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  3. c) Les appareils électroménagers, notamment ceux qui se trouvent dans les coqueries, doivent être installés ou protégés de façon à éviter l'endommagement ou la contamination des autres équipements ou systèmes à cause des liquides ou des vapeurs qui pourraient être présents pendant le fonctionnement normal de ces appareils ou qui pourraient résulter d'un déversement, s'il y a risque qu'une telle avarie ou une telle contamination crée une condition dangereuse.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  4. d) À moins que le dispositif de protection des circuits exigé en vertu de 525.1357a) permette de satisfaire aux exigences de 525.1309b), les moteurs et les transformateurs électriques, y compris ceux se trouvant dans les appareils électroménagers, doivent être munis d'un dispositif de protection thermique convenable capable d'éviter toute surchauffe pendant un fonctionnement normal ou dans des conditions de panne, s'il y a risque qu'une telle surchauffe crée un danger dû à la présence de fumée ou un danger d'incendie.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

Éclairage et feux
525.1381 Lampes d'instruments
  1. a) Les lampes d'instruments doivent :

    1. (1) Produire assez de lumière pour rendre aisément visible chaque instrument, interrupteur et autre dispositif nécessaire à la sécurité de l'exploitation, à moins qu'une autre source puisse émettre une lumière suffisante;

    2. (2) Être installées de sorte que :

      1. (i) Leurs rayons lumineux directs n'atteignent pas les yeux du pilote; et

      2. (ii) Aucune réflexion gênante ne soit visible du pilote.

  2. b) À moins que des lampes d'instruments sans atténuation lumineuse soient satisfaisantes dans chaque condition de vol prévisible, il doit y avoir un moyen de régler l'intensité lumineuse.

  3. (M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1383 Projecteurs d'atterrissage
  1. a) Chaque projecteur d'atterrissage doit être approuvé et doit être installé de sorte que :

    1. (1) Aucun éblouissement gênant n'atteigne le pilote;

    2. (2) Le pilote ne soit pas gêné par le halo; et

    3. (3) Il fournisse suffisamment de lumière pour l'atterrissage de nuit.

  2. b) Excepté le cas où un seul interrupteur est utilisé pour les projecteurs multiples dans un même emplacement, il doit y avoir un interrupteur distinct pour chaque projecteur.

  3. c) Il doit y avoir un moyen indiquant aux pilotes que les projecteurs d'atterrissage sont sortis.

525.1385 Installation du système des feux de position
  1. 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 525.1387 à 525.1397.

  2. b) Feux de position avant. Les feux de position avant doivent comprendre un feu rouge et un feu vert aussi écartés latéralement l'un de l'autre que réalisable, et être installés vers l'avant de l'avion de telle sorte que l'avion étant en position normale de vol, le feu rouge soit situé sur le côté gauche et le feu vert soit sur le côté droit. Chaque feu doit être approuvé.

  3. 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, et il doit être approuvé.

  4. 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.

525.1387 Angles dièdres du système des feux de position
  1. a) Excepté comme établi au paragraphe (e) de cette section, chaque feu de position avant et arrière doit, tel qu'il est installé, diffuser une lumière sur une plage continue à l'intérieur des angles dièdres décrits dans cette section.

  2. 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.

  3. 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.

  4. 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.

  5. e) Si le feu de position arrière, lorsqu'il est monté aussi loin vers l'arrière que réalisable, en accord avec le 525.1385 (c), ne peut diffuser une lumière sur une plage continue à l'intérieur de l'angle dièdre A (tel qu'il est défini au paragraphe (d) de cette section), un angle solide ou des angles de visibilité obstruée ne totalisant pas plus de 0,04 stéradians sont admis à l'intérieur de cet angle dièdre, si un tel angle solide se situe à l'intérieur d'un cône dont le sommet est au feu de position arrière et dont les éléments forment un angle de 30° avec une verticale passant par le feu de position arrière.

525.1389 Répartition et intensités lumineuses
des feux de position
  1. 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.

  2. b) Feux de position avant et arrière. La répartition et les intensités lumineuses des feux de position avant et arrière doivent 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. (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 525.1391.

    2. (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 en 525.1393, où I est l'intensité minimale prescrite en 525.1391 pour les angles correspondants dans le plan horizontal.

    3. (3) Intensités dans les zones de chevauchement des signaux adjacents. Aucune intensité dans une zone de chevauchement quelconque entre les signaux adjacents ne peut dépasser les valeurs données en 525.1395, 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 525.1391 et 525.1393, si les intensités dans les zones de chevauchement par rapport aux intensités de faisceaux principaux n'affectent pas de façon préjudiciable la clarté du signal lumineux. Lorsque l'intensité maximale des feux de position avant dépasse 100 candelas, les intensités maximales de chevauchement entre eux peuvent dépasser les valeurs indiquées en 525.1395, 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 du chevauchement dans la zone B ne soit pas supérieure à 2,5% de l'intensité maximale des feux de position.

525.1391 Intensités minimales dans le plan horizontal des feux de position avant et arrière

L'intensité de chaque feu de position doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables du 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)
L et R (rouge et vert avant) 0o à 10o 40
  10o à 20o 30
  20o à 110o 5
     
A (blanc arrière) 110o à 180o 20
525.1393 Intensités minimales dans un plan vertical quelconque des feux de position avant et arrière

L'intensité de chaque feu de position doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables du tableau suivant :

Angle au-dessus ou au-dessous du plan horizontal Intensité I
0o 1,00
0o à 5o 0,90
5o à 10o 0,80
10o à 15o 0,70
15o à 20o 0,50
20o à 30o 0,30
30o à 40o 0,10
40o à 90o 0,05
525.1395 Intensités maximales dans les zones de chevauchement des faisceaux des feux de position avant et arrière

L'intensité des feux de position ne doit pas dépasser les valeurs applicables du tableau suivant, excepté comme établi au 525.1389 (b) (3).

Chevauchements Intensité maximale
  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
  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

  2. 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°.

525.1397 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 :

  1. a) Rouge aviation

    "y" n'est pas supérieur à 0,335; et

    "z" n'est pas supérieur à 0,002.

  2. b) Vert aviation

    "x" n'est pas supérieur à 0,440-0,320 y;

    "x" n'est pas supérieur à y-0,170; et

    "y" n'est pas supérieur à 0,390-0,170x.

  3. 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", en considérant la plus petite de ces deux valeurs; et

    "y" n'est pas supérieur à "x + 0,020" ni à "0,636 0,400 x";

    Lorsque "yo" est la coordonnée "y" du corps noir de Planck pour la valeur de "x" considérée.

525.1399 Feux de mouillage
  1. 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. (1) Émettre une lumière blanche visible jusqu'à 2 milles nautiques au moins, de nuit et sous des conditions atmosphériques claires; et

    2. (2) Émettre le maximum réalisable de lumière sans occultation quand l'avion est amarré ou à la dérive sur l'eau.

  2. b) Des feux suspendus à l'extérieur peuvent être utilisés.

525.1401 Systèmes de feux anticollision
  1. a) Généralités. L'avion doit avoir un système de feux anticollision qui :

    1. (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. (2) Satisfait aux exigences des paragraphes (b) à (f) de cette section.

  2. b) Zone de couverture. 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. La zone de couverture 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'un angle solide ou des angles de visibilité obstruée ne totalisant pas plus de 0,03 stéradians sont admis à l'intérieur d'un angle solide de 0,15 stéradians centré vers l'arrière au voisinage de l'axe longitudinal.

  3. 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.

  4. d) Couleur. Chaque feu anticollision doit être rouge aviation ou blanc aviation et doit satisfaire aux exigences applicables du 525.1397.

  5. e) Intensité lumineuse. Les intensités lumineuses minimales dans tous les plans verticaux, mesurées avec le filtre rouge et exprimées en termes d'intensités "efficaces", doivent satisfaire aux exigences du paragraphe (f) de cette section. La relation suivante doit être appliquée.



     




    Ie = Intensité efficace (en candelas).

    I(t) = Intensité instantanée en fonction du temps.

    t2-t1 = 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 est égale à l'intensité instantanée à t2 et t1.
  6. f) Intensités efficaces minimales des feux anticollision. L'intensité efficace de chaque feu anticollision doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables du tableau suivant :

Angle au-dessus ou au-dessous du plan horizontal Intensité efficace (en candelas)
0o à 5o 400
5o à 10o 240
10o à 20o 80
20o à 30o 40
30o à 75o 20
525.1403 Feux de détection de givrage voilure

À moins que des utilisations de nuit, dans des conditions de givrage connues ou prévues, soient interdites par une limite opérationnelle, un moyen doit être prévu pour éclairer ou déterminer d'une autre façon la formation de givre sur les parties des ailes qui sont critiques du point de vue de l'accumulation de glace. Tout éclairage utilisé doit être d'un type qui ne provoquera pas d'éblouissement ou de réflexion qui handicaperait les membres d'équipage dans l'exercice de leurs fonctions.

Équipements de sécurité
525.1411 Généralités
  1. a) Accessibilité. Les équipements de sécurité obligatoires destinés à l'équipage en cas d'urgence doivent être directement accessibles.

  2. b) Dispositifs de rangement. Les dispositifs de rangement des équipements de sécurité exigés doivent être fournis et doivent :

    1. (1) Être disposés de telle sorte que l'équipement soit directement accessible et son emplacement bien en évidence; et

    2. (2) Protéger l'équipement de sécurité contre tout dommage involontaire.

  3. c) Dispositif de descente par les issues de secours. Les emplacements de rangement des dispositifs de descente par les issues de secours, exigés par le 525.810 doivent être aux issues pour lesquelles ils sont destinés.

  4. d) Embarcations de sauvetage.

    1. (1) Les emplacements de rangement des embarcations de sauvetage décrites à la 525.1415 doivent loger suffisamment d'embarcations pour le nombre maximal d'occupants pour lequel la certification pour amerrissage d'urgence est demandée.

    2. (2) Les embarcations de sauvetage doivent être rangées près des issues par lesquelles les embarcations peuvent être lancées au cours d'un amerrissage d'urgence imprévu.

    3. (3) Les embarcations larguées à l'extérieur de l'avion automatique ment ou par commande à distance doivent être attachées à l'avion au moyen d'un cordeau d'amarrage prescrit à la 525.1415.

    4. (4) Les embarcations de rangement pour chaque embarcation de sauvetage portable doivent permettre le détachement et le retrait rapides de l'embarcation pour utilisation à d'autres issues que celles prévues.

  5. e) Dispositif de signalisation à longue portée. L'emplacement de rangement pour le dispositif de signalisation à longue portée exigé par la 525.1415 doit être près d'une issue de secours disponible lors d'un amerrissage forcé imprévu.

  6. f) Emplacements de rangement des équipements de sauvetage. Les emplacements de rangement des équipements de sauvetage décrits en 525.1415 doivent loger un équipement de sauvetage pour chacun des occupants pour lesquels la certification pour l'amerrissage forcé est demandée. Chaque équipement de sauvetage doit être aisément accessible par chaque occupant assis.

  7. g) Emplacement de rangement des cordes de sauvetage. Si la certification pour l'amerrissage forcé selon la 525.801 est demandée, il doit y avoir des emplacements pour ranger les cordes de sauvetage. Ces emplacements doivent :

    1. (1) Permettre qu'une corde de sauvetage soit attachée de chaque côté du fuselage; et

    2. (2) Être disposés pour permettre aux cordes de sauvetage d'être utilisées pour que les occupants soient à même de se maintenir sur l'aile après l'amerrissage forcé.

(M. à j. 525-6 (93-12-30))

525.1413 (Enlevé)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1415 Équipements d'amerrissage forcé
  1. a) Les équipements d'amerrissage forcé utilisés dans les avions et qui sont à certifier pour l'amerrissage forcé selon la 525.801, et exigé par toutes règles d'utilisation applicables, doivent satisfaire aux exigences de cette section.

  2. b) Chaque embarcation et chaque équipement de sauvetage doit être approuvé. De plus :

    1. (1) À moins qu'un nombre excédentaire d'embarcations de capacité suffisante ne soit fourni, la flottabilité et la capacité en places assises dépassant la capacité nominale des embarcations doivent permettre de contenir tous les occupants de l'avion dans le cas de perte d'une embarcation de capacité nominale la plus grande; et

    2. (2) Chaque embarcation doit avoir une ligne de traîne et doit avoir une ligne statique conçue pour retenir l'embarcation à côté de l'avion mais pour s'en libérer si l'avion devient totalement submergé.

  3. c) Les équipements de survie approuvés doivent être attachés à chaque embarcation.

  4. d) Il doit y avoir une radiobalise de repérage d'urgence approuvée comme équipement de survie pour utilisation à bord d'un radeau de sauvetage.

  5. e) Pour les avions non certifiés pour l'amerrissage forcé selon la 525.801, et n'ayant pas d'équipement de sauvetage approuvé, il doit y avoir des moyens de flottaison approuvés pour chaque occupant. Ces moyens doivent être aisément accessibles par chaque occupant assis et doivent pouvoir être immédiatement détachables de l'avion.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))
(M. à j. 525-7 (96-09-30))

525.1416 (Enlevé)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1419 Protection contre le givrage

Si le demandeur souhaite obtenir la certification de vol dans des conditions givrantes, l'avion doit être capable de fonctionner en sécurité dans les conditions de givrage maximales continues et maximales intermittentes de l'appendice C. Pour l'établir:
(modifié 2008/10/30)

  1. a) Une analyse doit être effectuée pour établir que la protection contre le givrage des divers éléments de l'avion est suffisante dans les diverses configurations de service de l'avion.

  2. b) Pour vérifier l'analyse de protection contre le givrage, pour s'assurer de l'absence d'anomalies de givrage et pour démontrer que le dispositif de protection contre le givrage et ses éléments sont efficaces, l'avion ou ses éléments doivent être essayés en vol dans les diverses configurations de service, dans des conditions mesurées de givrage atmosphérique naturel et, au besoin, par l'un ou plusieurs des moyens suivants :

    1. (1) Essais en laboratoire, en air sec ou dans des conditions de givrage simulées, ou une combinaison des deux, sur des composants ou des maquettes de composants.

    2. (2) Essais en vol en air sec, du système de protection contre le givrage, dans son ensemble, ou de ses composants pris séparément.

    3. (3) Essais en vol de l'avion ou de ses composants, dans des conditions de givrage simulées et mesurées.

  3. c) Un signal, tel que l'allumage d'un voyant lumineux de couleur ambre ou l'équivalent, doit alerter l'équipage de conduite quand le dispositif antigivrage ou de dégivrage ne fonctionne pas normalement.

  4. d) Pour les avions propulsés par turbomachines, les dispositions de protection contre le givrage de cette section, sont considérées comme étant applicables principale ment à la cellule. Pour les installations motrices, certaines dispositions supplémentaires du sous-chapitre E de ce chapitre peuvent être jugées applicables.

  5. e) Une des méthodes suivantes de détection du givrage et d'activation du système de protection contre le givrage de cellule doit être fournie :
    (en vigueur 2014/11/30)

    1. (1) un dispositif de détection de la glace principal qui active automatiquement le système de protection contre le givrage de cellule ou qui avertit l'équipage de conduite pour que ce dernier active le système de protection contre le givrage de cellule;

    2. (2) une définition des repères visuels permettant de reconnaître les premiers signes de la présence d'une accumulation de glace sur une surface spécifiée combinée à un dispositif de détection de la glace qui avertit l'équipage de conduite pour qu'il active le système de protection contre le givrage de cellule;

    3. (3) l'identification des conditions propices au givrage de la cellule caractérisées par des indications de température extérieure statique ou dynamique et d'humidité visible que l'équipage de conduite peut utiliser pour activer le système de protection contre le givrage de cellule.

  6. f) À moins que le demandeur montre que le système de protection contre le givrage de cellule n'a pas besoin de fonctionner durant certaines phases de vol précises, les exigences de e) du présent article s'appliquent à toutes les phases de vol.
    (en vigueur 2014/11/30)

  7. g) Après l'activation initiale du système de protection contre le givrage de cellule :
    (en vigueur 2014/11/30)

    1. (1) la conception du système de protection contre le givrage doit permettre un fonctionnement continu;

    2. (2) l'avion doit être équipé d'un dispositif qui active automatiquement le cycle du système de protection contre le givrage;

    3. (3) un dispositif de détection de la glace doit être fourni pour avertir l'équipage de conduite à chaque fois que le cycle du système de protection contre le givrage doit être activé.

  8. h) Les procédures liées au fonctionnement du système de protection contre le givrage, y compris son activation et sa désactivation, doivent être établies et justifiées dans le Manuel de vol de l'avion.
    (en vigueur 2014/11/30)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1421 Mégaphones

Si un mégaphone est installé, un moyen de retenue doit être prévu qui soit capable de retenir la mégaphone lorsqu'il est soumis aux forces d'inertie extrêmes spécifiées dans le 525.561 (b) (3).

525.1423 Système de sonorisation

Le système de sonorisation exigé par le RAC doit :
(modifié 2005/06/03)

  1. a) Pouvoir être mis sous tension que l'avion soit en vol ou immobilisé au sol, après l'arrêt ou la panne de tous les moteurs et groupes auxiliaires de bord, ou le débranchement ou la défaillance de toutes les sources d'alimentation électrique dont dépend leur fonctionnement continu, pour :

    1. (1) Une période d'au moins 10 minutes, comprenant un temps combiné d'au moins 5 minutes d'annonces faites par les membres des équipages de conduite et de cabine, en tenant compte de toutes les autres charges qui pourraient demeurer alimentées par la même source d'alimentation lorsque toutes les autres sources d'alimentation sont hors d'usage; et

    2. (2) Une période supplémentaire en mode d'attente convenable ou requise pour toutes autres charges qui sont alimentées par la même source et qui sont essentielles à la sécurité du vol ou nécessaire pendant une situation d'urgence.

  2. b) Pouvoir être utilisé dans les 3 secondes à partir du moment où un microphone est sorti de son espace de rangement.
    (modifié 2005/06/03)

  3. c) Être entendu clairement à partir de tous les sièges passagers, dans toutes les toilettes, ainsi qu'à tous les postes de travail et sièges des agents de bord.

  4. d) Être conçu de manière à ce qu'aucun microphone non utilisé ou non raccroché ne mette le système hors service.

  5. e) Être en mesure de fonctionner indépendamment de tout système obligatoire d'interphone entre membres d'équipage.

  6. f) Être accessible pour utilisation immédiate à partir de chacun des deux postes de membre d'équipage de conduite dans le poste de pilotage.

  7. g) être conçu de manière à ce qu'au moins un microphone du système de sonorisation, à l'intention des agents de bord, soit situé à proximité d'un siège d'agent de bord placé près de chaque issue de secours exigée au niveau du plancher dans la cabine des passagers, et soit directement accessible pour l'agent de bord en position assise, toutefois, un même microphone peut desservir plus d'une issue de secours, à condition que la proximité des issues permette une communication verbale non assistée entre les agents de bord assis.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))
(M. à j. 525-6 (93-12-30))

Équipements divers

525.1431 Équipements électroniques
  1. a) En montrant la conformité aux 525.1309 (a) et (b) en ce qui concerne les équipements électroniques et radio et leurs installations, les conditions critiques d'environnement doivent être considérées.

  2. b) Les équipements radio et électroniques doivent être alimentés en énergie selon les exigences du 525.1355 (c).

  3. c) Les équipements, les commandes et câblages, radio et électroniques doivent être installés de manière que l'utilisation d'une unité quel conque ou système d'unités ne contrariera pas le fonctionnement simultané de toute autre unité ou système d'unités radio ou électronique, exigé par ce manuel.

d) L'équipement électronique doit être conçu et installé de façon à ne pas rendre les charges essentielles inopérantes à la suite d'un transitoire en alimentation électrique ou d'un transitoire dû à d'autres causes.
(modifié 2004/07/16; pas de version précédente)

525.1433 Systèmes de dépression

Il doit y avoir des moyens, en plus de la décharge de pression normale, pour décharger automatiquement la pression dans les canalisations de décharge en provenance de la pompe à vide lorsque la température de sortie d'air devient non sûre.

525.1435 Systèmes hydrauliques
  1. a) Conception des éléments. Chaque élément des systèmes hydrauliques doit être conçu pour :
    (modifié 2001/10/24)

    1. (1) résister sans déformation permanente, laquelle l'empêcherait de remplir sa fonction prévue, aux charges des pressions d'épreuve et résister sans rupture aux charges des pressions minimales d'éclatement. Ces deux pressions sont définies en termes de pression de calcul de fonctionnement selon le tableau suivant :
      (modifié 2001/10/24)

Élément Pression de calcul de fonctionnement
(xPCF)
Pression minimale d'éclatement
(xPCF)
1. Tuyaux et raccords de tuyauterie 1,5 3
2. Récipient à pression contenant du
gaz :
Haute pression (p. ex. les accumulateurs)
Basse pression (p. ex. les réservoirs)


3
1,5


4
3
3. Tuyaux flexibles 2 4
4. Tout autre élément 1,5 2
    1. (2) résister, sans déformation permanente, laquelle l'empêcherait de remplir sa fonction prévue, aux charges des pressions de calcul de fonctionnement en combinaison avec les charges limites structurales qui peuvent être imposées;
      (modifié 2001/10/24)

    2. (3) résister, sans rupture aux charges des pressions de calcul de fonctionnement multipliées par un facteur de 1,5 en combinaison avec les charges extrêmes structurales qui peuvent raisonnablement se produire simultanément;
      (modifié 2001/10/24)

    3. (4) résister aux effets dus à la fatigue de toutes les pressions cycliques, y compris les pressions transitoires et les charges connexes induites de l'extérieur en tenant compte des conséquences pouvant surgir suite à la défaillance d'un élément; et
      (modifié 2001/10/24; pas de version précédente)

    4. (5) remplir toute fonction prévue selon toute sorte de condition ambiante pour laquelle l'avion a été certifié.
      (modifié 2001/10/24; pas de version précédente)

  1. b) Conception du système. Chaque système hydraulique doit :
    (modifié 2001/10/24)

    1. (1) être muni de moyens nécessaires en vue de signaler à partir d'un poste d'équipage de conduite les paramètres appropriés du système si
      (modifié 2001/10/24)

      1. (i) le système remplit une fonction nécessaire afin de poursuivre le vol en toute sécurité et d'effectuer un atterrissage sans risque ; ou

      2. (ii) en cas de défaillance du système hydraulique, des mesures correctives devront être prises par l'équipage de conduite en vue d'assurer la poursuite du vol en toute sécurité ainsi que l'atterrissage s'il y a lieu ;

    2. (2) être muni de moyens nécessaires en vue de s'assurer que le système des pressions, y compris des pressions transitoires et des pressions provenant de modification volumétriques du fluide contenu dans les organes lesquels sont censés demeurés fermés le temps de permittre à de telles modifications de se produire, corresponde aux capacités de conception de chaque organe en cause de manière à ce que les pressions soient conformes aux exigences énoncées aux paragraphes 525.1435a)(1) à 525.1435a)(5);
      (modifié 2001/10/24)

    3. (3) étre muni de moyens nécessaires en vue de minimiser le rejet de concentrations de fluide hydraulique ou de vapeurs nocives et dangereuses dans les cabines de l'équipage et des passagers durant le vol;
      (modifié 2001/10/24)

    4. (4) répondre aux exigences applicables des normes 525.863, 525.1183, 525.1185 et 525.1189 si un fluide hydraulique inflammable est utilisé et
      (modifié 2001/10/24)

    5. (5) être conçu en vue d'utiliser tout fluide hydraulique approprié tel que recommandé par le constructeur de l'avion qui doit être identifié par des marques appropriées requises par la norme 525.1541.
      (modifié 2001/10/24)

  2. c) Essais. Des essais doivent étre effectués sur le fonctionnement des systèmes hydrauliques et/or sur celui des sous-systèmes et des organes, il est toutefois possible d'utiliser une analyse en remplacement de l'essai ou comme supplément, à condition que cette analyse soit fiable et appropriée. Toutes les influences internes et externes doivent être prises en considération de façon à pouvoir évaluer adéquatement leurs effets et afin de s'assurer du bon fonctionnement du système et des éléments qui en font partie. Toute panne ou défaillance d'un organe ou de l'ensemble du système doit être corrigée et subir un autre essai, au besoin.
    (modifié 2001/10/24)

    1. (1) des essais au sol et en vol portant sur la performance, la fatigue et l'endurance des systèmes, sous-systèmes ou organes de l'avion doivent être effectués.
      (modifié 2001/10/24)

    2. (2) Des essais doivent être effectués sur l'ensemble du système afin d'analyser son bon fonctionnement ainsi que celui des systèmes connexes, y compris une simulation pertinente de conditions de panne en vue d'appuyer ou de valider la conception des organes en cause.
      (modifié 2001/10/24)

    3. (3) Des essais doivent être effectués à bord de l'avion sur le fonctionnement de l'ensemble du système hydraulique afin de vérifier la portée fonctionnelle de tous les systèmes connexes pouvant être utilisés. Les essais doivent être effectués selon la pression de décharge du système ou 1,25 fois de la PCF si un dispositif de pression de décharge ne fait pas partie de la conception du système en question. Les espaces qui séparent les organes du système hydraulique et ceux des systèmes connexes ou des organes structuraux doivent demeurer adaptés aux risques et être sans effets nuisibles.
      (modifié 2001/10/24)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1438 Système de pressurisation et système pneumatique
  1. a) Les éléments du système de pressurisation doivent être essayés à une pression d'éclatement, et à une pression d'épreuve respectivement égales à 2 fois et 1,5 fois, la pression normale maximale en utilisation.

  2. b) Les éléments du système pneumatique doivent être essayés à une pression d'éclatement de 3 fois, et à une pression d'épreuve de 1,5 fois, la pression normale maximale en utilisation.

  3. 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 cette procédure équivalente à l'essai exigé.

525.1439 Équipements respiratoires de protection
  1. a) Des équipements respiratoires de protection fixes (ne pouvant être déplacés ou intégrés) doivent être installés pour une utilisation par l'équipage de conduite, et au moins un équipement respiratoire de protection portatif doit être installé dans le poste de pilotage ou à proximité pour une utilisation par un membre d'équipage de conduite. De plus, des équipements respiratoires de protection portatifs doivent être installés pour une utilisation par les membres appropriés de l'équipage afin de leur permettre de combattre des incendies dans des compartiments accessibles en vol autres que le poste de pilotage. Cela englobe les compartiments isolés et les cuisines des ponts supérieur et inférieur, endroits dans lesquels il est permis aux membres d'équipage de se trouver pendant le vol. Les équipements installés doivent être en nombre suffisant pour accommoder le nombre maximal de membres d'équipage censés se trouver à cet endroit à un moment ou à un autre du vol.
    (modifié 2005/06/03)

  2. b) Pour les équipements respiratoires de protection exigés par a) de cet article ou par toute règle d'utilisation applicable :
    (modifié 2005/06/03)

    1. (1) Les équipements doivent être conçus pour protéger le membre approprié de l'équipage de la fumée, du gaz carbonique, et d'autres gaz nocifs, lorsque cet équipage est en service au poste de pilotage ou lorsqu'il combat un feu.
      (modifié 2005/06/03)

    2. (2) Ces équipements doivent comprendre :

      1. (i) Des masques couvrant les yeux, le nez et la bouche; ou

      2. (ii) Des masques couvrant le nez et la bouche, plus un équipement accessoire pour couvrir les yeux.

    3. (3) Pendant leur utilisation, les équipements, y compris les équipements portatifs, doivent permettre les communications avec les autres membres d'équipage. Les équipements mis à la disposition des membres d'équipage de conduite à qui une place de service a été assignée doivent aussi permettre aux membres d'équipage de conduite d'utiliser l'équipement radio.
      (modifié 2005/06/03)

    4. (4) La partie des équipements protégeant les yeux ne doit pas causer d'effets adverses appréciables sur la vision et doit permettre le port de verres prescrits.
      (modifié 2005/06/03)

    5. (5) Les équipements doivent fournir une protection en oxygène d'une durée de 15 minutes par membre d'équipage à une altitude-pression de 8 000 pieds avec un volume respiratoire de 30 litres par minute BTPD. Les équipements et le système doivent être conçus de manière à prévenir toute fuite interne vers l'intérieur du dispositif et toute fuite externe causant une augmentation significative du contenu en oxygène de l'atmosphère ambiante à l'endroit en question. Si un système d'oxygène à la demande est utilisé, une réserve de 300 litres d'oxygène détendu, à 70°F (21°C) et à la pression de 760 mm Hg, est considérée comme ayant une durée de 15 minutes à l'altitude et au volume-minute prescrits. Si un système respiratoire de protection à circuit ouvert et à débit continu est utilisé, un débit de 60 litres par minutes à 8 000 pieds (45 litres par minute au niveau de la mer) et une réserve de 600 litres d'oxygène détendu, à 70°F (21°C), et à la pression de 760 mm Hg, sont considérés comme ayant une durée de 15 mm à l'altitude et au volume minute prescrits. Les systèmes à écoulement continu ne doivent pas augmenter le contenu en oxygène de l'atmosphère ambiante, à l'endroit en question, à une valeur supérieure à celle obtenue avec des systèmes à la demande. Le sigle BTPD se rapporte aux conditions de la température du corps humain (37°C, à la pression ambiante et en air sec).
      (modifié 2005/06/03)

    6. (6) Les équipements doivent être conformes aux exigences de 525.1441.
      (modifié 2005/06/03)

525.1441 Équipement et alimentation d'oxygène
  1. a) Si la certification avec l'équipement en oxygène supplémentaire est demandée, l'équipement doit satisfaire aux exigences de cette section et des 525.1443 à 525.1453.

  2. b) Le système d'oxygène doit être exempt de risque en lui-même, dans sa méthode d'utilisation et dans son effet sur d'autres composants.

  3. 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.

  4. d) Le débit d'oxygène et l'équipement en oxygène pour les avions pour lesquels la certification pour l'utilisation au-dessus de 40 000 pieds est demandée, doivent être approuvés.

525.1443 Débit-massique minimal d'oxygène supplémentaire
  1. a) Si un équipement à débit continu est installé pour l'emploi par les membres de l'équipage de vol, le débit massique minimal d'oxygène supplémentaire exigé pour chaque membre d'équipage ne doit pas être inférieur au débit exigé pour maintenir, durant l'inspiration, une pression partielle moyenne d'oxygène dans la trachée de 149 mm. Hg lorsque la respiration est de 15 litres à la minute, BTPS, et avec un volume maximal respiratoire de 700 cc avec un intervalle de temps constant, entre respirations.

  2. b) Si un équipement à la demande est installé pour l'emploi par les membres de l'équipage de vol, le débit-massique minimal d'oxygène supplémentaire exigé pour chaque membre d'équipage ne doit pas être inférieur au débit exigé pour maintenir, durant l'inspiration, une pression partielle moyenne d'oxygène dans la trachée de 122 mm. Hg, jusqu'à et y compris une altitude pression cabine de 35 000 pieds, et une proposition de 95% d'oxygène entre les altitudes-pression cabine de 35 000 pieds et 40 000 pieds, lorsque la respiration est de 20 litres à la minute BTPS. De plus, il doit y avoir un moyen pour permettre à l'équipage d'employer de l'oxygène non dilué à sa discrétion.

  3. c) Pour les passagers et le personnel de cabine, le débit-massique minimal d'oxygène supplémentaire exigé pour chaque personne aux diverses altitudes-pression cabine ne doit pas être inférieur au débit exigé pour maintenir, durant l'inspiration et pendant l'utilisation de l'équipement d'oxygène (masques compris) prévu, les pressions partielles moyennes d'oxygène suivantes dans la trachée :

    1. (1) Aux altitudes-pression cabine au-dessus de 10 000 pieds jusqu'à et y compris 18 500 pieds, une pression partielle moyenne d'oxygène dans la trachée de 100 mm Hg lorsque la respiration est de 15 litres à la minute, BTPS, et le volume respiratoire de 700 cc., avec un intervalle de temps constant entre respirations.

    2. (2) Aux altitudes-pression cabine au-dessus de 18 500 pieds jusqu'à et y compris 40 000 pieds, une pression partielle moyenne d'oxygène dans la trachée de 83,8 mm. Hg lorsque la respiration est de 30 litres à la minute, BTPS, et le volume respiratoire de 1 100 cc., avec intervalle de temps constant entre respirations.

  4. d) Si l'équipement en oxygène de premier secours est installé, le débit-massique minimal d'oxygène pour chaque utilisateur ne peut être inférieur à 4 litres par minute, STPD. Cependant, il peut exister un moyen pour diminuer ce débit à une valeur non inférieure à deux litres par minute, STPD, à toute altitude cabine. La quantité d'oxygène exigée est basée sur un débit moyen de 3 litres minute par personne pour laquelle l'oxygène de premier secours est exigé.

  5. e) Si l'équipement portable en oxygène est installé pour l'emploi par les membres de l'équipage, le débit-massique minimal d'oxygène supplémentaire est le même que celui spécifié au paragraphe (a) ou (b) de cette section, selon que l'un ou l'autre est applicable.

525.1445 Normes d'équipements pour le système de répartition d'oxygène
  1. a) Quand l'oxygène est fourni à la fois à l'équipage et aux passagers, le système de distribution doit être conçu pour :

    1. (1) Une source d'alimentation pour l'équipage de vol en service et une source séparée pour les passagers ou autres membres de l'équipage; ou

    2. (2) Une source commune d'alimentation avec un moyen permettant de réserver, séparément, la quantité minimale exigée pour l'équipage de vol en service.

  2. b) Les unités portatives d'oxygène de types à débit continu, à dilution et à la demande, et à la demande directe, peuvent être utilisées pour satisfaire les exigences respiratoires de l'équipage ou des passagers.

525.1447 Normes d'équipements pour les unités de distribution d'oxygène

Si des unités de distribution d'oxygène sont installées, ce qui suit est applicable :

  1. a) Il doit y avoir une unité individuelle de distribution pour chaque occupant pour lequel de l'oxygène supplémentaire est à fournir. Ces unités doivent être conçues pour couvrir le nez et la bouche et doivent être munies d'un moyen convenable pour maintenir l'unité sur le visage. Les masques de l'équipage de vol pour l'oxygène supplémentaire, doivent avoir des dispositions pour l'emploi des équipements de communication.

  2. b) Si la certification pour l'utilisation jusqu'à et y compris 25 000 pieds est demandée, une prise d'alimentation en oxygène et une unité d'équipement de distribution d'oxygène pour emploi immédiat de l'oxygène par chaque membre de l'équipage, doit être facilement atteinte par ce membre d'équipage. Pour tous les autres occupants, les prises d'alimentation et l'équipement de distribution doivent être situés pour permettre l'emploi de l'oxygène comme exigé par toutes règles d'utilisation applicables.

  3. c) Si la certification pour l'utilisation au-dessus de 25 000 pieds est demandée, il doit y avoir des équipements de distribution d'oxygène satisfaisant les exigences suivantes :

    1. (1) Il doit y avoir une unité de distribution d'oxygène connectée aux terminaux d'alimentation en oxygène immédiatement disponible pour chaque occupant où qu'il soit assis, et au moins deux unités de distribution d'oxygène connectées aux terminaux d'alimentation en oxygène dans chaque cabinet de toilette. Le nombre total d'unités de distribution et de sorties doit excéder le nombre de sièges d'au moins 10%. Les unités supplémentaires doivent être réparties dans la cabine aussi uniformément que réalisable. Si la certification pour l'utilisation au-dessus de 30 000 pieds est exigée, les unités de distribution fournissant le débit d'oxygène exigé doivent être automatiquement présentées aux occupants avant que l'altitude pression cabine n'excède 15 000 pieds. L'équipage doit en outre être pourvu d'un moyen manuel pour rendre les unités de distribution immédiatement disponibles dans le cas d'une panne du système automatique.

    2. (2) Chaque membre de l'équipage de vol en service au poste de pilotage doit être pourvu d'une unité de distribution d'oxygène du type à débit instantané, connectée à une prise d'alimentation en oxygène, qui lui soit immédiatement disponible lorsqu'il est assis à son poste, et qui est conçue et installée de telle sorte :

      1. (i) qu'elle puisse être placée sur le visage à partir de sa position "paré", convenablement fixée, appliquée de façon étanche, et qu'elle 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. (ii) qu'elle permette, une fois en place, l'exécution des fonctions normales de communication.

    3. (3) Les unités de distribution d'oxygène pour les membres de l'équipage de vol doivent être :

      1. (i) de type à régulateur dilution/demande ou pression/demande (masque à pression/demande avec un régulateur d'alimentation en oxygène de type dilution/demande), ou tout autre équipement d'oxygène homologué dont on a démontré qu'il offrait le même niveau de protection pour les avions qui sont utilisés à plus de 25 000 pieds.

      2. (ii) de type pression/demande (masque à pression/demande avec un régulateur d'alimentation en oxygène de type dilution/demande) avec le régulateur monté sur le masque, ou tout autre équipement d'oxygène homologué dont on a démontré qu'il offrait le même niveau de protection pour les avions qui sont utilisés à des altitudes où les décompressions qui ne sont pas extrêmement improbables peuvent exposer l'équipage de vol à des altitudes-pression cabine supérieures à 34 000 pieds.

    4. (4) Un équipement portable d'oxygène doit être immédiatement disponible pour chaque membre du personnel de cabine. La sortie de masque à oxygène de l'équipement portable d'oxygène doit être branchée à l'alimentation en oxygène portable.
      (modifié 2007/03/08)

(M. à j. 525-8)

525.1449 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.

525.1450 Générateurs chimiques d'oxygène
  1. 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.

  2. b) Chaque générateur chimique d'oxygène doit être conçu et installé conformément aux exigences suivantes :

    1. (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. (2) Un moyen doit être prévu pour libérer toute pression interne pouvant être dangereuse.

    3. (3) L'installation de tout générateur chimique d'oxygène doit respecter les exigences énoncées à 525.795d).
      (en vigueur 2015/03/20)

  3. c) En plus de la satisfaction aux exigences du paragraphe (b) de cette section, chaque générateur chimique portatif d'oxygène en mesure de fonctionner de façon ininterrompue par remplacement successif d'un élément générateur, doit être placardé pour montrer :

    1. (1) Le débit d'oxygène en litres par minute;

    2. (2) La durée en minutes de l'écoulement d'oxygène pour l'élément générateur remplaçable; et

    3. (3) Un avertissement spécifiant que l'élément générateur remplaçable peut être chaud, à moins que la construction de l'élément soit telle que la température de surface ne puisse pas dépasser 100°F (37,75°C).

525.1451 (Supprimé)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.1453 Protection contre la rupture des équipements d'oxygène

Les réservoirs d'oxygène sous pression, et les canalisations entre les réservoirs et les moyens d'arrêt de débit doivent être :

  1. a) Protégés contre les températures dangereuses; et

  2. b) Situés là où la probabilité et les risques de rupture en cas de crash à l'atterrissage sont minimisés.

525.1455 Drainage des fluides susceptibles de gel

Si des fluides susceptibles de gel peuvent être drainés hors de l'avion en vol, ou durant les opérations au sol, les drains doivent être conçus et situés de façon à empêcher la formation de quantités dangereuses de glace sur l'avion, résultant du drainage.

525.1457 Enregistreurs de voix du poste de pilotage
  1. a) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage exigé par toute règle d'utilisation applicable doit être approuvé et installé de sorte qu'il enregistrera ce qui suit :
    (modifié 2009/05/11)

    1. (1) Les communications vocales émises ou reçues dans l'avion par radio.

    2. (2) Les communications vocales des membres de l'équipage de vol au poste de pilotage.

    3. (3) Les communications vocales des membres de l'équipage de vol au poste de pilotage, utilisant le système interphone de l'avion.

    4. (4) Les signaux acoustiques ou vocaux identifiant les aides à la navigation ou d'approche, introduits dans un casque d'écoute ou dans un haut-parleur.

    5. (5) Les communications vocales des membres de l'équipage de vol utilisant le système haut-parleur passagers, s'il y a un tel système, et si le 4ème canal est disponible conformément aux exigences de c)(4)(ii) de cette section.
      (modifié 2009/05/11)

    6. (6) Si un équipement de communication par liaison de données est installé, toutes les communications par liaison de données faisant appel à un ensemble de messages de données approuvé. 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.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  2. b) Les exigences d'enregistrement du paragraphe (a)(2) de cette section doivent être satisfaites par l'installation d'un microphone d'ambiance installé dans la cabine de pilotage, placé dans la meilleure position pour l'enregistrement des communications vocales émises aux postes du premier et du second pilotes et les communications vocales des autres membres de l'équipage au poste de pilotage, quand elles sont dirigées vers ces postes. Le microphone doit être situé de telle sorte, et si nécessaire, les préamplificateurs et les filtres de l'enregistreur doivent être réglés ou leur nombre augmenté de façon telle que l'intelligibilité des communications enregistrées soit aussi haute que réalisable quand elles sont enregistrées dans des conditions de bruit de la cabine de pilotage, et sont restituées. Des restitutions acoustiques ou visuelles répétées de l'enregistrement peuvent être utilisées dans l'évaluation de l'intelligibilité.

  3. c) Chaque enregistreur de voix de la cabine de pilotage doit être installé de façon que la part de communication ou de signaux acoustiques spécifiée dans le paragraphe (a) de cette section obtenue à partir de chacune des sources suivantes soit enregistrée sur un canal séparé :

    1. (1) Pour le premier canal, à partir de chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé au poste du premier pilote.

    2. (2) Pour le deuxième canal, à partir de chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé au poste du second pilote.

    3. (3) Pour le troisième canal, à partir du microphone d'ambiance installé dans la cabine de pilotage.

    4. (4) Pour le quatrième canal, à partir de :

      1. (i) Chaque microphone de perche, masque ou tenu à la main, casque d'écoute ou haut-parleur utilisé aux postes des 3ème et 4ème membres de l'équipage; ou

      2. (ii) Si les postes spécifiés dans la subdivision (i) de ce sous-paragraphe ne sont pas exigés ou si le signal à un tel poste est capté sur un autre canal, chaque microphone du poste de pilotage qui est utilisé avec le système haut-parleur passagers si ces signaux ne sont pas captés sur un autre canal.

    5. (5) 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 commutateur 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.

  4. d) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage doit être installé de façon que :
    (en vigueur 2014/11/30)

    1. (1)

      1. (i) Il reçoive son énergie électrique à partir de la barre-bus qui fournit la fiabilité maximale pour l'utilisation de l'enregistreur de voix du poste de pilotage sans mettre en péril le service des charges essentielles ou d'urgence.
        (en vigueur 2014/11/30)

      2. (ii) Il doit rester alimenté le plus longtemps possible sans mettre en péril le fonctionnement de l'avion en situation d'urgence;
        (en vigueur 2014/11/30)

    2. (2) Il y ait un moyen automatique pour simultanément arrêter l'enregistreur et empêcher chaque dispositif d'effacement de fonctionner dans les 10 minutes suivant l'impact de l'écrasement;
      (modifié 2009/05/11)

    3. (3) Il y ait un moyen auditif ou visuel de contrôle avant vol de l'enregistreur, pour un fonctionnement approprié;
      (modifié 2009/05/11)

    4. (4) Toute panne électrique individuelle 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;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    5. (5) Il possède une source d'alimentation indépendante :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

      1. (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 installé dans le poste de pilotage,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

      2. (ii) qui se trouve le plus près possible de l'enregistreur de voix du poste de pilotage, et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

      3. (iii) à partir de laquelle l'enregistreur de voix du poste de pilotage et le microphone 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 de la barre-bus d'alimentation électrique; et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    6. (6) 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.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  5. e) Le boîtier de l'enregistreur doit être situé et monté pour minimiser la probabilité de rupture du boîtier qui résulterait de l'impact de l'écrasement et les dommages à l'enregistreur, par la chaleur consécutive à un incendie.
    (modifié 2009/05/11)

    1. (1) Sauf xception prévue à 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 en dehors 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.
      (modifié 2009/05/11)

    2. (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.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente) `

  6. f) Si l'enregistreur de voix de la cabine de pilotage a un dispositif d'effacement global, l'installation doit être conçue pour minimiser la probabilité d'un fonctionnement et d'un déclenchement involontaire du dispositif pendant l'impact du crash.

  7. g) Chaque conteneur d'enregistreur doit :

    1. (1) être soit orange brillant, soit jaune brillant;

    2. (2) Avoir une bande réfléchissante fixée sur sa surface externe pour faciliter son repérage sous l'eau; et

    3. (3) Avoir un dispositif de repérage sub-aquatique, lorsque cela est exigé par toute règle d'utilisation applicable, sur le conteneur ou adjacent à ce dernier et, qui soit fixé de telle manière qu'ils ne soient pas susceptibles de se séparer au cours d'un impact de crash.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))

525.1459 Enregistreurs de données de vol

(modifié 2009/05/11)

  1. a) Chaque enregistreur de données de vol exigé par toutes règles de fonctionnement applicables doit être installé de façon que :
    (en vigueur 2014/11/30)

    1. (1) Il soit alimenté par les données de vitesse-air, d'altitude et de direction obtenues à partir de sources qui satisfont aux exigences de précision des 525.1323, 525.1325, et 525.1327 comme approprié.

    2. (2) Le capteur d'accélération verticale soit rigidement attaché et situé longitudinalement soit dans les limites de centrage approuvées de l'avion, soit à une distance vers l'avant ou vers l'arrière de ces limites qui ne dépassent pas 25% de la corde aérodynamique moyenne de l'avion.

    3. (3)

      1. (i) Il reçoive son alimentation électrique de la barre-bus qui offre la fiabilité maximale pour le fonctionnement de l'enregistreur de données de vol, sans mettre en péril le service des charges essentielles ou d'urgence.
        (en vigueur 2014/11/30)

      2. (ii) Il doit rester alimenté le plus longtemps possible sans mettre en péril le fonctionnement de l'avion en situation d'urgence;
        (en vigueur 2014/11/30)

    4. (4) Il y ait un moyen sonore ou visuel de contrôle avant vol de l'enregistreur pour s'assurer qu'il enregistre correctement les données dans le support d'enregistrement des données.
      (modifié 2009/05/11)

    5. (5) Excepté pour des enregistreurs alimentés seulement par le système de générateurs électriques entraînés par moteur, il y ait un moyen automatique pour simultanément arrêter un enregistreur qui a un dispositif d'effacement de données et empêcher chaque dispositif d'effacement de fonctionner dans les 10 minutes suivant l'impact de l'écrasement;
      (modifié 2009/05/11)

    6. (6) Il y ait un moyen pour enregistrer les données à partir desquelles l'heure de chaque communication radio vers ou venant de l'ATC peut être déterminée;

    7. (7) Toute panne électrique individuelle 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
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

    8. (8) 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 525.1457e)(2), un dispositif combiné doit être utilisé afin de répondre àcette exigence relative à l'enregistreur de données de vol.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  2. b) Chaque conteneur d'enregistrement non éjectable doit être situé et monté de façon à réduire au minimum la probabilité de rupture du conteneur résultant d'un impact de crash et les dommages à l'enregistrement consécutifs au feu. En satisfaisant à cette exigence, le conteneur de l'enregistrement doit être situé aussi loin que réalisable à l'arrière, mais il n'est pas nécessaire qu'il soit à l'arrière du compartiment pressurisé et ne doit pas être à l'endroit où les moteurs montés à l'arrière peuvent écraser le conteneur à l'impact.

  3. c) Une corrélation doit être établie entre les lectures de vitesse-air, d'altitude et de cap de l'enregistreur de vol et les lectures correspondantes (compte tenu des facteurs de correction) des instruments du premier pilote. La corrélation doit couvrir la plage des vitesses-air dans laquelle l'avion doit être utilisé, la plage d'altitude à laquelle l'avion est limité, et 360° de cap. La corrélation peut être également établie au sol comme approprié.

  4. d) Chaque conteneur d'enregistreur doit :

    1. (1) Être soit orange brillant, soit jaune brillant;

    2. (2) Avoir une bande réfléchissante fixée sur sa surface externe pour faciliter son repérage sous l'eau; et

    3. (3) Avoir un dispositif de repérage sub-aquatique, lorsque cela est exigé par toute règle d'utilisation applicable, sur le conteneur ou adjacent à ce dernier, et qui soit fixé de telle manière qu'ils ne soient pas susceptibles de se séparer au cours d'un impact de crash.

  5. 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 bord en plus ou à la place de ce qui est déjà exigé.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))

525.1461 Équipements contenant des rotors à haute énergie
  1. a) Les équipements contenant des rotors à haute énergie doivent se conformer aux paragraphes (b), (c) ou (d) de cette section.

  2. b) Les rotors à haute énergie contenus dans les équipements doivent être en mesure de supporter les dommages provoqués par mauvais fonctionnements, vibrations, vitesses anormales, et températures anormales. De plus :

    1. (1) Les carters de rotors auxiliaires doivent être capables de contenir les dommages provoqués par la rupture des aubes de rotors à haute énergie; et

    2. (2) Les dispositifs, systèmes et instruments de commande des équipements doivent raisonnablement assurer qu'aucune limitation de fonctionnement affectant l'intégrité des rotors à haute énergie ne sera dépassée en service.

  3. c) Il doit être montré par essai que les équipements comportant des rotors à haute énergie peuvent circonscrire les effets de toute défaillance d'un rotor à haute énergie se produisant à la plus grande vitesse qui puisse être obtenue avec les dispositifs normaux de commande de vitesse hors fonctionnement.

  4. d) Les équipements comportant des rotors à haute énergie doivent être situés là où une défaillance de rotor ne mettra pas les occupants en danger et n'affectera pas de façon défavorable, la poursuite du vol en sécurité.