Navigabilité Chapitre 525 Sous-chapitre C - Structure - Généralités

Préambule

Sous-chapitres

• A (525.1-525.3),
• B (525.21-525.255),
• C (525.301-525.581), 
• D (525.601-525.899),
• E (525.901-525.1207),
• F (525.1301-525.1461),
• G (525.1501-525.1587)
• H (525.1701-525.1733)

Appendices

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

Sous-chapitres C - Structure

Généralités

525.301 Charges

1. a) Les exigences de résistance structurale sont spécifiées en termes de charges limites (charges maximales à envisager en service) et en charges extrêmes (charges limites multipliées par les coefficients de sécurité prescrits).  À moins d'indications contraires, les charges prescrites sont des charges limites.
2. b) À moins d'indications contraires, les charges spécifiées en vol, au sol et à flot doivent être équilibrées par des forces d'inertie, en tenant compte de toutes les masses élémentaires de l'avion. Ces charges doivent être réparties suivant une approximation pénalisante des conditions réelles ou par une représentation très proche de celles-ci. Les méthodes utilisées pour déterminer les intensités et la répartition des charges doivent être justifiées par des mesures de charges en vol, à moins que la fiabilité des méthodes utilisées dans la détermination de ces conditions de charges, soit montrée.
3. c) Si des déformations sous charge modifient sensiblement la répartition des charges externes ou internes ce changement de répartition doit être pris en considération.

525.303 Coefficient de sécurité

Sauf instruction contraire, un coefficient de sécurité de 1,5 doit être appliqué aux charges limites prescrites qui sont considérées comme des charges externes sur la structure. Lorsqu'une condition de charge est prescrite en termes de charges extrêmes, il n'est pas nécessaire d'appliquer un coefficient de sécurité, à moins d'indications contraires.

525.305 Résistance et déformation

1. a) La structure doit être en mesure de supporter les charges limites, sans subir de déformation permanente préjudiciable. Sous n'importe quelle charge allant jusqu'aux charges limites, les déformations ne doivent pas compromettre la sécurité de fonctionnement.
2. b) La structure doit être en mesure de supporter les charges extrêmes sans rupture pendant au moins 3 secondes. Toutefois, lorsque la preuve de la résistance de structure est montrée par des essais dynamiques simulant les conditions réelles de charge, la limite des trois secondes ne s'applique pas. Les essais statiques menés jusqu'à la charge extrême doivent comporter les déplacements extrêmes et les déformations extrêmes créés par les charges. Lorsque des méthodes analytiques sont employées pour montrer la conformité aux exigences de résistance structurale sous charge extrême, il doit être montré que :
   1. (1) Les effets de la déformation ne sont pas importants;
   2. (2) Les déformations concernées sont entièrement prises en considération dans l'analyse; ou que
   3. (3) Les méthodes et hypothèses utilisées sont suffisantes pour couvrir les effets de ces déformations.
3. c) Aux endroits où la flexibilité structurale est telle que toute vitesse d'application de la charge susceptible d'être rencontrée dans les conditions d'utilisation, risque de produire des contraintes transitoires sensiblement plus élevées que celles correspondant aux charges statiques, les effets de cette vitesse d'application doivent être pris en considération.
4. d) Enlevé et réservé
5. e) L'avion doit être conçu de façon à supporter toute vibration ou tout tremblement susceptible de se produire dans toute condition d'utilisation vraisemblable allant jusqu'à V_D/M_D, y compris le décrochage et les probables incursions intempestives au-delà des limites du seuil d'apparition des tremblements. Le respect de cette exigence doit être démontré par une analyse, des essais en vol ou tout autre essai jugé nécessaire par le Ministre.
6. f) Sauf dans les cas réputés hautement improbables, l'avion doit être conçu de façon à supporter toute vibration structurale forcée résultant d'une défaillance, d'un mauvais fonctionnement ou d'une condition défavorable quelconque du circuit des commandes de vol. Ces cas doivent être considérés comme les charges limites et doivent être étudiés à des vitesses allant jusqu'à V_C/M_C.

(M. à j. 525-5 (92-10-30))
(M. à j. 525-8)

525.307 Justification de la structure

1. a) La conformité aux exigences de résistance et de déformation de ce sous-chapitre doit être montrée pour chaque condition de charge critique. L’analyse structurale ne peut être utilisée que si la structure est conforme à celle pour laquelle l’expérience a montré que cette méthode est fiable. Dans les autres cas, des essais de justification doivent être effectués à des charges suffisantes pour vérifier le comportement structural aux charges précisées à l’article 525.305.
   (en vigueur 2019/11/01)
2. b) (Réservé)
3. c) (Réservé)
4. d) Lorsque des essais statiques ou dynamiques sont utilisés pour montrer la conformité aux exigences du 525.305 b) concernant les structures de vol, des coefficients de correction de matériau appropriés doivent être appliqués aux résultats d'essais à moins que la structure ou la partie de structure en essai ne possède des caractéristiques telles qu'un certain nombre d'éléments participent à la résistance totale de la structure, et que la rupture d'un élément aboutit à une nouvelle répartition de la charge suivant un cheminement différent.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

Charges en Vol

525.321 Généralités

1. a) Les facteurs de charge en vol représentent le rapport de la composante des forces aérodynamiques (agissant perpendiculairement à l'axe longitudinal supposé de l'avion) par le poids de l'avion. Un facteur de charge positif est un facteur dans lequel la force aérodynamique agit vers le haut par rapport à l'avion.
2. b) Compte tenu des effets de compressibilité à chaque vitesse, la conformité aux exigences de charge en vol de ce sous-chapitre, doit être montrée :
   1. (1) À chaque altitude critique dans la plage d'altitudes choisie par le postulant;
   2. (2) À chaque masse, depuis la masse minimale de calcul, jusqu'à la masse maximale de calcul, correspondant à chaque condition particulière de charge en vol; et
   3. (3) Pour chaque altitude et masse exigées, pour toute répartition pratique de charge utilisable, dans les limitations opérationnelles consignées dans le Manuel de vol de l'avion.
3. c) Un nombre suffisant de points à l'intérieur et aux limites du domaine de calcul doit être examiné pour s'assurer que la charge maximale pour chaque partie de la structure de l'avion est obtenue.
4. d) Les forces significatives agissant sur l'avion doivent être équilibrées d'une manière rationnelle, ou pénalisante. Les forces d'inertie de translation doivent être considérées en équilibre avec la traction/poussée et toutes les charges aérodynamiques alors que les forces d'inertie angulaire (tangage) doivent être considérées en traction/poussée et tous les moments aérodynamiques, y compris les moments dûs aux charges sur des composants comme les surfaces d'empennage et les nacelles. Les valeurs critiques de la traction/poussée situées dans le domaine allant de zéro à la poussée maximale continue doivent être considérées.

(M. à j. 525-8)

Conditions de manoeuvre en vol et de rafale

525.331 Conditions de manoeuvre symétrique

1. a) Procédure. Pour l'étude des conditions de manoeuvre spécifiées aux paragraphes b) et c) de la présente section, la procédure suivante doit être appliquée :
   1. (1) Lorsque le déplacement brusque d'une commande est spécifié, la vitesse supposée de déplacement de la gouverne ne doit pas être inférieure à la vitesse qui pourrait être appliquée par le pilote au moyen du système de commande.
   2. (2) Pour déterminer les braquages de la gouverne de profondeur et la répartition de la charge dans le sens de la corde, dans les conditions de manoeuvre des paragraphes b) et c) de la présente section, l'influence des vitesses de tangage correspondantes doit être prise en compte. Les conditions de vol avec compensation et hors compensation spécifiées en 525.255 doivent être considérées.
2. b) Conditions de manoeuvre équilibrée. En supposant l'avion en équilibre, avec accélération de tangage nulle, les conditions A à I du domaine de manoeuvre du 525.333 b) doivent être analysées.
3. c) Conditions de tangage de manoeuvre. Les conditions suivantes doivent être étudiées :
   (en vigueur 2017/06/19)
   1. (1) Braquage maximal de la gouverne de profondeur à V_A. L'avion est supposé voler en palier stabilisé (point A₁ en 525.333b)) et la commande de tangage du poste de pilotage est déplacée brusquement pour obtenir l'accélération de tangage positive extrême (à cabrer). Dans la définition de la charge sur l'empennage, il faut tenir compte de la réaction de l'avion. Les charges sur l'avion qui se produisent comme conséquence de l'accélération normale au centre de gravité, et dépassant la limite du facteur de charge maximal positif de manoeuvre (point A₂ en 525.333b)) n'ont pas à être prises en compte, pas plus que la charge maximale normale sur l'empennage, selon la première de ces deux éventualités.
   2. (2) Manœuvre contrée entre V_A et V_D. Les manœuvres de cabré contrées où le facteur de charge limite positif prescrit à l’article 525.337 est atteint doivent être analysées. De plus, les manœuvres de piqué contrées où un facteur de charge limite de 0g est atteint doivent être analysées. Pour décrire les charges exercées sur l’avion, les mouvements de la commande de profondeur du poste de pilotage décrits aux sous-alinéas c)(2)(i) à (iv) du présent article doivent être utilisés :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (i) L’avion est supposé voler en palier stabilisé à une vitesse se situant entre V_A et V_D et la commande de profondeur du poste de pilotage est déplacée conformément à la formule suivante :
         (en vigueur 2017/06/19)
         
         δ(t) = δ₁ sin(ωt) for 0 ≤ t ≤ t _max
         
         Où
         
         δ1 = le déplacement maximal disponible de la commande de profondeur du poste de pilotage dans la direction initiale, compte tenu des limites des butées du circuit de commande ou des efforts du pilote conformément à l’alinéa 525.397b);
         
         δ(t) = le déplacement de la commande de profondeur du poste de pilotage en fonction du temps. Dans la direction initiale, δ(t) est limité à δ(t). Dans la direction inverse, δ(t) peut être réduit au déplacement maximal disponible de la commande de profondeur du poste de pilotage, compte tenu des limites des butées du circuit de commande ou des efforts du pilote conformément à l’alinéa 525.397b);
         
         ${\text{t}}_{\text{max}}\text{ = 3π/2ω}$
         
         ω = la fréquence circulaire (radians/seconde) du braquage de la gouverne égale à la fréquence naturelle non amortie du mode rigide de courte période de l’avion, avec des effets actifs du circuit de commande compris au besoin; sans être inférieur à :
         
         $\omega =\frac{\pi V}{\text{2}{\mathit{\text{V}}}_{\mathit{\text{A}}}} \text{Radians/Seconde;}$
         
         où
         
         V = la vitesse de l’avion au début de la manœuvre;
         
         V_A = la vitesse de calcul de manœuvre prescrite à l’alinéa 525.335c).
      2. (ii) Dans le cas des manœuvres de cabré, l’amplitude de l’entièreté des antécédents de déplacement de commande de profondeur du poste de pilotage peut être réduite dans la mesure jugée nécessaire pour s’assurer que le facteur de charge limite positif prescrit à l’article 525.337 n’est pas dépassé. Dans le cas des manœuvres de piqué, l’amplitude des antécédents complets de déplacement de commande de profondeur du poste de pilotage peut être réduite dans la mesure jugée nécessaire pour s’assurer que l’accélération normale au centre de gravité n’est pas inférieure à 0g.
         (en vigueur 2017/06/19)
      3. (iii) De plus, dans les cas où la réaction de l’avion à un déplacement spécial de la commande de profondeur du poste de pilotage ne permet pas d’atteindre le facteur de charge limite prescrit, le déplacement de commande de profondeur du poste de pilotage suivant doit alors être utilisé :
         (en vigueur 2017/06/19)
         
         δ(t) = δ₁ sin(ωt) pour 0 ≤ t ≤ t ₁
         
         δ(t) = δ₁ pour t ₁≤ t ≤ t ₂
         
         δ(t) = δ₁ sin(ω[t + t ₁− t ₂]) for t ₂≤ t ≤ t _max
         
         où
         
         t ₁= 𝜋/2ω
         
         t ₂= t ₁+ Δt
         
         t _max= t ₂+ 𝜋/ω;
         
         Δt = la période de temps minimum nécessaire pour permettre l’atteinte du facteur de charge limite prescrit dans la direction initiale, mais elle n’a pas besoin de dépasser cinq secondes (voir la figure ci-dessous).

          

          
         
      4. (iv) Dans les cas où le déplacement de commande de profondeur du poste de pilotage peut être influé par des sollicitations de systèmes (par exemple, par un pousseur de manche qui peut fonctionner sous un important facteur de charge ainsi qu’à 1g, les effets de ces systèmes doivent être pris en compte.
         (en vigueur 2017/06/19)
      5. (v) Il n’est pas nécessaire de tenir compte des charges exercées sur l’avion qui se produisent à l’extérieur des périodes suivantes :
         (en vigueur 2017/06/19)
         1. (A) dans le cas de la manœuvre de cabré, le moment où l’accélération normale au centre de gravité diminue sous 0g;
         2. (B) dans le cas de la manœuvre de piqué, le moment où l’accélération normale au centre de gravité dépasse le facteur de charge limite positif prescrit à l’article 525.337;
         3. (C) t _max.
4. d) Enlevé

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

525.333 Domaine de manoeuvre de vol

1. a) Généralités. Les exigences de résistance doivent être satisfaites pour chaque combinaison de vitesse-air et de facteur de charge, à l'intérieur et aux limites des domaines représentatifs de manoeuvre (diagrammes V-n) du paragraphe b) de la présente section. Ce domaine doit être également utilisé pour déterminer les limites structurales en utilisation de l'avion conformément à 525.1501.
2. b) Domaine de manoeuvre  
   
3. c) Enlevé

(M. à j. 525-8)

525.335 Vitesse de calcul

Les vitesses de calcul choisies sont des équivalents de vitesse-air (EAS). Les valeurs estimées de V_SO et V_S1 doivent être pénalisantes.

1. a) Vitesse de calcul en croisière, V_C. Pour V_C les dispositions suivantes sont applicables :
   1. (1) La valeur minimale de V_C doit être suffisamment supérieure à V_B, pour parer aux accroissements accidentels de vitesse susceptibles de se produire par suite d'une importante turbulence atmosphérique.
   2. (2) Sauf exception prévue en 525.335d)(2), V_C ne peut être inférieure à V_B + 1,32 U_REF (avec U_REF ayant la valeur spécifiée en 525.341a)(5)(i)). Toutefois, il n'est pas nécessaire que V_C dépasse la vitesse maximale en palier à la puissance maximale continue pour l'altitude correspondante.
   3. (3) Aux altitudes où V_D est limitée par le nombre de Mach, V_C peut être limitée à un nombre de Mach choisi.
2. b) Vitesse de calcul en piqué, V_D. V_D doit être choisie de manière que V_C/M_C ne soit pas supérieure à 0,8 V_D/M_D, ou de manière que la marge minimale de vitesse entre V_C/M_C et V_D/M_D soit la plus grande des deux valeurs suivantes :
   1. (1) À partir d'une condition initiale de vol stabilisé à V_C/M_C, l'avion est soumis à un « upset » de façon à voler pendant 20 secondes sur une trajectoire de vol inclinée de 7,5° au-dessous de la trajectoire initiale, puis cabré à un facteur de charge de 1,5g (accroissement de l'accélération de 0,5g). L'accroissement de vitesse se produisant pendant cette manoeuvre peut être calculé si des données aérodynamiques fiables ou pénalisantes sont utilisées. La puissance spécifiée au 525.175 b)(1)(iv) est supposée être appliquée jusqu'au début de la ressource, après quoi la réduction de puissance et l'utilisation de dispositifs de freinage aérodynamique contrôlés par le pilote peuvent être admises.
   2. (2) La marge minimale de vitesse doit être suffisante pour pallier les perturbations de l'atmosphère (telles que rafales horizontales, pénétration de « jets streams » et de fronts froids), les erreurs instrumentales et les dispersions dans la fabrication de la cellule. Ces facteurs peuvent être considérés sur une base de probabilité. La marge à l'altitude où M_C est limité par les effets de compressibilité ne doit pas être inférieure à 0,07M à moins qu'une marge plus faible ne soit établie en utilisant une analyse rationnelle incluant les effets de tout système automatique. Dans ce cas, la marge ne peut pas tomber à moins de 0,05M.
3. c) Vitesse de calcul en manoeuvre V_A. Pour V_A, les dispositions suivantes sont applicables :
   1. (1) V_A ne doit pas être inférieure à $V_{S1}\sqrt{\mathit{\text{n}}},\; formule\; dans\; laquelle\; :$
      1. (i) n est le facteur de charge de manoeuvre limite positif à V_C; et
      2. (ii) V_S1 est la vitesse de décrochage avec volets rentrés.
   2. (2) V_A et V_S doivent être évaluées à la masse de calcul et à l'altitude considérées.
   3. (3) V_A peut ne pas être supérieure à V_C ou à la vitesse à laquelle la courbe délimitant le domaine de manoeuvre pour des max. positifs coupe la droite figurant le facteur de charge de manoeuvre positif, selon celle de ces deux vitesses qui est la plus faible.
4. d) Vitesse de calcul correspondant à l'intensité de rafale maximale, V_B.
   1. (1) V_B ne doit pas être inférieure à :
      
      $V_{\mathit{S}\mathit{\text{1}}} {\left[\mathit{1}+\frac{{\mathit{\text{K}}}_{\mathit{g}}{\mathit{\text{ U}}}_{\mathit{\text{ref}}\mathit{ }}{\mathit{\text{V}}}_{\mathit{c}}\mathit{\text{a}}}{\text{498w}}\right]}^{\raisebox{1ex}{$1$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$2$}\right.}$
      
      où :
      
      V_S1 = la vitesse de décrochage 1-g basée sur C_NAmax avec volets rentrés à la masse particulière considérée;
      
      V_c = la vitesse de croisière de calcul (vitesse-air équivalente en noeuds);
      
      U_ref = la vitesse de rafale de référence (vitesse-air équivalente en pieds par seconde) donnée au paragraphe 525.341a)(5)(i);
      
      w = la charge alaire moyenne (livres par pied carré) à la masse particulière considérée.
      
      ${\mathit{\text{K}}}_{\mathit{g}}\text{=}\frac{\text{0,88}\mu }{\text{5,3+}\mathit{\text{μ}}}$
      
      $\mu =\frac{2\mathrm{w}}{\mathit{\text{pcag}}}$
      
      r = masse volumique de l'air (slugs/pi³);
      
      c = corde géométrique moyenne de l'aile (pieds);
      
      g = accélération due à la pesanteur (pi/s²);
      
      a = pente de la courbe du coefficient de la composante aérodynamique normale de l'avion, C_NA par radian.
   2. (2) Aux altitudes où V_C est limitée par le nombre de Mach :
      1. (i) V_B peut être choisie pour fournir une marge optimale entre les limites inférieures et supérieures de vitesses de tremblement; et
      2. (ii) V_B peut ne pas être supérieure à V_C.
5. d) Vitesse de calcul correspondant à l'intensité de rafale maximale V_B. Pour V_B les dispositions suivantes sont applicables :
   1. (1) V_B ne doit pas être inférieure à la vitesse déterminée par l'intersection de la ligne représentant le coefficient de portance positif maximal C_Nmax et de la ligne représentant la vitesse de rafale en air agité sur le diagramme de rafale V-n; ou à $V_{S1}\sqrt{n_g}$ selon celle de ces deux vitesses qui est la plus faible, et dans laquelle :
      1. (i) n_g est le facteur de charge positif de rafale de l'avion provenant de la rafale à la vitesse V_C (conformément à la 525.341) et à la masse particulière considérée; et
      2. (ii) V_S1 est la vitesse de décrochage, avec volets rentrés, à la masse particulière considérée.
   2. (2) V_B peut ne pas être supérieure à V_C.
6. e) Vitesse de calcul avec volets sortis, V_F. Pour V_F, les dispositions suivantes sont applicables :
   1. (1) La vitesse de calcul avec volets sortis pour chaque position des volets (établie conformément au 525.697 a)) doit être suffisamment supérieure à la vitesse d'utilisation recommandée pour la phase de vol correspondante (y compris les atterrissages interrompus) pour pallier les écarts probables dans le contrôle de la vitesse-air et le passage d'une position de volets à une autre.
   2. (2) Si un dispositif automatique de positionnement ou de limitation de charge des volets est utilisé, les vitesses et les positions correspondantes de volets, programmées ou permises par le dispositif, peuvent être utilisées.
   3. (3) V_F ne doit pas être inférieure à :
      1. (i) 1,6 V_S1 avec les volets en position de décollage, à la masse maximale au décollage;
      2. (ii) 1,8 V_S1 avec les volets en position d'approche, à la masse maximale à l'atterrissage; et
      3. (iii) 1,8 V_SO avec les volets en position d'atterrissage, à la masse maximale à l'atterrissage.
7. f) Vitesses de calcul avec dispositifs de freinage aérodynamique sortis V_DD. La vitesse de calcul choisie pour chaque dispositif de freinage aérodynamique doit être suffisamment supérieure à la vitesse recommandée pour l'utilisation du dispositif pour pallier les écarts probables de commande de vitesse. Pour les dispositifs destinés à être utilisés dans les descentes à grande vitesse, V_DD ne doit pas être inférieure à V_D. Lorsqu'un moyen automatique de positionnement ou de limitation de charge du dispositif de freinage aérodynamique est utilisé, les vitesses et les positions correspondantes du dispositif de freinage aérodynamique programmées ou permises par le moyen automatique doivent être utilisées dans le calcul.

(M. à j. 525-8)

525.337 Facteurs de charge de manoeuvre limites.

1. a) Sauf en cas de limitation par des coefficients maximaux de portance (statique) l'avion est supposé soumis à des évolutions symétriques produisant les facteurs de charge de manoeuvre limites prescrits dans cette section. Des vitesses de tangage appropriées aux manoeuvres correspondantes de cabré et de virage stabilisé doivent être prises en considération.
2. b) Pour toute vitesse jusqu'à V_N, le facteur de charge de manoeuvre limite positif "n" ne doit pas être inférieur à :
   
   $\text{2.1+}\left(\frac{\text{24,000}}{\mathit{\text{W}}\text{+10,000}}\right)$
   
   à l'exception que "n" ne doit pas être inférieur à 2,5 et peut ne pas être supérieur à 3,8 où "W" (mg en Newton) est le poids maximal de calcul de décollage.
3. c) Le facteur de charge de manoeuvre limite négatif :
   1. (1) Ne doit pas être inférieur à -1,0 à des vitesses jusqu'à V_C; et
   2. (2) Doit varier linéairement avec la vitesse depuis sa valeur à V_C jusqu'à zéro à V_D.
4. d) Des facteurs de charge de manoeuvre inférieurs à ceux spécifiés dans cette section peuvent être utilisés si l'avion a des particularités de conception qui rendent impossible le dépassement de ces valeurs en vol.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.341 Charges de rafale et de turbulence

1. a) Critères de calcul de rafale discontinue. L'avion est supposé être soumis à des rafales verticales et latérales symétriques, en palier. Les facteurs de charge limites qui en résultent doivent correspondre aux conditions déterminées de la façon suivante :
   1. (1) Les charges qui s'exercent sur chacune des parties de la structure doivent être déterminées par une analyse dynamique. L'analyse doit prendre en compte les caractéristiques aérodynamiques instationnaires et tous les degrés de liberté structurale significative y compris les mouvements de corps rigide.
   2. (2) La forme de la rafale doit être :
      
      $\mathit{\text{U}}\text{=}\frac{{\mathit{\text{U}}}_{\mathit{\text{ds}}}}{\mathit{\text{2}}}\left[\mathit{\text{1}}\text{-}\cos \left(\frac{\pi s}{\mathit{\text{H}}}\right)\right]$

       

      
      
      pour 0 < s < 2H
      
      où :
      
      s = distance de pénétration dans la rafale (pieds);
      
      U_ds = vitesse de rafale de calcul en vitesse-air équivalente, donnée au paragraphe a)(4) de la présente section; et
      
      H = la distance de formation de rafale qui est la distance (en pieds) parallèle à la trajectoire de vol de l'avion pour que la rafale atteigne sa vitesse maximale.

       

   3. (3) Un nombre suffisant de distances de radian de rafale dans la plage de 30 pieds à 350 pieds doit être étudié pour déterminer la réponse critique pour chaque quantité de charge.
   4. (4) La vitesse de rafale de calcul doit être :
      
      U_ds= U_refF_g(^H/350)^1/6
      
      U_ref = la vitesse de rafale de calcul en vitesse-air équivalente définie au paragraphe a)(5) de la présente section.
      
      F_g = le facteur d'atténuation de profil de vol défini au paragraphe a)(6) de la présente section.

   5. (5) Les vitesses de rafale de référence suivantes s'appliquent :

      1. (i) Aux vitesses de l’avion se situant entre V_B et V_c : rafales positives (ascendantes) et négatives (descendantes) à des vitesses de rafale de référence de 56,0 pi/s. L'EAS (vitesse de décrochage ailes horizontales) doit être considérée au niveau de la mer. La vitesse de rafale de référence peut être réduite linéairement de l'EAS de 56,0 pi/s au niveau de la mer à une EAS de 44,0 pi/s à 15 000 pieds. On peut réduire encore davantage linéairement la vitesse de rafale de référence de l'EAS de 44,0 pi/s à 15 000 pieds à l'EAS de 20.86 pi/s à 60 000 pieds.
         (en vigueur 2017/06/19)
      2. (ii) À la vitesse de calcul V_d de l'avion : la vitesse de rafale de référence doit être de 0,5 fois la valeur obtenue selon 525.341a)(5)(i).

   6. (6) Le facteur d'atténuation de profil de vol F_g doit être augmenté linéairement de sa valeur au niveau de la mer jusqu'à une valeur de 1,0 à l'altitude maximale d'utilisation définie selon 525.1527. Au niveau de la mer, le facteur d'atténuation de profil de vol est calculé à l'aide de l'équation suivante :
      
      ${\mathit{\text{F}}}_{\mathit{\text{g}}}\text{=0,5}\left(F_{\mathit{g}\mathit{z}}\text{+}{\mathit{\text{F}}}_{\mathit{g}\mathit{m}}\right)$
      
      où :
      
      ${\mathit{\text{F}}}_{\mathit{g}\mathit{m}}\text{=1-}\frac{{\mathit{\text{Z}}}_{\mathit{m}\mathit{o}}}{250 000}$;
      
      ${\mathit{\text{F}}}_{\mathit{g}\mathit{m}}\text{=}\sqrt{{\mathit{\text{R}}}_{\mathit{2}}\mathit{\text{Tan}}\left({}^{\mathit{\pi }\mathit{R}}\mathit{1}\mathit{/}\mathit{4}\right)}$;
      
      ${\text{R}}_1\text{=}\frac{\mathit{\text{masse}}\mathbf{\text{max}}\mathit{\text{atterrissage}}}{masse \mathbf{max} dé\mathit{ }collage}\text{;}$
      
      ${\mathrm{R}}_2=\frac{masse \mathbf{max} sans carburant}{masse \mathbf{max} dé collage};$
      
      Z_mo = Altitude maximale d'utilisation définie à l’article 525.1527 (pieds).
      (en vigueur 2017/06/19)

   7. (7) Lorsque l'analyse comprend un système d'augmentation de stabilité, il faut tenir compte de l'effet de tout facteur non linéaire important du système dans le calcul des charges limites à partir des conditions limites de rafale.

2. b) Critères de calcul en condition de turbulences continues. Il faut tenir compte de la réponse dynamique de l'avion aux turbulences continues verticales et latérales. L’analyse dynamique doit prendre en compte les caractéristiques aérodynamiques instationnaires et tous les degrés de liberté structurale significative y compris les mouvements de corps rigide. Les charges limites doivent être déterminées pour toutes les altitudes critiques, les masses et les répartitions de masse précisées au paragraphe 525.321b), et toutes les vitesses critiques à l’intérieur des plages indiquées à l’alinéa 525.341b)(3).
   (en vigueur 2017/06/19)

   1. (1) Sauf exception prévue aux alinéas b)(4) et (5) du présent article, l’équation suivante doit être utilisée :
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      ${\mathrm{P}}_{\mathrm{L}}={\mathrm{P}}_{\mathrm{L}-1\mathrm{g}}\pm {\mathrm{U}}_{\mathrm{\sigma }}\overline{\mathrm{A}}$
      
      où
      
      P_L = charge limite;
      
      P_L-1g = charge fixe de 1g pour la condition;
      
      Ā = rapport de la moyenne quadratique de l'accroissement de charge pour la condition à la moyenne quadratique de la vitesse des tubulence
      
      U_σ = intensité de turbulence limite en vitesse vraie, précisée à l'alinéa b)(3) du présent article.
   2. (2) Les valeurs de Ā doivent être déterminées par la formule suivante :
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      $\overline{A}=\sqrt{{}_0{}^{\infty }\int {\left|H\left(\mathrm{\Omega }\right)\right|}^2\mathrm{\Phi }\left(\mathrm{\Omega }\right)d\mathrm{\Omega }}$
      
      où
      
      H(Ω) = la fonction de réponse en fréquence, déterminée au moyen d’une analyse dynamique, qui lie les charges dans la structure de l’aéronef aux turbulences atmosphériques;
      
      Φ(Ω) = densité du spectre de puissance normalisé de la turbulence atmosphérique, obtenue par la formule :
      
      $\mathrm{\Phi }\left(\mathrm{\Omega }\right)=\frac{L}{\pi }\frac{1+{\displaystyle \frac{8}{3}}{\left(1.339\mathrm{\Omega }L\right)}^2}{{\left[1+{\left(1.339\mathrm{\Omega }L\right)}^2\right]}^{{\displaystyle \raisebox{1ex}{$11$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$6$}\right.}}}$
      
      où
      
      Ω = fréquence réduite, radians par pied; et
      
      L = étendue de la turbulence = 2 500 pi.
   3. (3) Les intensités de turbulence limite, U_σ, en vitesse vraie (pied par seconde) exigées pour le respect du présent alinéa sont :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (i) aux vitesses d’avion se situant V_B et V_C : U_σ = Uσρεφ Fg;
         
         où
         
         Uσ_ref est l’intensité de turbulence de référence qui varie linéairement avec l’altitude de 90 pi/s (TAS) au niveau de la mer à 79 pi/s (TAS) à 24 000 pieds et elle est alors constante à 79 pi/s (TAS) jusqu’à 60 000 pieds;
         
         F_g est le facteur d’atténuation de profil de vol défini à l’alinéa a)(6) du présent article;
      2. (ii) à la vitesse V_D : U_σ est égale à la moitié des valeurs obtenues au sous-alinéa b)(3)(i) du présent article;
      3. (iii) aux vitesses comprises entre V_C et V_D : U_σ est égale à la valeur obtenue par interpolation linéaire;
      4. (iv) à toutes les vitesses, tant les accroissements que les diminutions de charge découlant de turbulences continues doivent être pris en compte.
   4. (4) Lorsqu’un système automatique ayant un effet sur la réaction dynamique de l’avion est compris dans l’analyse, les effets des facteurs non linéaires sur les charges au niveau de charge limite doivent être pris en compte de manière réaliste ou prudente.
      (en vigueur 2017/06/19)
   5. (5) Lorsque nécessaire, pour l’évaluation des charges exercées sur un avion comportant des facteurs non linéaires importants, il faut présumer que la moyenne quadratique de la vitesse du champ de turbulence est égale à 40 p. 100 des valeurs de U_σ précisées à l’alinéa b)(3) du présent article. La valeur de la charge limite est la même que celle de la charge ayant la même probabilité de dépasser le champ de turbulence que ĀU_σ de la même quantité de charge dans un modèle approximatif linéaire.
      (en vigueur 2017/06/19)
3. c) Conditions de rafales supplémentaires pour les avions dont les ailes portent des moteurs. Dans le cas des avions dont les ailes portent des moteurs, les bâtis-moteurs, les mâts et la structure de soutien de la voilure doivent être conçus pour la réaction maximum au centre de gravité de la nacelle ou du fuseau-moteur découlant des conditions de rafales dynamiques appliquées à l’avion :
   (en vigueur 2017/06/19)
   1. (1) une rafale discontinue déterminée conformément au paragraphe 525.341a) à chaque angle normal pour la trajectoire de vol, et séparément;
      (en vigueur 2017/06/19)
   2. (2) une paire de rafales discontinues, l’une verticale et l’autre latérale. La longueur de chacune de ces rafales doit être réglée indépendamment pour la réaction maximum conformément au paragraphe 525.341a). La pénétration de l’avion dans le champ combiné des rafales et la mise en phase des rafales verticale et latérale doivent être établies pour élaborer la réaction maximum à la paire de rafales. En l’absence d’une analyse plus rationnelle, la formule suivante doit être utilisée pour chacune des charges maximum exercées sur ce moteur dans chacun des six degrés de liberté :
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      ${\mathit{\text{P}}}_L\text{=}{\mathit{\text{P}}}_{\mathit{L}\mathit{-}\mathit{1}\mathit{g}}\pm 0.85\sqrt{L_{\mathrm{V}}^2+L_{\mathit{L}}^{\mathit{2}}}$
      
      où
      
      P_L = charge limite;
      
      P_L-1g = charge fixe de 1g pour la condition;
      
      L_V = charge de réaction par paliers maximale découlant d’une rafale verticale conformément au paragraphe 525.341a); et
      
      L_L = charge de réaction par paliers maximale découlant d’une rafale latérale conformément au paragraphe 525.341a).

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

525.343 Charges de carburant et d'huile pour les calculs

1. a) Les combinaisons des charges disponibles doivent inclure chacune des charges de carburant et d'huile de la plage s'étendant depuis la charge nulle de carburant et d'huile jusqu'à la charge maximale de carburant et d'huile choisie. Une condition de calcul de structure avec du carburant en réserve n pas 45 minutes de débit de carburant dans les conditions de fonctionnement comme appliquées dans les 525.1001 e) et f), peut être choisie.
2. b) Si une condition de calcul de structure avec réserve de carburant est choisie, elle doit être utilisée comme la condition de masse minimale de carburant pour montrer la conformité aux exigences de charges en vol comme prescrit dans ce sous-chapitre. De plus :
   1. (1) La structure doit être calculée pour une condition de charge nulle de carburant et d'huile dans la voilure aux charges limites correspondantes à :

      1. (i) un facteur de charge de manoeuvre de +2,25; et

      2. (ii) aux conditions de rafale et de turbulence de 525.341a) et b), mais en supposant 85% des vitesses de rafale prescrites en 525.341a)(4) et 85% des intensité de turbulence prescrites en 525.341b)(3).
         (en vigueur 2017/06/19)

   2. (2) L'évaluation de la structure à la fatigue doit justifier de tout accroissement des contraintes d'utilisation résultant de la condition de calcul du sous-paragraphe b)(1) de ce paragraphe; et
   3. (3) Les exigences relatives au flutter, aux déformations et aux vibrations doivent être également satisfaites avec une charge nulle de carburant.

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

525.345 Dispositifs hypersustentateurs

1. a) Si des volets sont à utiliser durant le décollage, l'approche, ou l'atterrissage, aux vitesses de calcul avec volets sortis déterminées pour ces phases de vol, selon 525.335 e), et, avec les volets hypersustentateurs dans les positions correspondantes, l'avion est supposé être soumis à des manoeuvres et à des rafales symétriques. Les charges limites résultantes doivent correspondre aux conditions déterminées de la façon suivante :
   1. (1) Des manoeuvres jusqu'à un facteur de charge limite positif de 2,0; et
   2. (2) Des rafales positives et négatives d'une EAS de 25 pi/s agissant perpendiculairement à la trajectoire de vol en palier. Les charges de rafale résultantes qui s'exercent sur chaque partie de la structure doivent être déterminées par une analyse rationnelle. L'analyse doit prendre en compte les caractéristiques aérodynamiques instationnaires et les mouvements de corps rigide de l'avion. La forme de la rafale doit correspondre à celle décrite en 525.341a)(2) sauf que :
      
      U_ds = 25 pi/s EAS;
      
      H = 12,5 c; et
      
      c = corde géométrique moyenne de l'aile (pieds ).
2. b) L'avion doit être calculé pour les conditions prescrites au paragraphe a) de cette section, excepté que le facteur de charge de l'avion peut ne pas être supérieur à 1,0 en tenant compte, en tant que conditions appliquées séparément, des effets :
   1. (1) De souffle d'hélice correspondant à la puissance maximale continue aux vitesses de calcul avec volets sortis V_F, et avec la puissance de décollage à une vitesse non inférieure à 1,4 fois la vitesse de décrochage pour cette position de 1 volets particulière et pour la masse maximale correspondante; et
   2. (2) D'une rafale vent debout d'une vitesse de 25 pi/s (7,6 m/s) (EAS).
3. c) Si des volets ou des dispositifs hypersustentateurs similaires sont à utiliser dans les conditions en route avec les volets dans la position appropriée aux vitesses jusqu'à la vitesse de calcul volets sortis choisie pour ces conditions, l'avion est supposé être soumis à des manoeuvres et à des rafales symétriques, dans le domaine déterminé par :
   1. (1) des manoeuvres jusqu'à un facteur de charge limite positif prescrit selon 525.337b); et
   2. (2) les conditions de rafale verticale et de turbulence prescrites aux paragraphes 525.341a) et b).
      (en vigueur 2017/06/19)
4. d) L'avion doit être conçu pour avoir un facteur de charge de manoeuvre de 1,5g à la masse maximale de décollage lorsque les volets et autres dispositifs hypersustentateurs similaires sont en configuration d'atterrissage.

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

525.349 Conditions de roulis

L'avion doit être calculé pour les charges résultant des conditions de roulis spécifiées aux paragraphes a) et b) de cette section. Les moments aérodynamiques non équilibrés autour du centre de gravité doivent être contrés d'une manière rationnelle ou pénalisante en prenant en considération les masses principales fournissant les forces inertielles de réaction.

1. a) Manoeuvre. Les conditions, les vitesses, et les braquages d'ailerons (excepté que les braquages peuvent être limités par l'effort du pilote) doivent être considérés en combinaison avec un facteur de charge de l'avion égal à zéro, et aux deux tiers du facteur de manoeuvre positif utilisé dans, le calcul. Pour déterminer les braquages d'ailerons nécessaires, la flexibilité de l'aile en torsion doit être prise en considération conformément au 525.301 b) :
   1. (1) Les conditions correspondant à des vitesses de roulis stabilisées doivent être examinées. De plus, les conditions correspondant à l'accélération angulaire maximale doivent être examinées pour les avions ayant les moteurs, ou d'autres concentrations de masses à l'extérieur de fuselage. Pour les conditions d'accélération angulaire, une vitesse de roulis nulle peut être admise en l'absence d'une étude rationnelle du déroulement de la manoeuvre dans le temps.
   2. (2) À V_A un braquage brusque de l'aileron jusqu'à la butée est supposé.
   3. (3) À V_C, le braquage d'aileron doit être le braquage nécessaire pour produire un taux de roulis non inférieur à celui obtenu au sous-paragraphe (2) de ce paragraphe.
   4. (4) À V_D, le braquage d'aileron doit être la braquage nécessaire pour produire un taux de roulis non inférieur au tiers de celui obtenu au sous-paragraphe (2) de ce paragraphe.
2. b) Rafales dissymétriques. Il est supposé que l'avion est soumis à des rafales dissymétriques en vol en palier. Les charges limites résultantes doivent être déterminées soit de la charge aérodynamique de l'aile calculée directement de 525.241a), soit de la charge aérodynamique de l'aile maximale calculée indirectement à partir du facteur de charge verticale calculé de 525.241 a). Il est supposé également que la charge aérodynamique de l'aile agit à 100% sur un côté de l'avion et à 80% de l'autre côté.

(M. à j. 525-8)

525.351 Conditions de manoeuvre en lacet

L'avion doit être conçu pour les charges résultant des conditions spécifiées aux paragraphes a) à d) de cette section, à des vitesses allant de V_MC à V_D. Les moments aérodynamiques non équilibrés autour du centre de gravité doivent être contrés d'une manière rationnelle ou conservatrice, eu égard aux forces d'inertie de l'avion. Dans le calcul des charges sur l'empennage, il est permis de supposer que la vitesse de lacet est nulle.

1. a) L'avion étant en vol non accéléré à lacet nul, il est supposé que la commande de direction du poste de pilotage est brusquement déplacée jusqu'au braquage voulu de la gouverne, sous réserve des limitations suivantes :
   1. (1) le circuit de commande est en butée de la gouverne; ou
   2. (2) un effort du pilote limité à 300 livres de V_MC à V_A et à 200 livres de V_C/M_C à V_D/M_D, la variation étant linéaire entre V_A et V_C/M_C.
2. b) La commande de direction du poste de pilotage étant braquée de façon à maintenir en permanence le braquage maximal de la gouverne de direction à l'intérieur des limitations spécifiées au paragraphe a) de la présente section, il est supposé que l'avion se met en lacet jusqu'à l'angle de lacet qui en résulte.
3. c) L'avion ayant tourné autour de l'axe de lacet jusqu'à l'angle de dérapage statique, il est supposé que la commande de direction du poste de pilotage est maintenue de façon à donner le braquage maximal de la gouverne de direction à l'intérieur des limitations spécifiées au paragraphe a) de la présente section.
4. d) L'avion ayant tourné autour de l'axe de lacet jusqu'à l'angle de dérapage statique prévu au paragraphe c) de la présente section, il est supposé que la commande de direction du poste de pilotage est ramenée brusquement au neutre.

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

525.353 Conditions d’inversion de la commande de direction (en vigueur 2023/09/02)

Les avions dotés d’une ou de plusieurs surfaces de commande de direction assistées doivent être conçus pour supporter les charges, considérées comme extrêmes, découlant des conditions de manœuvre en lacet précisées aux points a) à e) de la présente section, à des vitesses comprises entre V_MC à V_c/M_c. Toute déformation permanente découlant de ces conditions de charge extrême ne doit pas empêcher la poursuite sécuritaire du vol et de l’atterrissage. Le demandeur doit évaluer ces conditions avec le train d’atterrissage rentré et les aérofreins (ainsi que les déporteurs lorsqu’ils sont utilisés comme aérofreins) rentrés.

Le demandeur doit évaluer les effets des volets, des flaperons ou de tout autre dispositif aérodynamique lorsque ces dispositifs sont utilisés comme volets, ainsi que les configurations becs sortis, dans des conditions de vol en route. Les moments aérodynamiques non équilibrés autour du centre de gravité doivent être contrés d’une manière rationnelle ou prudente selon les forces d’inertie de l’avion. Dans le calcul des charges sur l’avion, il est permis de supposer que la vitesse du mouvement de lacet est nulle. Le demandeur doit supposer un effort du pilote de 200 livres lorsqu’il évalue chacune des conditions suivantes :

• a) L’avion étant en vol non accéléré à lacet nul, la commande de direction du poste de pilotage est brusquement et entièrement déplacée jusqu’au braquage voulu de la gouverne, sous réserve de la limitation du circuit de commande ou des butées de gouverne.
• b) L’avion s’étant mis en lacet jusqu’à l’angle de dérapage maximal, la commande de direction du poste de pilotage est brusquement et entièrement déplacée dans la direction opposée, sous réserve de la limitation du circuit de commande ou des butées de gouverne.
• c) L’avion s’étant mis en lacet jusqu’à l’angle de dérapage maximal opposé, la commande de direction du poste de pilotage est brusquement et entièrement déplacée dans la direction opposée, sous réserve de la limitation du circuit de commande ou des butées de gouverne.
• d) L’avion s’étant mis en lacet jusqu’à l’angle de dérapage maximal suivant, la commande de direction du poste de pilotage est brusquement et entièrement déplacée dans la direction opposée, sous réserve de la limitation du circuit de commande ou des butées de gouverne.
• e) L’avion s’étant mis en lacet jusqu’à l’angle de dérapage maximal opposé, la commande de direction du poste de pilotage est ramenée brusquement en position neutre.

Conditions supplémentaires

525.361 Couple moteur et groupe auxiliaire de bord

(en vigueur 2017/06/19)

1. a) Pour les installations de moteur :
   (en vigueur 2017/06/19)
   1. (1) Chaque bâti-moteur, mât et structure de cellule de soutien adjacente doit être conçus pour les effets :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (i) d’un couple moteur limite correspondant à la puissance/poussée et, s’il y a lieu, à la vitesse d'hélice au décollage, avec application simultanée de 75% des charges limites résultant de la condition de vol A du 525.333 b);
         (en vigueur 2017/06/19)
      2. (ii) d’un couple moteur limite correspondant à la puissance/poussée et, s’il y a lieu, à la vitesse d'hélice maximales continues, avec application simultanée des charges limites résultant de la condition de vol du 525.333 b); et
         (en vigueur 2017/06/19)
      3. (iii) d’installations de turbopropulseurs seulement, en plus des conditions spécifiées aux sous-alinéas a)(1)(i) et (ii) du présent article, un couple moteur limite correspondant à la vitesse d'hélice et à la puissance de décollage, multiplié par un coefficient tenant compte d'un fonctionnement défectueux du système de commande de l'hélice, y compris une mise en drapeau rapide, avec application simultanée de charges de vol en palier de 1g. En l'absence d'une analyse rationnelle, un coefficient de 1,6 doit être utilisé.
         (en vigueur 2017/06/19)
   2. (2) Le couple moteur limite à considérer conformément à l’alinéa a)(1) du présent article doit être obtenue :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (i) pour les installations de turbopropulseurs, en multipliant le couple moyen du moteur correspondant à la puissance/poussée et à la vitesse de rotation 1,25; ou
         (en vigueur 2017/06/19)
      2. (ii) pour les autres moteurs à piston, le couple moteur limite doit être égal au couple maximum à l’accélération pour le cas en question.
         (en vigueur 2017/06/19)
   3. (3) Les bâtis-moteurs, les mâts, et les structures de cellule de soutien adjacentes doivent être conçus pour supporter des charges de vol en palier de 1g avec application simultanée des charges de couple moteur limite imposées par chacune des conditions suivantes à prendre en considération séparément :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (i) une décélération maximale brutale du moteur dû à un mauvais fonctionnement ou à un état anormal; et
         (en vigueur 2017/06/19)
      2. (ii) l’accélération maximale du moteur.
         (en vigueur 2017/06/19)
2. b) Pour les installations de groupes auxiliaires de bord, le bâti et la structure de cellule de soutien adjacente du groupe auxiliaire de bord doivent être calculés pour supporter des charges de vol en palier de 1g avec application simultanée des charges de couple moteur limite imposées par chacune des conditions suivantes à prendre en considération séparément :
   (en vigueur 2017/06/19)
   1. (1) une décélération maximale brutale du groupe auxiliaire de bord dû à un mauvais fonctionnement, à un état anormal, ou à une défaillance de structure;
      (en vigueur 2017/06/19)
   2. (2) l'accélération maximale du groupe auxiliaire de bord.
      (en vigueur 2017/06/19)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.362 Charges liées à une défaillance moteur

(en vigueur 2017/06/19)

1. a) Dans le cas des bâtis-moteurs, des mâts et des structures de cellule de soutien adjacentes, il faut tenir compte d’une charge extrême qui combine des charges de vol de 1g aux charges et vibrations dynamiques transitoires les plus critiques, déterminées au moyen d’une analyse dynamique, découlant de la défaillance d’une pale, d’un arbre, d’un roulement ou d’un soutien de roulement, ou d’un impact d’oiseau. Toute déformation permanente découlant de ces conditions de charte extrême ne doit pas empêcher la poursuite sécuritaire du vol et de l’atterrissage.
2. b) Les charges extrêmes découlant des conditions précisées au paragraphe a) du présent article doivent être :
   1. (1) multipliées par un facteur de 1,0 lorsqu’elles sont exercées sur un bâti-moteur et un mât;
   2. (2) multipliées par un facteur de 1,25 lorsqu’elles sont exercées sur une structure de cellule de soutien adjacente.

525.363 Charges latérales sur le support moteur et sur le support du groupe auxiliaire de bord

1. a) Chaque bâti de moteur et de groupe auxiliaire de bord ainsi que sa structure connexe doit être conçu de façon à bénéficier d'un facteur de charge dans le sens transversal pour la charge latérale exercée sur le bâti d'un moteur ou d'un groupe auxiliaire de bord qui soit au moins égal au facteur de charge maximal obtenu dans les conditions de lacet mais sans être inférieur à :
   1. (1) 1,33; ou
   2. (2) Un tiers du facteur de charge limite pour la situation de vol A, tel que prévu en 525.333 b).
2. b) La charge latérale prescrite au paragraphe a) de cette section peut être supposée indépendante des autres conditions de vol.

(M. à j. 525-8)

525.365 Charges dans les compartiments pressurisés

Pour chaque compartiment pressurisé ce qui suit s'applique :

1. a) La structure de l'avion doit être assez résistante pour supporter les charges de vol combinées avec les charges de pressions différentielles, variant de zéro jusqu'au tarage maximal de la soupape de surpression.
2. b) La répartition de la pression extérieure en vol, les concentrations d'efforts et les effets de la fatigue doivent être pris en considération.
3. c) Si des atterrissages peuvent être effectués, la cabine étant pressurisée, les charges à l'atterrissage doivent être combinées avec les charges de pressions différentielles variant de zéro jusqu'au maximum autorisé durant l'atterrissage.
4. d) La structure de l'avion doit être calculée pour être en mesure de supporter les charges de pressions différentielles correspondant au tarage maximal de la soupape de surpression multiplié par un coefficient de 1,33 dans les cas des avions devant être certifiés pour une utilisation à une altitude non supérieure à 45 000 pieds ou par un coefficient de 1,67 dans les cas des avions devant être certifiés pour une utilisation à une altitude supérieure à 45 000 pieds, en omettant les autres charges.
5. e) Toute structure, tout composant ou toute pièce, à l'intérieur ou à l'extérieur d'un compartiment pressurisé, dont la défaillance pourrait compromettre la poursuite sécuritaire du vol et de l'atterrissage doit être conçus pour résister aux effets d'une perte brutale de pression par une ouverture dans un compartiment quelconque, survenant à toute altitude d'utilisation et résultant de chacune des conditions suivantes : (en vigueur 2024/02/22)
   1. (1) La pénétration du compartiment par une partie d'un moteur à la suite de la désintégration d'un moteur;
   2. (2) Toute ouverture dans un compartiment pressurisé donné de dimensions allant jusqu'à H_o, exprimées en pieds carrés; toutefois, de petits compartiments peuvent être combinés à un compartiment pressurisé voisin, et les deux peuvent être considérés comme ne constituant qu'un seul compartiment dans le cas où l'on ne peut raisonnablement s'attendre à ce que les ouvertures soient limitées au petit compartiment. La valeur de H_o doit être calculée au moyen de la formule suivante :
      • H_o= PA_S
      • dans laquelle :
      • H_o = ouverture maximale en pi² , qui n’a pas besoin de dépasser 20 pi² ; (en vigueur 2024/02/22)
      • P = A_s/6 240 + 0,024;
      • A_s = section transvesale maximale de l'enveloppe pressurisée, perpendiculairement à l'axe longitudinal, en pi² et(en vigueur 2024/02/22)
   3. (3) L'ouverture maximale causée par des défaillances de l'avion ou des équipements, qui ne sont pas montrées comme extrêmement improbables.
6. f) En ce conformant aux exigences du paragraphe e) de la présente section, on peut tenir compte des caractéristiques de sûreté intégrée de la conception pour déterminer la probabilité de défaillance ou de pénétration et les dimensions probables des ouvertures, pourvu qu'on ait également envisagé le cas d'une mauvaise utilisation des dispositifs de fermeture ou celui d'une ouverture intempestive d'une porte ou d'une trappe. En outre, les charges résultant de la pression différentielle doivent être combinées de façon rationnelle et prudente aux charges de vol de 1 g et à toute charge résultant d'une dépressurisation en cas d'urgence. Ces charges peuvent être considérées comme étant des conditions limites; toutefois, toute déformation associée à ces conditions ne doit pas compromettre la poursuite sécuritaire du vol et de l'atterrissage. On peut aussi tenir compte de la perte de pression causée par les évents d'intercommunication entre les compartiments.
7. g)
   • (1) Sous réserve des dispositions prévues à l’alinéa (g)(2) de la présente section, les cloisons étanches, les planchers et les cloisons des cabines pressurisées doivent être conçus pour résister aux conditions précisées au paragraphe e) de la présente section. En outre, à la conception, il faut prendre des précautions raisonnables pour réduire au minimum le risque que des pièces se détachent et qu’elles blessent les passagers assis à leur place. (en vigueur 2024/02/22)
   • (2) Les cloisons de cabine adjacentes à l’ouverture précisée à l’alinéa (e)(2) de la présente section n’ont pas à être conçues pour remplir ces conditions, pourvu que : (en vigueur 2024/02/22)
     • (i) la défaillance de la cloison de cabine ne compromette pas la poursuite sécuritaire du vol et de l’atterrissage et; (en vigueur 2024/02/22)
     • (ii) la conception de la cloison de cabine permettant de remplir la condition précisée à l’alinéa (e)(2) de la présente section ne soit pas irréalisable. (en vigueur 2024/02/22)

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

525.367 Charges dissymétriques dues à une panne de moteur

1. a) L'avion doit être calculé pour les charges dissymétriques résultant de la panne du moteur critique. Les avions à turbo-propulseurs doivent être calculés pour les conditions suivantes en combinaison avec un simple défaut de fonctionnement du système limiteur de traînée de l'hélice, en tenant compte de l'action corrective probable du pilote sur les commandes de vol :
   1. (1) Aux vitesses comprises entre V_MC et V_D, les charges résultant de la panne de puissance à cause d'une interruption de débit de carburant, sont considérées comme étant les charges limites.
   2. (2) Aux vitesses comprises entre V_MC et V_D, les charges résultant du désaccouplement du compresseur moteur et de la turbine ou de la perte des aubes de turbines, sont considérées comme étant des charges extrêmes.
   3. (3) Le déroulement dans le temps de la perte progressive de la poussée et de la formation de traînée qui se produisent par suite des pannes moteurs prescrites, doit être justifié par essai ou par d'autres données applicables à la combinaison particulière : moteur-hélice.
   4. (4) La durée et l'ampleur de l'action corrective probable du pilote doit être estimée de façon pénalisante en prenant en considération les caractéristiques de la combinaison particulière : moteur-hélice avion.
2. b) L'action corrective du pilote peut être supposée entreprise à l'instant où la vitesse maximale de lacet est atteinte, mais pas plus tôt que deux secondes après la panne moteur. L'ampleur de l'action corrective peut être basée sur les efforts aux commandes spécifiés au 525.397 b) excepté que des efforts plus faibles peuvent être supposés, lorsqu'il est montré par analyse ou par essai que ces efforts peuvent contrôler le lacet et le roulis résultant des conditions prescrites de panne de moteur.

525.371 Charges gyroscopiques

La structure supportant tout moteur ou groupe auxiliaire de bord doit être conçue de façon à supporter les charges, y compris les charges gyroscopiques survenant dans les conditions prévues aux articles 525.331, 525.341, 525.349, 525.351, 525.473, 525.479 et 525.481, les moteurs ou les groupes auxiliaires de bord tournant au régime maximal des vitesses de rotation pertinent à la situation. Pour les fins du respect de la présente section, la manoeuvre en tangage prévue en 525.331c)(1) doit être effectuée jusqu'à ce que la limite du facteur de charge maximal positif de manoeuvre (point A₂ en 525.333b)) soit atteinte.
(en vigueur 2017/06/19)

(M. à j. 525-8)

525.373 Dispositifs de contrôle de vitesse

Si des dispositifs de contrôle de vitesse (tels que spoilers et volets de freinage) sont installés pour utilisation dans des conditions en route :

1. a) L'avion doit être calculé pour les manoeuvres symétriques prescrites aux articles 525.333 et 525.337, pour les manoeuvres de lacet prescrites à l’article 525.351 et dans les conditions de rafales verticales et latérales et de turbulence prescrites dans 525.341a) et b), et ce, pour chaque position des dispositifs et à la vitesse maximale correspondant à cette position; et
   (en vigueur 2017/06/19)
2. b) Si le dispositif possède des caractéristiques de fonctionnement ou de limitation de charge automatique l'avion doit être calculé pour les conditions de manoeuvres et de rafales prescrites au paragraphe a) de cette section, aux vitesses et aux positions correspondantes du dispositif que le mécanisme permet.

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

Charges sur les gouvernes et les commandes de vol

525.391 Charges sur les gouvernes : généralités

Les gouvernes doivent être calculées pour les charges limites résultant des conditions de vol des 525.331, 525.341a) et b), 525.349 et 525.351 en prenant en considération, les exigences pour ce qui suit :
(en vigueur 2017/06/19)

1. a) Charges parallèles à l'axe de charnière de la 525.393;
2. b) Effets des efforts pilote de la 525.397;
3. c) Effets des volets compensateurs de la 525.407;
4. d) Charges dissymétriques de la 525.427; et
5. e) gouvernes auxiliaires de la 525.445.

(M. à j. 525-8)

525.393 Charges parallèles à l'axe de charnière

1. a) Les gouvernes et les ferrures support-charnières doivent être calculées pour des charges d'inertie agissant parallèlement à l'axe de charnière.
2. b) En l'absence de données plus rationnelles, les charges d'inertie peuvent être supposées égales à kW, formule dans laquelle :
   1. (1) K = 24 pour les surfaces verticales;
   2. (2) K = 12 pour les surfaces horizontales; et
   3. (3) W = poids des surfaces mobiles, en livres (mg, en N).

525.395 Commandes de vol

1. a) Les commandes longitudinale, latérale, directionnelle et de freinage aérodynamique ainsi que leur structure-support doivent être calculées pour des charges correspondant à 125% des moments calculés de charnières des gouvernes mobiles, dans les conditions prescrites de la 525.391.
2. b) Les charges limites sur les commandes du paragraphe a) du présent article peuvent ne pas excéder les charges qui peuvent être produites par le (ou les) pilotes et par des dispositifs automatiques ou d'assistance agissant sur les commandes.
   (en vigueur 2017/06/19)
3. c) Les charges ne doivent pas être inférieures à celles qui résultent de l'application des efforts minimaux prescrits par le 525.397c).

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.397 Charges dans les commandes principales

1. a) Généralités. Les efforts pilote maximaux et minimaux spécifiés au paragraphe c) de cette section sont supposés agir sur les poignées ou manettes de commande appropriées (d'une manière simulant les conditions de vol) et contrés au point d'attache de la commande sur le guignol de la gouverne.
2. b) Effets des efforts pilote. Dans la condition de charge en vol des gouvernes, les charges aérodynamiques sur les surfaces mobiles et les braquages correspondants peuvent ne pas excéder ceux qui résulteraient en vol de l'application d'un effort pilote quelconque compris dans les plages spécifiées au paragraphe c) de cette section. Les deux tiers des valeurs maximales spécifiées pour l'aileron et la gouverne de profondeur, peuvent être utilisés si les moments de charnière des gouvernes sont basés sur les données fiables. En appliquant ce critère les effets des servo-mécanismes, des volets compensateurs et des ensembles pilotes automatiques, doivent être pris en considération.
3. c) Couples et efforts pilote limites. Les couples et efforts pilote limites sont les suivants :

Commande maximum	Couples et efforts limites	Couples ou efforts
Gauchissement :
Manche	100 lbs.	40 lbs.
Volant1	80 D po.-lbs.2	40 D po.-lbs.
Profondeur :
Manche	250 lbs.	100 lbs.
Volant (symétrique)	300 lbs.	100 lbs.
Volant (dissymétrique)3		100 lbs.
Direction	300 lbs.	130 lbs.
1 Les parties critiques de la commande de gauchissement doivent être calculées pour un effort tangentiel simple avec une valeur limite égale à 1,25 fois la force de couple déterminée d'après ces critères. 2 D = Diamètre du volant en pouces (en m). 3 Efforts dissymétriques doivent être appliqués en majeure partie à l'un des points de prise normale sur la périphérie du volant de commande.

525.399 Doubles commandes

1. a) Chaque système de double commande doit être calculé pour des pilotes exerçant leurs efforts en direction opposée, les efforts de chaque pilote n'étant pas inférieurs :
   1. (1) À 0,75 fois ceux obtenus selon la 525.395; ou
   2. (2) Aux efforts minimaux spécifiés au 525.397 c).
2. b) Le système de commande doit être calculé pour que, les efforts pilote étant appliqués dans le même sens, les efforts exercés par chaque pilote ne soient pas inférieurs à 0,75 fois ceux obtenus selon la 525.395.

525.405 Commandes secondaires

Les commandes secondaires, telles que commandes de freins de roues, de spoilers et de tabs doivent être calculées pour les efforts maximaux qu'un pilote est susceptible d'appliquer à ces commandes. Les valeurs suivantes peuvent être utilisées :

Commande		Effort limite du pilote
Divers : * manivelle, volant ou levier.		$\frac{1+R}{3}$ x 50 lbs., mais compris entre 50 livres (222 N) et l50 lbs (666 N) (valable pour tou angle inférieur ou égale à 20 ° par rapport au plan de la commande), avec R rayon en pouce (en m).
Torsion		133 po.-lbs (15 N.m).
Traction pousséel		Au choix du postulant.
* Ne concerne que les commandes de volets, de tab, de plan horizontal 1, de spoiler et de train d'atterrissage.

525.407 Effets des tabs commandés

Les effets des tabs commandés sur les conditions de calcul des gouvernes ne doivent être pris en compte que si les charges sur les surfaces sont limitées par l'effort pilote maximal. Dans ce cas, les tabs sont considérés être braqués dans la direction qui diminuerait l'effort pilote, et les braquages sont :

1. a) Pour les tabs de la gouverne de profondeur, ceux exigés pour compenser l'avion en tout point, à l'intérieur de la partie positive du diagramme de vol correspondant, du 525.333 b), sauf si ces braquages sont limités par les butées; et
2. b) Pour les tabs d'aileron et de gouverne de direction, ceux exigés pour compenser l'avion dans les conditions critiques de puissance et de chargement dissymétriques, avec marge appropriée pour les tolérances de montage.

525.409 Tabs

1. a) Tabs commandés. Les tabs commandés doivent être calculés pour supporter les charges résultant de toutes les combinaisons probables de réglage du tab, de la position de la commande de vol principale et de la vitesse de l'avion (pouvant être obtenues sans dépasser les conditions de charge en vol prescrites pour l'ensemble de l'avion), lorsque l'effet du tab est contré par des efforts pilote ne dépassant pas les efforts définis au 525.397 b).
2. b) Tabs automatiques. Les tabs automatiques doivent être calculés pour des braquages correspondant aux conditions de charge de la gouverne principale.
3. c) Servo-tabs. Les servo-tabs doivent être calculés pour les braquages correspondant aux conditions de charge de la gouverne principale pouvant être obtenues dans la limite de l'effort de manoeuvre du pilote, en tenant compte d'une opposition possible des tabs commandés.

525.415 Conditions de rafale au sol

1. a) Les commandes longitudinale, latérale, directionnelle et de freinage aérodynamique ainsi que leur structure-support doivent être calculées pour des charges correspondant à 125% des moments calculés de charnières des gouvernes mobiles, dans les conditions prescrites de la 525.391.
2. (b) Les charges limites sur les commandes du paragraphe a) du présent article peuvent ne pas excéder les charges qui peuvent être produites par le (ou les) pilotes et par des dispositifs automatiques ou d'assistance agissant sur les commandes.
   (en vigueur 2017/06/19)

    

3. c) Les charges ne doivent pas être inférieures à celles qui résultent de l'application des efforts minimaux prescrits par le 525.397c).
   1. a) Généralités. Les efforts pilote maximaux et minimaux spécifiés au paragraphe c) de cette section sont supposés agir sur les poignées ou manettes de commande appropriées (d'une manière simulant les conditions de vol) et contrés au point d'attache de la commande sur le guignol de la gouverne.
   2. b) Effets des efforts pilote. Dans la condition de charge en vol des gouvernes, les charges aérodynamiques sur les surfaces mobiles et les braquages correspondants peuvent ne pas excéder ceux qui résulteraient en vol de l'application d'un effort pilote quelconque compris dans les plages spécifiées au paragraphe c) de cette section. Les deux tiers des valeurs maximales spécifiées pour l'aileron et la gouverne de profondeur, peuvent être utilisés si les moments de charnière des gouvernes sont basés sur les données fiables. En appliquant ce critère les effets des servo-mécanismes, des volets compensateurs et des ensembles pilotes automatiques, doivent être pris en considération.
   3. c) Couples et efforts pilote limites. Les couples et efforts pilote limites sont les suivants :
   1. a) Chaque système de double commande doit être calculé pour des pilotes exerçant leurs efforts en direction opposée, les efforts de chaque pilote n'étant pas inférieurs :
      1. (1) À 0,75 fois ceux obtenus selon la 525.395; ou
      2. (2) Aux efforts minimaux spécifiés au 525.397 c).
   2. b) Le système de commande doit être calculé pour que, les efforts pilote étant appliqués dans le même sens, les efforts exercés par chaque pilote ne soient pas inférieurs à 0,75 fois ceux obtenus selon la 525.395.
   1. a) Pour les tabs de la gouverne de profondeur, ceux exigés pour compenser l'avion en tout point, à l'intérieur de la partie positive du diagramme de vol correspondant, du 525.333 b), sauf si ces braquages sont limités par les butées; et
   2. b) Pour les tabs d'aileron et de gouverne de direction, ceux exigés pour compenser l'avion dans les conditions critiques de puissance et de chargement dissymétriques, avec marge appropriée pour les tolérances de montage.
   1. a) Tabs commandés. Les tabs commandés doivent être calculés pour supporter les charges résultant de toutes les combinaisons probables de réglage du tab, de la position de la commande de vol principale et de la vitesse de l'avion (pouvant être obtenues sans dépasser les conditions de charge en vol prescrites pour l'ensemble de l'avion), lorsque l'effet du tab est contré par des efforts pilote ne dépassant pas les efforts définis au 525.397 b).
   2. b) Tabs automatiques. Les tabs automatiques doivent être calculés pour des braquages correspondant aux conditions de charge de la gouverne principale.
   3. c) Servo-tabs. Les servo-tabs doivent être calculés pour les braquages correspondant aux conditions de charge de la gouverne principale pouvant être obtenues dans la limite de l'effort de manoeuvre du pilote, en tenant compte d'une opposition possible des tabs commandés.
   1. a) Le système des commandes de vol et des gouvernes doit être conçu pour les charges limites exercées lorsque l’avion est soumis à une rafale au sol de 65 nœuds soufflant dans n’importe quelle direction alors que l’avion circule au sol et lorsqu’il est stationné. Dans le cas des avions équipés de dispositifs de verrouillage des commandes contre les rafales, la condition de circulation au sol doit être évaluée avec les commandes verrouillées et déverrouillées, et la condition de stationnement doit être évaluée avec les commandes verrouillées.
      (en vigueur 2017/06/19)
   2. b) Il est permis de supposer que les charges exercées sur le circuit des commandes et les gouvernes découlant d’une rafale au sol sont des charges statiques, et les moments de charnière H doivent être calculés au moyen de la formule suivante :
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      $\text{H = K }\left(1/2\right){\mathrm{\rho }}_o{\mathrm{V}}^2\mathrm{ \; c} \mathrm{S}$
      
      où
      
      K = facteur limite de charnière pour les rafales au sol dérivé du paragraphe c) du présent article;
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      ${\mathrm{\rho }}_o$ = masse volumique de l’air au niveau de la mer = 0.0023769 (pi³);
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      V = (65 vitesse du vent en noeuds);
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      S = surface de la gouverne en arrière de l'axe de charnière;
      (en vigueur 2017/06/19)
      
      c = corde aérodynamique moyenne de la gouverne en arrière de l'axe de charnière.
      (en vigueur 2017/06/19)
   3. c) Le facteur K du moment de charnière pour les rafales au sol doit provenir du tableau suivant :
      (en vigueur 2017/06/19)

       

      Surface	K	Position des commandes
      (1) Gauchissement	0,75	Commande bloquée ou fixée à mi-course.
      (2) Gauchissement	*±0,50	Ailerons en butée.
      (3) Profondeur	*±0,75	Gouverne à fond à piquer.
      (4) Profondeur	*±0,75	Gouverne à fond à cabrer.
      (5) Direction	0,75	Gouverne en position neutre.
      (6) Direction	0,75	Gouverne en butée.
      *Une valeur positive K indique un moment tendant à abaisser la gouverne, une valeur négative K indique un moment tendant à lever la gouverne.

   4. d) Le moment calculé de charnière du paragraphe b) du présent article doit être utilisé pour déterminer les charges limites découlant des conditions de rafale au sol pour la gouverne. Un coefficient de 1,25 doit être appliqué aux moments calculés de charnière pour calculer les charges limites du circuit des commandes.
      (en vigueur 2017/06/19)
   5. e) Aux endroits où la flexibilité du circuit des commandes est telle que la vitesse d’application de la charge dans les conditions de rafale au sol risque de produire des contraintes transitoires sensiblement plus élevées que celles correspondant aux charges statiques, en l’absence d’une analyse rationnelle à l’appui d’un coefficient dynamique différent, un coefficient additionnel de 1,6 doit être appliqué aux charges du circuit des commandes du paragraphe d) du présent article afin d’obtenir les charges limite. Si une analyse rationnelle est utilisée, le coefficient additionnel doit être d’au moins 1,2.
      (en vigueur 2017/06/19)
   6. f) Lorsque le verrouillage des commandes est activé, les gouvernes, les dispositifs de verrouillage du circuit des commandes et toute partie du circuit des commandes entre les gouvernes et les dispositifs de verrouillage doivent être conçus en fonction des charges limites résultantes. Lorsque des dispositifs de verrouillage des commandes ne sont pas fournis, les gouvernes, les dispositifs de verrouillage les plus près des gouvernes et les parties du circuit des commandes entre les gouvernes et les dispositifs de verrouillage doivent être conçus en fonction des charges limites résultantes. Si la conception du circuit des commandes fait en sorte qu’une partie du circuit des commandes peut heurter les butées en raison de la flexibilité, les charges d’impact résultantes doivent être prises en compte pour calculer les charges limites découlant d’une rafale au sol.
      (en vigueur 2017/06/19)
   7. g) Dans le cas d’un avion qui circule au sol avec les dispositifs de verrouillage des commandes désactivés, ou si des dispositifs de verrouillage des commandes ne sont pas fournis, les exigences suivantes sont applicables :
      (en vigueur 2017/06/19)
      1. (1) Les gouvernes, les butées du circuit des commandes les plus proches des gouvernes, et toute partie du circuit des commandes entre les gouvernes et les butées doivent être conçues en fonction des charges limites résultantes.
      2. (2) Les parties du circuit des commandes entre les butées les plus proches des gouvernes et les commandes du poste de pilotage doivent être conçues en fonction des charges limites résultantes, mais les parties du circuit des commandes sur lesquelles le pilote réagit aux charges ne devraient pas dépasser :
         1. (i) les charges correspondant aux charges pilote maximales du paragraphe 525.397c) pour chaque pilote seul; ou
         2. (ii) 0,75 fois ces charges maximales pour chaque pilote, lorsque les efforts pilote sont appliqués dans la même direction.
   8. (M. à j. 525-3 (91-11-01))
      (M. à j. 525-8)

525.427 Charges dissymétriques

1. a) Dans le calcul de l'avion pour les conditions de rafales latérales, et les manoeuvres de lacet et de roulis, il faut prendre en compte les charges dissymétriques sur l'empennage résultant des effets comme le souffle d'hélice et l'interférence aérodynamique avec l'aile, la dérive et les autres gouvernes.
2. b) Il est supposé que l'empennage horizontal est soumis à des conditions de charge dissymétriques déterminées de la façon suivantes :
   1. (1) 100% de la charge maximale résultant des conditions de manoeuvres symétriques de 525.331 et des conditions de rafales verticales de 525.341a) peuvent être supposés agir sur la gouverne, d'un côté du plan de symétrie; et
   2. (2) 80% de ces charges peuvent être supposés agir de l'autre côté.
3. c) Pour les dispositions d'empennage dans lesquelles les surfaces de l'empennage horizontal ont un dièdre supérieur à plus ou moins 10 degrés, ou sont supportées par les surfaces de l'empennage vertical, les surfaces et la structure support doivent être calculées pour les vitesses de rafale stipulées en 525.341a) qui s'exercent dans tous les sens perpendiculairement à la trajectoire de vol.
4. d) Il faut prendre en compte la charge dissymétrique sur l'empennage provoquée par les conditions de tremblement de 525.305e).

(M. à j. 525-8)

525.445 Gouvernes auxiliaires

1. a) Lorsque ce facteur est significatif, il faut tenir compte de l'influence aérodynamique entre les gouvernes auxiliaires, comme les dérives en dehors du plan de symétrie et les ailettes de bout d'aile, ainsi que leur structure support, pour chaque condition de charge y compris les manoeuvre de tangage, de roulis et de lacet, ainsi que les vitesses de rafale stipulées en 525.341a) qui s'exercent dans tous les sens perpendiculairement à la trajectoire de vol.
2. b) Pour tenir compte de la charge dissymétrique lorsque les dérives en dehors du plan de symétrie s'étendent au-dessus et au-dessous de l'empennage horizontal, la charge critique sur l'empennage vertical (charge par unité de surface), déterminée selon la 525.391, doit être également appliquée de la façon suivante :
   1. (1) 100% à la surface des empennages verticaux située au-dessus (ou au-dessous) de l'empennage horizontal.
   2. (2) 80% à la surface située au-dessous (ou au-dessus) de l'empennage horizontal.

(M. à j. 525-8)

525.457 Volets d'aile

Les volets d'ailes, leurs mécanismes de fonctionnement et leurs structures-supports doivent être calculés pour des charges critiques se produisant dans les conditions prescrites dans la 525.345, en tenant compte des charges se produisant pendant le passage d'une position de volet à une autre position et d'une vitesse à une autre vitesse.

525.459 Dispositifs spéciaux

Les charges pour les dispositifs spéciaux utilisant des surfaces aérodynamiques (telles que volets obturateurs de fentes, becs et spoilers), doivent être déterminées à partir de données d'essais.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

Charges au sol

525.471 Généralités

1. a) Charges et équilibre. Pour les charges limites au sol :
   1. (1) Les charges limites au sol obtenues selon ce sous-chapitre sont considérées être des forces extérieures appliquées à la structure de l'avion; et
   2. (2) Dans chaque condition de charge au sol spécifiée, les charges extérieures doivent être placées en équilibre avec les charges d'inertie linéaires et angulaires, d'une manière rationnelle ou pénalisante.
2. b) Centrages critiques. Les centrages critiques à l'intérieur du domaine pour lequel la certification est demandée, doivent être choisis de manière que les charges maximales de calcul soient obtenues sur chaque élément du train d'atterrissage. Les positions de centrage avant et arrière, vertical et latéral de l'avion doivent être considérées. Des déplacements latéraux du centre de gravité à partir de l'axe avion qui se traduiraient par des charges dans le train principal non supérieures à 103% de la charge de calcul critique pour des conditions de charge symétrique, peuvent être choisis, sans tenir compte des effets de ces déplacements latéraux du centre de gravité sur la charge des éléments du train principal, ou sur la structure de l'avion, à condition que :
   1. (1) Le déplacement latéral du centre de gravité résulte d'une répartition occasionnelle des passagers ou du fret à l'intérieur du fuselage, ou d'une charge ou consommation dissymétrique occasionnelle de carburant; et
   2. (2) Des consignes appropriées de chargement pour des charges occasionnelles pouvant être réparties, soient incluses conformément aux dispositions du 525.1583 c) (2), pour être sûr que le déplacement latéral du centre de gravité est maintenu à l'intérieur de ces limites.
3. c) Données dimensionnelles du train d'atterrissage. La figure (1) de l'apppendice A contient les données dimensionnelles de base du train d'atterrissage.

525.473 Conditions de charges à l'atterrissage et hypothèses

1. a) Pour les conditions d'atterrissage spécifiées de 525.479 à 525.485, il est supposé que l'avion prend contact avec le sol :
   1. (1) Dans les assiettes définies en 525.479 et 525.481;
   2. (2) Avec une vitesse limite de descente de 10 pi/s à la masse de calcul à l'atterrissage (la masse maximale dans les conditions d'atterrissage à la vitesse maximale de descente); et
   3. (3) Avec une vitesse limite de descente de 6 pi/s, à la masse de calcul au décollage (la masse maximale dans les conditions d'atterrissage à une vitesse de descente réduite).
   4. (4) Les vitesses de descente prescrites peuvent être modifiées s'il est montré que l'avion possède des particularités de conception qui lui interdisent d'atteindre ces vitesses.
2. b) La portance de l'avion, n'excédant pas la masse de l'avion, peut être supposée exister à moins que la présence de systèmes ou de procédures ne réduise de façon significative la portance.
3. c) La méthode d'analyse des charges sur l'avion et le train d'atterrissage doit tenir compte au minimum des éléments suivants :
   1. (1) Les caractéristiques dynamiques du train d'atterrissage.
   2. (2) La mise en rotation des roues et la réaction élastique.
   3. (3) La réaction inhérente à la rigidité.
   4. (4) La réaction dynamique de la structure de la cellule, si elle est significative.
4. d) Les caractéristiques dynamiques du train d'atterrissage doivent être validées au moyen des essais définis à l'alinéa 525.723a).
   (modifié 2001/10/01)
5. e) Le coefficient de frottement entre les pneus et le sol peut être établi en prenant en compte les effets de la vitesse de patinage et de la pression des pneus. Toutefois, ce coefficient de frottement n'a pas à être supérieur à 0,8.

(M. à j. 525-8)

525.477 Disposition du train d'atterrissage

Les sections 525.479 à 525.485 s'appliquent aux avions ayant une disposition classique du train d'atterrissage principal et auxiliaire avant ou principal et auxiliaire arrière, lorsque des techniques normales de fonctionnement sont utilisées.

525.479 Conditions d'atterrissage en ligne de vol

1. a) En ligne de vol, l'avion est supposé contacter le sol à des composantes de vitesse vers l'avant comprises entre VL1 et 1,25 VL2 parallèlement au sol, et être soumis aux facteurs de charge prescrits en 525.473 avec :
   1. (1) V_L1 égale à V_SO(TAS) à la masse à l'atterrissage appropriée et dans des conditions standard au niveau de la mer; et
   2. (2) V_L2 égale à V_SO (TAS) à la masse à l'atterrissage et aux altitudes appropriées avec une température de temps chaud de 41°F (23°C) au-dessus de la température standard.
   3. (3) Les effets de vitesses accrues à l'impact doivent être analysés si l'on souhaite obtenir l'approbation de faire des atterrissages par vent arrière de plus de 10 noeuds.
2. b) Pour l'assiette d'atterrissage en ligne de vol des avions à atterrisseur auxiliaire arrière, les conditions spécifiées dans cette section doivent être analysées, avec la ligne de référence longitudinale de l'avion horizontale, conformément à la figure 2 de l'appendice A de cette partie.
3. c) Pour l'assiette d'atterrissage en ligne de vol, des avions à atterrisseur auxiliaire avant, illustrés en figure 2 de l'appendice A de cette partie, les conditions spécifiées dans cette section doivent être analysées en supposant les assiettes suivantes :
   1. (1) Une assiette à laquelle les roues principales sont supposées entre en contact avec le sol, avec la roue avant juste décollée du sol; et
   2. (2) S'il est raisonnablement possible de l'atteindre aux vitesses de descente et vers l'avant spécifiées, une assiette à laquelle les roues avant et principales sont supposées entrer simultanément en contact avec le sol.
4. d) En plus des conditions de charge prescrites au paragraphe a) de la présente section, mais en tenant compte des réactions verticales maximales au sol calculées à partir du paragraphe a), les conditions suivantes s'appliquent :
   1. (1) Le train d'atterrissage et la structure de fixation directement concernée doivent être conçus pour supporter la réaction verticale maximale au sol combinée à une composante de résistance arrière égale au moins à 25 % de cette réaction verticale maximale au sol.
   2. (2) Il faut tenir compte de la combinaison la plus pénalisante de charges susceptibles de se produire pendant un atterrissage avec dérive latérale. En l'absence d'une analyse plus rationnelle de cette situation, les éléments suivants devraient être examinés :
      1. (i) Une charge verticale égale à 75 % de la réaction maximale au sol prévue en 525.473 doit être prise en compte en combinaison avec des charges arrière et latérale ayant respectivement 40 % et 35 % de cette charge verticale.
      2. (ii) Il doit être supposé une compression de l'amortisseur et du pneu égale à 75 % de la compression correspondant à la réaction maximale au sol prévue en 525.473a)(2). Il n'y a pas à prendre en compte cette charge en combinaison avec des pneus à plat.
   3. (3) La combinaison des composantes verticale et arrière est supposée s'exercer dans l'axe des essieux de roues.

(M. à j. 525-8)

525.481 Conditions d'atterrissage en cabré

1. a) Dans l'assiette en cabré, l'avion est supposé contacter le sol à des composantes de vitesse vers l'avant comprises entre VL1 et VL2 parallèlement au sol, et il est soumis aux facteurs de charge prescrits en 525.473, avec :
   1. (1) V_L1 égale à V_SO(TAS) à la masse à l'atterrissage appropriée et dans les conditions standard au niveau de la mer; et
   2. (2) V_L2 égale à V_SO (TAS) à la masse à l'atterrissage et aux altitudes appropriées à une température de temps chaud de 41°F (23°C) au-dessus du standard. La combinaison des composantes verticale et de traînée spécifiées au 525.479 c) (1) et
   3. (3) La combinaison des composantes verticale et arrière est supposée s'exercer dans l'axe des essieux de roues.
2. b) Pour la condition d'atterrissage en cabré des avions avec roues de queue, les roues principales et de queue sont supposées contacter le sol simultanément conformément à la figure 3 de l'appendice A. Les conditions de réaction du sol sur la roue arrière sont supposées agir :
   1. (1) Verticalement; et
   2. (2) Vers le haut et vers l'arrière par l'intermédiaire de l'essieu, à 45 degrés de la référence sol.
3. c) Pour la condition d'atterrissage en cabré des avions avec train auxiliaire avant, l'avion est supposé occuper une assiette correspondant soit à l'angle de décrochage, soit à l'angle maximal, permettant une garde au sol de chacune des parties de l'avion autres que les roues principales, conformément à la figure 3 de l'appendice A, en préférant le plus faible de ces deux angles.

(M. à j. 525-8)

525.483 Conditions d'atterrissage sur un atterrisseur

Dans une situation d'atterrissage sur une roue, l'avion est supposé être en ligne de vol et contacter le sol d'un seul côté du train d'atterrissage principal, conformément à la figure 4 de l'appendice A du présent chapitre. Dans cette assiette :

1. a) Les réactions su sol doivent être les mêmes que celles obtenues par ce côté en vertu de 525.479d)(1), et
2. b) Chaque charge extérieure non équilibrée doit être contrée par l'inertie de l'avion d'une manière rationnelle ou pénalisante.

(M. à j. 525-8)

525.485 Conditions de charges latérales

En plus de 525.479d)(2), les situations suivantes doivent être prises en compte :

1. a) Dans la condition de charges latérales l'avion est supposé être en ligne de vol, les roues principales seules contactant le sol, conformément à la figure 5 de l'appendice A.
2. b) Des charges latérales égales à 0,8 fois la réaction verticale (sur un côté), agissant vers l'intérieur, et à 0,6 fois la réaction verticale (sur l'autre côté), agissant vers l'extérieur, doivent être combinées à la moitié des réactions verticales maximales du sol obtenues dans des conditions d'atterrissage en ligne de vol. Ces charges sont supposées être appliquées aux points de contact avec le sol et supportées par l'inertie de l'avion. Les charges de traînée peuvent être supposées nulles.

(M. à j. 525-8)

525.487 Condition de rebond à l'atterrissage

1. a) Le train d'atterrissage et sa structure-support doivent faire l'objet d'une investigation relative aux charges se produisant durant le rebond de l'avion, sur le sol.
2. b) Le train d'atterrissage étant complètement sorti et non en contact avec le sol, un facteur de charge de 20,0 doit agir sur les masses non suspendues du train d'atterrissage.

Ce facteur de charge doit agir dans la direction du mouvement des masses non suspendues lorsqu'elles atteignent leurs positions limites en extension, par rapport aux parties suspendues du train d'atterrissage.

525.489 Conditions de manoeuvre au sol

Sauf indication contraire, la structure du train d'atterrissage et de l'avion doit faire l'objet d'une investigation relative aux conditions des 525.491 à 525.509, l'avion étant à la masse de calcul au parking (masse maximale pour les conditions de manoeuvre au sol). Aucune portance de la voilure ne peut être considérée. Les amortisseurs et les pneus peuvent être supposés dans leur position statique.

525.491 Roulement au sol, au décollage et à l'atterrissage

À l'intérieur des plages de vitesses au sol appropriées et de masses approuvées, la structure et le train d'atterrissage de l'avion sont supposés être soumis à des charges au moins égales à celles obtenues lorsque l'avion utilise la surface la plus raboteuses que l'on puisse s'attendre à rencontrer en exploitation normale.

(M. à j. 525-8)

525.493 Conditions de roulement avec freinage

1. a) Un avion à atterrisseur auxiliaire arrière est supposé être en ligne de vol avec la charge appliquée sur les roues principales, conformément à la figure 6 de l'appendice A. Le facteur de charge verticale limite est de 1,2 à la masse de calcul à l'atterrissage, et de 1,0 à la masse de calcul au parking. Une réaction de traînée égale à la réaction verticale multipliée par un coefficient de frottement de 0,8 doit être combinée avec la réaction verticale du sol et appliquée au point de contact avec le sol.
2. b) Pour un avion à atterrisseur auxiliaire avant, le facteur de charge verticale limite est de 1,2 à la masse de calcul à l'atterrissage et de 1,0 à la masse de calcul au parking. Une réaction de traînée égale à la réaction verticale multipliée par un coefficient de frottement de 0,8, doit être combinée avec la réaction verticale, et appliquée au point de contact avec le sol, de chaque roue équipée de frein. Les deux assiettes suivantes conformément à la figure 6 de l'appendice A, doivent être prises en considération :
   1. (1) En ligne de vol, les roues contactant le sol et les charges réparties entre les atterrisseurs principaux et avant. Une accélération de tangage nulle, est supposée.
   2. (2) En ligne de vol, avec seulement le train principal contactant le sol et le moment de tangage supporté par l'accélération angulaire.
3. c) Une réaction de traînée inférieure à celle qui est prescrite dans le présent article peut être utilisée s'il est prouvé qu'une force de traînée efficace de 0,8 fois la réaction verticale ne peut être atteinte sous n'importe quelle condition de charge probable.
4. d) Un avion équipé d'un atterrisseur avant doit être conçu pour résister à des charges produites par le mouvement de tangage dynamique de l'avion causée par une brusque application de la force de freinage maximale. L'avion est considéré comme étant à la masse de calcul au décollage, l'atterrisseur avant et l'atterrisseur principal étant en contact avec le sol, et selon un facteur de charge verticale permanent de 1,0. La réaction permanente de l'atterrisseur avant doit être combinée à la réaction verticale maximale par paliers de l'atterrisseur avant, causée par la brusque application d'une force de freinage maximale, comme le décrivent les paragraphes b) et c) de cet article.
5. e) En l'absence d'une analyse plus rationnelle, la réaction verticale de l'atterrisseur avant décrite dans le paragraphe d) du présent article doit être calculée au moyen de la formule suivante :
   
   ${\mathrm{V}}_{\mathrm{N} }= \frac{{\mathrm{W}}_{\mathrm{T}}}{\mathrm{A}+\mathrm{B}}\left[\mathrm{B}+\frac{\mathrm{f}\mu \mathrm{AE}}{\mathrm{A}+\mathrm{B}+\mu \mathrm{E}}\right]$
   
   où :
   
   V_N = réaction verticale de l'atterrisseur avant
   
   W_T = masse de calcul au décollage
   
   A = distance horizontale entre le centre de gravité de l'avion et l'atterrisseur avant
   
   B = distance horizontale entre le centre de gravité de l'avion et la ligne joignant le centre des roues principales
   
   E = hauteur du centre de gravité de l'avion au-dessus du sol au repos à 1,0 g
   
   μ = coefficient de frottement de 0,80.
   
   f = facteur de réponse dynamique; 2,0 doit être utilisé à moins qu'un facteur inférieur puisse être justifié. En l'absence d'autres données, le facteur de réponse dynamique f peut être défini au moyen de l'équation suivante :
   
   $\mathrm{f}=1+\exp \left(\frac{-\pi \xi }{\sqrt{1-{\mathrm{\xi }}^2}}\right)$
   
   où :
   
   $\mathrm{\xi }$ est le rapport d'amortissement critique efficace du mode de tangage d'un corps rigide autour du point de contact efficace au sol de l'atterrisseur principal.

(M. à j. 525-8)

525.495 Virage

Dans la position statique conformément à la figure 7 de l'appendice A, l'avion est supposé exécuter un virage stable par braquage du train avant ou par application d'une puissance différentielle suffisante, de façon que les facteurs de charge limites appliqués au centre de gravité soient de 1,0 dans le sens vertical et de 0,5 dans le sens latéral. La réaction latérale au sol de chaque roue doit être 0,5 fois la réaction verticale.

525.497 Effet de lacet de la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière

1. a) Une réaction verticale du sol, égale à la charge statique sur la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière, combinée à une composante latérale d'égale amplitude, est supposée.
2. b) S'il existe un pivot, la roue de l'atterrisseur auxiliaire arrière est supposée pivoter de 90° par rapport à l'axe longitudinal de l'avion, avec la charge résultante passant par l'essieu.
3. c) S'il existe un verrou, un dispositif d'orientation, ou un amortisseur de shimmy, la roue de l'atterrisseur arrière est également supposée être dans la position de dérive, la charge latérale agissant alors au point de contact avec le sol.

525.499 Effet de lacet et orientation de la roue de l'atterrisseur auxiliaire avant

1. a) Un facteur de charge verticale de 1,0 au centre de gravité de l'avion, et une composante latérale au point de contact de la roue avant avec le sol égale à 0,8 fois la réaction verticale du sol en ce point, sont supposés.
2. b) L'avion étant supposé en équilibre statique avec les charges résultant de l'utilisation des freins sur un côté du train d'atterrissage principal, le train auxiliaire avant, sa structure de fixation et la structure du fuselage en avant du centre de gravité doivent être conçus pour les charges suivantes :
   1. (1) Un facteur de charge verticale au centre de gravité de 1,0.
   2. (2) Une charge agissant vers l'avant, au centre de gravité de l'avion, égale à 0,8 fois la charge verticale sur un atterrisseur principal.
   3. (3) Les charges latérales et verticales au point de contact avec le sol de l'atterrisseur auxiliaire avant qui sont nécessaires pour un équilibre statique.
   4. (4) Un facteur de charge latérale nul au centre de gravité.
3. c) Si les charges prescrites au paragraphe b) de cette section se traduisent par une charge latérale sur l'atterrisseur auxiliaire avant supérieure à 0,8 fois la charge verticale sur l'atterrisseur auxiliaire avant la charge latérale de calcul sur l'atterrisseur auxiliaire avant peut être limitée à 0,8 fois la charge verticale, avec des moments de lacet non équilibrés censés être supportés par les forces d'inertie de l'avion.
4. d) Pour des éléments autres que le train auxiliaire avant, sa structure-support et la structure avant du fuselage, les conditions de charge sont celles prescrites au paragraphe b) de cette section, excepté que :
   1. (1) Une réaction de traînée inférieure peut être utilisée si une force de traînée effective de 0,8 fois la réaction verticale ne peut être atteinte dans aucune condition de charge vraisemblable; et
   2. (2) La charge agissant vers l'avant, au centre de gravité, peut ne pas dépasser la réaction de traînée maximale, sur un atterrisseur principal, déterminée conformément au 525.493 b).
5. e) Avec l'avion à la masse de calcul sur l'aire de stationnement et l'atterrisseur auxiliaire avant dans n'importe quelle position de braquage, l'application combinée du couple de braquage total normal et d'une force verticale égale à 1,33 fois la réaction statique maximale sur l'atterrisseur auxiliaire avant, doit être prise en compte dans la conception de l'atterrisseur auxiliaire avant, de sa structure de fixation et de la structure avant du fuselage.

(M. à j. 525-8)

525.503 Pivotement

1. a) L'avion est supposé pivoter autour d'un côté du train principal avec les freins serrés de ce côté. Le facteur de charge verticale limite doit être de 1,0 et le coefficient de frottement, de 0,8.
2. b) L'avion est supposé être en équilibre statique, les charges étant appliquées aux points de contact avec le sol, conformément à la figure 8 de l'appendice A.

525.507 Freinage inversé

1. a) L'avion doit occuper une assiette "trois points" au sol sous charge statique. Des réactions horizontales parallèles au sol et dirigées vers l'avant doivent être appliquées au point de contact avec le sol de chaque roue munie de freins. Les charges limites doivent être égales à 0,55 fois la charge verticale sur chaque roue, ou à la charge développée par 1,2 fois la valeur maximale du couple de freinage nominal statique, en préférant la plus faible de ces valeurs.
2. b) Pour les avions à atterrisseur auxiliaire avant, le moment de tangage doit être équilibré par les forces d'inertie en rotation.
3. c) Pour les avions à atterrisseur auxiliaire arrière, la résultante des réactions du sol doit passer par le centre de gravité de l'avion.

525.509 Charges de remorquage

1. a) Les charges de remorquage spécifiées au paragraphe d) de cette section, doivent être considérées séparément. Ces charges doivent être appliquées aux ferrures de remorquage et doivent agir parallèlement au sol. De plus :
   1. (1) Un facteur de charge verticale égal à 1,0 doit être considéré comme agissant au centre de gravité;
   2. (2) Les amortisseurs de train et les pneumatiques doivent occuper les positions statiques; et
   3. (3) Avec W_T (ou m_D) comme masse de calcul au parking la charge de remorquage F_TOW en lb (ou en N) est :
      1. (i) 0,3 W_T (0,3 m_R g) pour W_T inférieur à 30 000 lb (13 600 kg);
      2. (ii) (6 W_T + 450,000)/70 pour W_T pour W_T (ou m_R) compris entre 30 000 et 100 000 lb (13 600 et 45 500 kg); et
      3. (iii) 0,15 W_T (0,15 m_R g)pour W_T (ou m_R) supérieur à 100 000 lb (45 000 kg).
2. b) Pour les points de remorquage non situés sur le train d'atterrissage, mais près du plan de symétrie de l'avion, les composantes de traînée et latérale de charge de remorquage spécifiées pour l'atterrisseur auxiliaire, sont applicables. Pour les points de remorquage situés à l'extérieur du train principal les composantes de traînée et latérale de charge de remorquage spécifiées pour le train principal, sont applicables. Lorsque l'angle de pivotement spécifié ne peut pas être atteint, l'angle maximal qui peut être obtenu, doit être utilisé.
3. c) Les charges de remorquage spécifiées au paragraphe d) de cette section doivent être contrées de la manière suivantes :
   1. (1) La composante latérale de la charge de remorquage sur le train principal doit être contrée par une force latérale sur la ligne de contact statique avec le sol de la roue sur laquelle la charge est appliquée.
   2. (2) Les charges de remorquage sur l'atterrisseur auxiliaire et les composantes de traînée des charges de remorquage sur le train principal doivent être contrées de la façon suivante :
      1. (i) Une réaction d'une valeur maximale égale à la réaction verticale, doit être appliquée à l'essieu de la roue sur laquelle la charge est appliquée. Une inertie de l'avion suffisante pour réaliser l'équilibre, doit être appliquée.
      2. (ii) Les charges doivent être contrées par l'inertie de l'avion.
4. d) Les charges de remorquage prescrites sont les suivantes :

Point de remorquage			Position		Charge
			Intensité	Cas	Direction
Atterrisseurs principaux			0.75 FTOW par atterrisseur principal	1	Vers l'avant, parallèle à l'axe traînée.
				2	Vers l'avant, à 30° de l'axe de traînée.
				3	Vers l'arrière, parallèle à l'axe de traînée.
				4	Vers l'arrière, à 30° de l'axe de traînée.
Atterrisseur auxiliaire		orienté vers l'avant.	1,0 FTOW	5	Vers l'avant.
				6	Vers l'arrière.
		orienté vers l'arrière.	1,0 FTOW	7 8	Vers l'avant. Vers l'arrière.
		orienté à 45° vers l'avant.	0,5 FTOW	9	Vers l'avant, dans le plan de la roue.
				10	Vers l'arrière, dans le plan de la roue.
		orienté à 45° vers l'arrière.	0,5 FTOW	11	Vers l'avant, dans le plan de la roue.
				12	Vers l'arrière, dans le plan de la roue.

(M. à j. 525-4 (92-08-01))

525.511 Charges au sol : charges dissymétriques sur les ensembles à roues multiples

1. a) Généralités. Les ensembles trains d'atterrissage à roues multiples sont supposés être soumis aux charges au sol limites prescrites dans ce sous-chapitre, aux paragraphes b) à f) de cette section. De plus :
   1. (1) Une disposition de train à jambes en tandem est un ensemble à roues multiples; et
   2. (2) En déterminant la charge totale sur un ensemble train, en ce qui concerne les dispositions des paragraphes b) à f) de cette section, le déplacement transversal du centre d'application des charges, dû à une répartition dissymétrique des charges sur les roues, peut être négligé.
2. b) Répartition des charges limites sur les roues : pneus gonflés. La répartition des charges limites entre les roues du train d'atterrissage doit être déterminée pour chaque condition d'atterrissage, de roulement, et de manoeuvre au sol, en tenant compte des effets des facteurs suivants :
   1. (1) Le nombre de roues et leur disposition. Pour les ensembles train d'atterrissage à boggie, les effets de tout mouvement de bascule du boggie durant l'impact à l'atterrissage doit être considéré pour déterminer les charges maximales de calcul, pour les roues jumelées avant et arrière.
   2. (2) Toutes différences dans le diamètre des pneus résultant d'une combinaison des tolérances de fabrication, du vieillissement et de l'usure des pneus. Une différence maximale de diamètre égale aux deux tiers de la combinaison la plus défavorable de variations de diamètre qui est obtenue, lorsqu'il est tenu compte des tolérances de fabrication, du vieillissement et de l'usure des pneus, peut être admise.
   3. (3) Toute pression inégale de gonflage des pneus, en admettant un écart maximal de + 5% de la pression nominale de gonflage des pneus.
   4. (4) Un bombé de piste nul et un bombé de piste ayant une forme convexe vers le haut, qui peut être évaluée approximativement à une pente de 1,5% par rapport à l'horizontale. Les effets du bombé de piste doivent être considérés avec l'ensemble atterrisseur auxiliaire avant sur l'une des pentes du bombé.
   5. (5) L'assiette de l'avion.
   6. (6) Toutes déformations de la structure.
3. c) Pneus dégonflés. L'effet de pneus dégonflés sur la structure doit être considéré en fonction des conditions de charge spécifiées aux paragraphes d) à f) de cette section en tenant compte de la disposition des composants du train. De plus :
   1. (1) Le dégonflement d'un pneu quelconque de chaque ensemble train d'atterrissage à roues multiples, et le dégonflement de deux pneus critiques quelconques de chaque ensemble train d'atterrissage comportant quatre roues ou plus par ensemble, doivent être considérés; et
   2. (2) Les réactions du sol doivent être appliquées aux roues dont les pneus sont gonflés, excepté que, pour les ensembles trains à roues multiples comportant plus d'un amortisseur de train une répartition rationnelle des réactions du sol entre les pneus gonflés et dégonflés, tenant compte des différences d'enfoncement des amortisseurs de train résultant d'un pneumatique dégonflé, peut être utilisée.
4. d) Conditions d'atterrissage. Pour un et pour deux pneus dégonflés, la charge appliquée à chaque ensemble train est supposée être respectivement 60% et 50% de la charge limite appliquée à chaque train, pour chacune des conditions d'atterrissage prescrites. Toutefois, pour la condition d'atterrissage ripé de la 525.485, les 100% de la charge verticale doivent être appliqués.
5. e) Conditions de roulement et de manoeuvre au sol. Pour un et pour deux pneus dégonflés.
   1. (1) Le facteur de charge latérale ou de traînée, ou ces deux facteurs appliqués au centre de gravité doivent avoir la valeur la plus critique jusqu'à 50% et 40%, (respectivement) des facteurs de charge limites latérale ou de traînée ou des deux facteurs correspondant à la condition la plus sévère résultant de l'étude des conditions de roulement et de manoeuvre au sol, prescrites;
   2. (2) Pour les conditions de roulement avec freinage du 525.493 a) et b) (2), les charges de traînée sur chaque pneu gonflé ne doivent pas être inférieures à celles appliquées sur chaque pneu pour la répartition symétrique de la charge avec pneus non dégonflés;
   3. (3) Le facteur de charge verticale au centre de gravité doit être 60% et 50% respectivement du facteur avec pneus non dégonflés, excepté qu'il ne doit pas être inférieur à 1 g; et
   4. (4) Le pivotement peut ne pas être considéré.
6. f) Conditions de remorquage. Pour un et deux pneus dégonflés la charge de remorquage F_TOW doit être 60% et 50% respectivement de la charge prescrite.

525.519 Points de mise sur vérins et d'arrimage

1. a) Généralités. L'avion doit être conçu de façon à supporter les conditions de charge limite résultant des conditions de charge statique au sol de l'alinéa b) et, le cas échéant, de l'alinéa c) du présent article dans les combinaisons les plus défavorables de masse et de centrage de l'avion. La charge maximale autorisée à change appui de vérin doit être précisée.
2. b) Mise sur vérins. Des points de mise sur vérins de l'avion doivent être prévus, et ce dernier doit supporter les charges limites suivantes lorsqu'il est mis sur vérins :
   1. (1) Aux fins de la mise sur vérins à l'aide du train d'atterrissage à la masse maximale de l'avion sur l'aire de trafic, la structure de ce dernier doit être conçue de façon à supporter une charge verticale de 1,33 fois la réaction statique verticale à chaque point de mise sur vérins pris isolément et en combinaison avec une charge horizontale de 0,33 fois la réaction statique verticale appliquée dans n'importe quelle direction;
   2. (2) Aux fins de la mise sur vérins à l'aide d'une autre partie de la structure de l'avion à la masse maximale homologuée de mise sur vérins :
      1. (i) la structure de l'avion doit être conçue de façon à supporter une charge verticale de 1,33 fois la réaction statique verticale à chaque point de mise sur vérins pris isolément et en combinaison avec une charge horizontale de 0,33 fois la réaction statique verticale appliquée dans n'importe quelle direction;
      2. (ii) les appuis de vérin et la structure avoisinante doivent être conçus de façon à supporter une charge verticale de 2,0 fois la réaction statique verticale à chaque point de mise sur vérins pris isolément et en combinaison avec une charge horizontale de 0,33 fois la réaction statique verticale appliquée dans n'importe quelle direction.
3. c) Arrimage. S'il existe des points d'arrimage, les points principaux et la structure avoisinante doivent supporter les charges limites résultant d'un vent horizontal de 65 noeuds soufflant dans n'importe quelle direction.

(M. à j. 525-7 (96-09-30))

Charges à flot

525.521 Généralités

1. a) Les hydravions doivent être conçus pour les charges à flot développées durant le décollage et l'amerrissage, l'hydravion ayant une assiette quelconque susceptible de se présenter, en utilisation normale, et aux vitesses appropriées vers l'avant et de piqué, avec la mer dans l'état le plus défavorable susceptible d'être rencontré.
2. b) À moins qu'une analyse plus rationnelle des charges à flot soit effectuée, ou que les standards de la Norme ANC-3 soient utilisés, les 525.523 à 525.537, sont applicables.
3. c) Les exigences de cette section et des 525.523 à 525.537 s'appliquent également aux amphibies.

525.523 Masses de calcul et centrages

1. a) Masses de calcul. Les exigences relatives aux charges à flot doivent être satisfaites pour chaque masse en utilisation jusqu'à la masse de calcul à l'atterrissage, excepté que, pour la condition de décollage prescrite dans la 525.531 la masse de calcul au décollage sur l'eau (masse maximale pour évolutions à flot et course de décollage), doit être utilisée.
2. b) Centrages. Les centrages critiques à l'intérieur des limites pour lesquelles la certification est demandée, doivent être pris en considération, pour obtenir les charges maximales de calcul pour chaque partie de la structure de l'hydravion.

525.525 Application des charges

1. a) Sauf indication contraire, l'hydravion, en tant qu'ensemble, est supposé être soumis aux charges correspondant aux facteurs de charge spécifiés en 525.527.
2. b) En appliquant les charges résultant des facteurs de charge prescrits en 525.527, les charges peuvent être réparties sur le fond de la coque ou du flotteur principal (de manière à éviter des charges locales excessives de cisaillement et des moments de flexion à l'emplacement de l'application des charges à flot), en utilisant des pressions non inférieures à celles prescrites au 525.533 c).
3. c) Pour les hydravions à deux flotteurs chaque flotteur doit être traité comme une coque équivalente d'un hydravion fictif ayant une masse égale à la moitié de la masse de l'hydravion à deux flotteurs.
4. d) Excepté dans la condition de décollage de la 525.531, la portance aérodynamique de l'hydravion durant l'impact est supposée être égale aux deux tiers de la masse de l'hydravion.

525.527 Facteurs de charge sur la coque et le flotteur principal

1. a) Les facteurs de charge de réaction à flot n_w doivent être calculés de la façon suivante :
   1. (1) Pour le cas d'amerrissage sur le redan :
      
      $n_{\mathit{w}}\mathit{=}\frac{{\mathit{C}}_{\mathit{1}}{{\mathit{V}}_{\mathit{s}\mathit{o}}}^{\mathit{2}}}{{\left({\mathit{tan}}^{\mathit{\beta }}\right)}^{\mathit{2}\mathit{/}\mathit{3}}\mathit{ }{\mathit{W}}^{\mathit{ }\mathit{1}\mathit{/}\mathit{3}}}$
   2. (2) Pour les cas d'amerrissage sur l'avant ou sur l'arrière :
      
      $n_w=\frac{C_{\mathit{1}}{V_{\mathit{s}\mathit{o}}}^{\mathit{2}}}{{\left(\tan \beta \right)}^{2/3} m^{\mathit{1}\mathit{/}\mathit{3}}}\times \frac{K_{\mathit{1}}}{{\left(\mathit{1}+{r_{\mathit{x}}}^{\mathit{2}}\right)}^{2/3}}$
2. b) Les valeurs suivantes sont utilisées :
   1. (1) n_w = facteur de charge de réaction à flot (c'est-à-dire la réaction de l'eau divisée par le poids de l'hydravion).
   2. (2) C₁ = Facteur empirique d'utilisation de l'hydravion égal à 0,012 (à 0,0347) (excepté que ce facteur ne doit pas être inférieur à celui qui est nécessaire pour obtenir la valeur minimale d'un facteur de charge sur le redan de 2,33).
   3. (3) V_SO = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s) avec volets sortis dans la position appropriée d'amerrissage et sans effet de souffle.
   4. (4) ß = Angle de relevé de varangue au droit de la station longitudinale à laquelle le facteur de charge est déterminé conformément à la figure l de l'appendice B.
   5. (5) W = Masse de calcul à l'amerrissage de l'hydravion, en lb (en kg).
   6. (6) K₁ = Facteur de pondération empirique à la station de coque, conformément à la figure 2 de l'appendice B.
   7. (7) r_x = Rapport de la distance, mesurée parallèlement à l'axe de référence de la coque, à partir du centre de gravité de l'hydravion jusqu'à la station longitudinale de coque à laquelle le facteur de charge est calculé, par le rayon de giration en tangage de l'hydravion, l'axe de référence de la coque étant une droite, dans le plan de symétrie, tangentielle à la quille centrale, au droit du redan principal.
3. c) Pour les hydravions à deux flotteurs, à cause de l'effet d'élasticité de la fixation des flotteurs à l'hydravion, le facteur K₁ peut être réduit à l'étrave et à l'arrière à 80% de la valeur indiquée à la figure 2 de l'appendice B. Cette réduction ne s'applique qu'au calcul de la structure de traversée de fixation et de la structure de l'hydravion.

525.529 Conditions d'amerrissage sur la coque et le flotteur principal

1. a) Amerrissage symétrique sur le redan, sur l'avant et sur l'arrière. Pour les amerrissages symétriques sur le redan, sur l'avant et sur l'arrière, les facteurs de charge limites de réaction à flot sont ceux calculés conformément à la 525.527. De plus :
   1. (1) Pour les amerrissages symétriques sur le redan, la charge à flot résultante doit être appliquée à la quille, par le centre de gravité, et doit être dirigée perpendiculairement à la ligne de quille centrale;
   2. (2) Pour les amerrissages symétriques sur l'avant, la charge à flot résultante doit être appliquée à la quille en un point situé au cinquième de la distance longitudinale partant de l'étrave jusqu'au redan, et doit être dirigée perpendiculairement à la ligne de quille; et
   3. (3) Pour les amerrissages symétriques sur l'arrière, la charge à flot résultante doit être appliquée à la quille en un point situé à 85 % de la distance longitudinale partant du redan jusqu'à l'étambot, et doit être dirigée perpendiculairement à la ligne de quille.
2. b) Amerrissage dissymétrique : Cas des hydravions à coque ou à flotteur unique. Les conditions d'amerrissage dissymétrique sur le redan sur l'avant et sur l'arrière doivent être étudiées. De plus :
   1. (1) Les charges, pour chaque condition consistent en une composante vers le haut et une composante latérale respectivement égales à 0,75 fois et 0,25 tg ( fois la charge résultante dans la condition d'amerrissage symétrique correspondante; et
   2. (2) Le point d'application et la direction de la composante vers le haut de la charge sont les mêmes que dans la condition symétrique, et le point d'application de la composante latérale est situé à la même station longitudinale que la composante vers le haut, mais il est dirigé vers l'intérieur, perpendiculairement au plan de symétrie, en un point situé à mi-distance entre les lignes de la quille centrale et de quilles d'angle.
3. c) Amerrissage dissymétrique des hydravions à deux flotteurs. Les charges dissymétriques consistent en une charge dirigée vers le haut, au droit du redan de chaque flotteur et une charge latérale, appliquée à un seul flotteur, respectivement égales à 0,75 fois et 0,25 tg b fois la charge d'amerrissage sur le redan, obtenue conformément à la 525.527. La charge latérale est dirigée vers l'intérieur, perpendiculairement au plan de symétrie, à mi-distance entre les lignes de la quille centrale et de quille d'angle du flotteur, à la même station longitudinale que la charge vers le haut.

525.531 Conditions de décollage sur la coque et le flotteur principal

Pour la voilure et sa fixation à la coque ou au flotteur principal :

1. a) La portance aérodynamique de l'aile est supposée être nulle; et
2. b) Une charge d'inertie dirigée vers le bas, correspondant à un facteur de charge calculé d'après la formule suivante, doit être appliquée :
   
   $n=\frac{C_{TO} {V_{S_1}}^2}{\left({\tan }^{2/3} \beta \right) W^{1/3}}$
   
   dans laquelle :
   
   n = facteur de charge d'inertie;
   
   C_TO = facteur empirique d'utilisation de l'hydravion égal à 0,004 à (0,0115);
   
   V_S1 = vitesses de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s), à la masse de calcul au décollage, avec les volets sortis à la position de décollage appropriée;
   
   ß = angle de relevé de varangue au droit du redan principal (en degrés); et
   
   W = masse de calcul au décollage sur l'eau, en livres (en kg).

525.533 Pressions sur le fond de la coque ou du flotteur principal

1. a) Généralités. La structure de la coque et du flotteur principal, y compris les couples et cloisons étanches, les lisses et bordés de fond, doit être calculée conformément à cette section.
2. b) Pressions locales. Pour le calcul des bordés de fond et des lisses, et de leurs fixations sur la structure-support, les répartitions suivantes de pression, doivent être appliquées :
   1. (1) Pour un fond non amorti, la pression à la quille d'angle est égale à 0,75 fois la pression à la quille centrale et les pressions entre la quille centrale et la quille d'angle varient linéairement conformément à la figure 3 de l'appendice B. La pression en psi au droit de la quille centrale est calculée de la façon suivante :
      
      formule dans laquelle :
      
      $P_k=C_2\times \frac{K_2{V_{S1}}^2}{\tan {\beta }_k}$
      
      P_K = pression à la quille centrale, en lb/po² (en Pa);
      
      C₂ = 0,00213 (55,5);
      
      K₂ = facteur de pondération de station de coque suivant la figure 2 de l'appendice B;
      
      V_S1 = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s) à la masse de calcul au décollage sur l'eau, avec volets sortis dans la position de décollage appropriée; et
      
      ß_K = angle de relevé de varangue au droit de la quille centrale, suivant la figure l de l'appendice B.
   2. (2) Pour un fond amorti la pression au début de l'évasement d'amortissement est la même que celle pour un fond non amorti, et la pression entre la quille d'angle et le début de l'évasement varie linéairement suivant la figure 3 de l'appendice B. La répartition de pression est la même que celle prescrite au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, pour un fond non amorti, excepté que la pression à la quille d'angle est calculée de la façon suivante :
      
      $P_{ch}=C_3\times \frac{K_2{V_{S1}}^2}{\tan \beta }$
      
      formule dans laquelle :
      
      P_ch = pression à la quille d'angle, en lb/po² (en Pa);
      
      C₃ = 0,0016 (41,7);
      
      K² = facteur de pondération de station de coque suivant la figure 2 de l'appendice B;
      
      V_S1 = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s) à la masse de calcul au décollage sur l'eau avec volets sortis dans la position de décollage appropriée; et
      
      ß = angle de relevé de varangue au droit de la station appropriée.
      
      La zone sur laquelle ces pressions sont appliquées doit simuler des pressions se produisant durant de forts impacts localisés sur la coque ou le flotteur, mais qu'il n'est pas nécessaire d'étendre sur une zone qui donnerait naissance à des contraintes critiques dans les couples ou dans l'ensemble de la structure.
3. c) Pressions réparties. Pour le calcul des couples, de la quille centrale et de la structure des quilles d'angle, les répartitions de pression suivantes sont applicables :
   1. (1) Les pressions symétriques sont calculées de la façon suivante :
      
      $P=C_4\times \frac{K_2{V_{S0}}^2}{\tan \beta }$
      
      Formule dans laquelle :
      
      P = pression en lb/po² (en Pa);
      
      C₄ = 0,078 C₁ (700 C₁) (avec C₁ calculé conformément à la 525.527);
      
      K₂ = facteur de pondération à la station de coque, déterminé conformément à la formule 2 de l'appendice B;
      
      V_SO = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s), avec volets d'amerrissage sortis dans la position appropriée, et sans effet de souffle; et
      
      ß = angle de relevé de varangue au droit de la station appropriée.
   2. (2) La répartition dissymétrique de pression est constituée des pressions prescrites au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe, sur un côté de l'axe de la coque ou du flotteur principal, et de la moitié de cette pression de l'autre côté de l'axe de la coque ou du flotteur principal, conformément à la figure 3 de l'appendice B. Ces pressions sont uniformes et doivent être appliquées simultanément sur la totalité du fond de coque ou du flotteur principal. Les charges obtenues doivent être transmises dans la structure des parois latérales de la coque proprement dit, mais peuvent ne pas être transmises dans une direction avant et arrière, en tant que charges de cisaillement et de flexion.

525.535 Charges sur les flotteurs auxiliaires

1. a) Généralités. Les flotteurs auxiliaires, et leurs attaches et structures-supports doivent être calculés pour les conditions prescrites dans cette section. Dans les cas spécifiés aux paragraphes b) à e) de cette section, les charges à flot prescrites peuvent être réparties sur le fond du flotteur pour éviter des charges locales excessives, en utilisant des pressions sur le fond, non inférieures à celles prescrites au paragraphe g) de cette section.
2. b) Charges sur le redan. La charge à flot résultante doit être appliquée dans le plan de symétrie du flotteur en un point situé aux trois quarts de la distance allant de l'étrave au redan, et doit être perpendiculaire à la quille centrale. La charge limite résultante est calculée comme suit, excepté que la valeur de L peut ne pas dépasser trois fois le poids de l'eau déplacée lorsque le flotteur est complètement submergé :
   
   $L=\frac{C_5{V_{S0}}^2{W}^{2/3}}{\left({\tan }^{2/3}{\beta }_S\right){\left(1+{r_y}^2\right)}^{2/3}}$
   
   formule dans laquelle :
   
   L = charge limite, en lb (en N);
   
   C₅ = 0,0053 (0,0329);
   
   V_SO = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s), avec les volets d'amerrissage sortis dans la position appropriée, et sans effet de souffle;
   
   W = masse de calcul à l'amerrissage de l'hydravion en livres (en kg);
   
   ß_s = angle de relevé de varangue dans une station située aux trois quarts de la distance allant de l'étrave au redan, mais peut ne pas être inférieure à 15 degrés; et
   
   r_y = rapport de la distance latérale entre le centre de gravité et le plan de symétrie du flotteur, par le rayon de giration en roulis.
3. c) Charges sur l'étrave. La charge limite résultante doit être appliquée dans le plan de symétrie du flotteur en un point situé au quart de la distance allant de l'étrave au redan, et doit être perpendiculaire à la tangente à la ligne de quille en ce point. L'amplitude de la charge résultante est celle spécifiée au paragraphe b) de cette section.
4. d) Charges dissymétriques sur le redan. La charge à flot résultante consiste en une composante égale à 0,75 fois la charge spécifiée au paragraphe a) de cette section, et en une composante latérale égale à 0,25 tg b fois la charge spécifiée au paragraphe b) de cette section. La charge latérale doit être appliquée perpendiculairement au plan de symétrie du flotteur en un point situé à mi-distance entre la quille centrale et la quille d'angle.
5. e) Charges dissymétriques sur l'étrave. La charge à flot résultante consiste en une composante égale à 0,75 fois la charge spécifiée au paragraphe b) de cette section et en une composante latérale égale à 0,25 tg ß fois la charge spécifiée au paragraphe c) de cette section. La charge latérale doit être appliquée perpendiculairement au plan de symétrie en un point situé à mi-distance entre la quille centrale et la quille d'angle.
6. f) Condition avec flotteur immergé. La charge résultante doit être appliquée au centre de la coupe du flotteur en un point situé au tiers de la distance allant de l'étrave au redan. Les composantes de la charge limite sont déterminées comme suit :
   
   verticale = $\rho$gV
   
   - vers l'AR = $C_x\frac{\rho }{2}{V}^{2/3}{\left(K{V}_{S0}\right)}^2$
   
   $\left(0,465 C_x\frac{\rho }{2}{V}^{2/3}{\left(K{V}_{S0}\right)}^2\right)$
   
   - latérale = $C_y\frac{\rho }{2}{V}^{2/3}{\left(K{V}_{S0}\right)}^2$
   
   $\left(0.465 C_y\frac{\rho }{2}{V}^{2/3}{\left(K{V}_{S0}\right)}^2\right)$
   
   formule dans laquelle :
   p = masse volumique de l'eau, en slugs/pi³ (en kg/m³);
   
   V = volume du flotteur, en pi³ (en m³);
   
   C_x = coefficient de la force de traînée, égal à 0,133 (à 0,08);
   
   C_y = coefficient de la force d'effort latérale, égal à 0,106 (0,08);
   
   K = 0,8, excepté que des valeurs plus faibles peuvent être utilisées s'il est montré que les flotteurs ne peuvent pas être submergés à une vitesse de 0,8 V_SO dans des utilisations normales;
   
   V_so = vitesse de décrochage de l'hydravion en kt (en m/s) et avec volets d'amerrissage sortis à la position appropriée, sans effet de souffle; et
   
   g = accélération due à la pesanteur, en pi/s² (en m/s²).
7. g) Pressions sur le fond des flotteurs. Les pressions sur le fond des flotteurs doivent être établies conformément à la 525.533 excepté que, dans les formules, la valeur de 1,0 peut être prise pour K₂. L'angle de relevé de varangue à utiliser pour déterminer les pressions sur le fond des flotteurs est énoncé au paragraphe b) de cette section.

525.537 Charges sur les nageoires

Les charges de calcul sur les nageoires doivent être basées sur les données d'essais applicables.

Conditions d'atterrissage et d'amerrissage en secours

525.561 Généralités

1. a) L'avion, quoique pouvant être endommagé dans des conditions d'atterrissage ou d'amerrissage en secours, doit être calculé comme prescrit dans cette section, pour protéger chaque occupant, dans de telles conditions.
2. b) La structure doit être calculée pour donner à chaque occupant toute chance raisonnable d'échapper à des blessures graves en cas de crash mineur, quand :
   1. (1) Une utilisation correcte est faite des sièges, ceintures et autres concepts de sécurité;
   2. (2) Les roues sont rétractées (si applicable); et
   3. (3) Les occupants sont soumis aux forces d'inertie extrêmes suivantes, agissant séparément par rapport à la structure environnante :
      1. (i) Vers le haut 3,0g
      2. (ii) Vers l'avant 9,0 g.
      3. (iii) Latéralement 3,0 g. sur la cellule; et 4,0 g. sur les sièges et leur fixations.
      4. (iv) Vers le bas 6,0g.
      5. (v) Vers l'arrière 1,5g.
3. c) Dans la cas de l'équipement, du fret dans les compartiments passagers et de toute autre masse importante, les conditions suivantes s'appliquent :
   1. (1) sauf exception prévue au paragraphe c)(2) de la présente section, ces objets doivent être placés de façon telle que, s'ils viennent à se détacher, il est peu probable :
      1. (i) qu'ils causent des blessures directes aux occupants;
      2. (ii) qu'ils pénètrent dans les réservoirs ou les conduites de carburant ou qu'ils provoquent des risques d'incendie ou d'explosion à la suite de dommages à des systèmes adjacents; ou
      3. (iii) qu'ils bloquent les dispositifs d'évacuation pouvant être utilisés après un atterrissage d'urgence.
   2. (2) S'il est impossible de placer ces objets de la façon exigée (p. ex. moteurs ou groupes auxiliaires de bord montés sur le fuselage), chaque élément concerné doit être fixé de façon à résister à toutes les charges allant jusqu'à celles spécifiées au paragraphe b)(3) de la présente section. Les fixations en place de ces éléments devraient être conçues pour pouvoir résister à 1,33 fois les charges spécifiées, si ces éléments sont sujets à une usure importante à la suite de déposes fréquentes (p. ex., des articles intérieurs à remplacement rapide).
4. d) Les sièges et articles ayant un certain poids (et leur structure support) ne doivent pas se déformer quel que soit le facteur de charge, jusqu'aux facteurs spécifiés au paragraphe b)(3) de la présente section, de quelque façon que ce soit, qui pourrait par la suite entraver l'évacuation rapide des occupants.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))
(M. à j. 525-8)

525.562 Conditions dynamiques pendant un atterrissage d'urgence

1. a) L'ensemble siège et dispositif de retenue de l'avion doit être conçu de la façon décrite dans la présente section pour protéger chaque occupant pendant un atterrissage d'urgence lorsque :
   1. (1) Les sièges, les ceintures de sécurité et les harnais d'épaule prévus lors de la conception sont correctement utilisés; et
   2. (2) L'occupant est exposé aux facteurs de charge qui résultent des conditions décrites dans la présente section.
2. b) Chaque type de siège approuvé pour occupation par un membre d'équipage ou un passager pendant le décollage et l'atterrissage doit subir avec succès des essais dynamiques, ou sa conception doit être démontrée par une analyse rationnelle basée sur des essais dynamique d'un siège de type semblable, conformément à chacune des conditions d'atterrissage d'urgence suivantes. Les essais doivent être effectués avec simulation d'occupation par un mannequin d'essai anthropomorphe de 170 livres, de la façon définie par le titre 49 du Federal Regulations des États-Unis Part 572, sous-part B, ou l'équivalent, assis dans la position droite normale.
   1. (1) Un changement de la vitesse verticale vers le bas (Dv) de 35 pieds par seconde au minimum, l'axe longitudinal de l'avion étant incliné vers le bas de 30 degrés par rapport au plan horizontal, les ailes à l'horizontale. La décélération plancher de pointe doit se produire dans 0.08 seconde au maximum après l'impact, et doit atteindre un minimum de 14 g.
   2. (2) Un changement de la vitesse longitudinale vers l'avant (Dv) de 44 pieds par seconde au minimum, l'axe longitudinal de l'avion étant à l'horizontale et présentant un angle de lacet de 10 degrés a droite ou à gauche, considérant celui qui causerait la plus grande probabilité de glissement du dispositif de retenue (lorsqu'il est monté) du torse supérieur de l'épaule de l'occupant, et les ailes étant à l'horizontale. La décélération plancher de pointe doit se produire dans un temps ne dépassant pas 0.09 seconde après l'impact, et doit atteindre un minimum de 16 g. Lorsque des glissières ou ferrures de plancher sont utilisées pour fixer les dispositifs de siège au banc d'essai, les glissières ou ferrures doivent être désalignées par rapport au jeu de glissières ou ferrures adjacent d'au moins 10 degrés verticalement (c.-à-d., non parallèle), dont l'une qui gauchit de 10 degrés.
3. c) Les mesures de performance suivantes ne doivent pas être dépassées pendant les essais dynamiques effectuées conformément au paragraphe b) de la présente section :
   1. (1) Lorsque les sangles du torse supérieur sont utilisées pour les membres d'équipage, les charges de traction des sangles simples ne doivent pas dépasser 1 750 livres. Si des sangles doubles sont utilisées pour retenir le torse supérieur, les charges de traction totales des sangles ne doivent pas dépasser 2 000 livres.
   2. (2) La charge de compression maximale mesurée entre le bassin et la colonne lombaire du mannequin anthropomorphe ne doit pas dépasser 1 500 livres.
   3. (3) Les sangles de retenue du torse supérieur (lorsqu'elles sont montées) doivent rester sur l'épaule de l'occupant pendant l'impact.
   4. (4) La sangle sous-abdominale doit rester sur le bassin de l'occupant pendant l'impact.
   5. (5) Chaque occupant doit être protégé des blessures graves à la tête conformément aux conditions décrites au paragraphe b) de la présente section. Lorsqu'il y a risque que la tête heurte les sièges ou d'autres structures, une protection doit être assurée de façon que l'impact de la tête ne dépasse pas un Critère de blessure à la tête (HIC) de 1 000 unités. Le niveau de HIC se définit par l'équation suivante :
      
      $\mathrm{HIC}={\left\{\left({\mathrm{t}}_2-{\mathrm{t}}_1\right){\left[\frac{1}{\left({\mathrm{t}}_2-{\mathrm{t}}_1\right)}{\int }_{{\mathrm{t}}_1}^{{\mathrm{t}}_2}\mathrm{a}\left(\mathrm{t}\right)\mathrm{dt}\right]}^{2.5}\right\}}_{\max }$
      
      où :
      
      t₁ est le temps d'intégration initiale,
      
      t₂ est le temps d'intégration final, et
      
      a(t) est l'accélération totale par rapport à la courbe de temps pour un impact de la tête, et où
      
      (t) est en secondes, et (a) est en unités de force d'accélération (g).
   6. (6) Lorsque des blessures aux jambes peuvent être causées par le contact avec les sièges ou d'autres structures, la protection doit être assurée de façon à empêcher les charges de compression axiales dépassant 2 250 livres, dans chaque fémur.
   7. (7) Le siège doit rester attaché à tous les points de fixation, même si la structure cède.
   8. (8) Les sièges ne doivent pas céder au cours des essais spécifiés aux paragraphes b)(1) et b)(2) de la présente section au point d'entraver l'évacuation rapide des occupants de l'avion.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))

525.563 Dispositions structurales relatives à l'amerrissage forcé

Les considérations de résistance structurale des aménagements pour l'amerrissage forcé doivent être conformes au 525.801 e).

Évaluation de la fatigue

525.571 Évaluation de la tolérance aux dommages et évaluation en fatigue de la structure

1. a) Généralités. Une évaluation de la résistance, de la conception de détail et de la fabrication doit montrer qu'une défaillance catastrophique due à la fatigue, à la corrosion, à un défaut de fabrication ou à un dommage accidentel, sera évitée tout au long de la vie opérationnelle de l'avion. Cette évaluation doit être effectuée conformément aux dispositions des paragraphes b) et e) de cette section, excepté comme spécifié au paragraphe c) de cette section, pour chaque partie de la structure qui pourrait contribuer à une défaillance catastrophique (telle que voilure, empennage, gouvernes et leurs systèmes, fuselage, bâti moteur, trains d'atterrissage et leurs attaches principales associées). Pour les avions propulsés par turboréacteurs, les parties qui pourraient contribuer à une défaillance catastrophique doivent également être évaluées selon le paragraphe d) de cette section. De plus, ce qui suit s'applique :
   1. (1) Chaque évaluation exigée par cette section doit comprendre :
      1. (i) Les spectres types de charges, de température et d'humidité, attendus en service;
      2. (ii) L'identification des éléments structuraux principaux et des points de détail de conception, dont la rupture pourrait provoquer une défaillance catastrophique de l'avion; et
      3. (iii) Une analyse, étayée par une preuve d'essai, des éléments structuraux principaux et des points de détail de conception identifiés au paragraphe a) (1) (ii) de cette section.
   2. (2) L'expérience acquise en service sur des avions de conception structurale analogue, tenant dûment compte des différences dans les conditions et les procédures d'utilisation, peut être utilisée dans les évaluations exigées par cette section.
   3. (3) Sur la base des évaluations exigées par cette section, des contrôles ou autres procédures doivent être établis suivant besoin pour empêcher une défaillance catastrophique, et doivent être inclus dans la section « Limitations de navigabilité » des instructions pour le Maintien de la navigabilité, exigée par la section 525.1529. La limite de validité des données techniques appuyant le programme de maintenance de la structure (ci-après appelé LOV) établie par la présente section, et indiquée par le nombre total de cycles de vol ou d'heures de vol accumulés, ou ces deux données ensemble, doit également figurer dans la section des « Limitations de navigabilité » des Instructions pour le maintien de la navigabilité, exigée par la section 525.1529. Les seuils d'inspection pour les types de structure suivants doivent être établis au moyen d'analyses et/ou d'essais portant sur la propagation des criques d'une structure dont on supposera qu'elle contient une imperfection préexistante de la taille maximale probable pouvant résulter d'un défaut de fabrication ou d'un dommage subi durant l'exploitation :
      (modifié 2012/03/27)
      1. (i) structure à voie de contrainte unique;
      2. (ii) structure à voies de contrainte multiples " à sécurité intégrée " et structure " à sécurité intégrée " limitant la propagation des criques pour lesquelles il ne peut être démontré qu'une défaillance d'une voie de contrainte, qu'une défaillance partielle ou qu'une défaillance de la limitation des criques sera détectée et réparée, dans le cadre normal de la maintenance, de l'inspection et de l'exploitation d'un avion, avant une défaillance de l'ensemble de la structure.
2. b) Évaluation de la tolérance aux dommages. L'évaluation doit comprendre une détermination des zones et des modes probables de dommages dus à la fatigue, à la corrosion ou aux dommages accidentels.  Des analyses de charges répétées et des analyses statiques étayées par des preuves d'essais et (si possible) par une expérience en service doivent également être incluses dans l'évaluation.  Des analyses portant plus particulièrement sur les défaillances résultant d'une fatigue généralisée doivent être incluses lorsque la conception de la structure est telle qu'une telle défaillance est possible.  Il faut établir une LOV qui correspond à la période, indiquée par le nombre de cycles de vol ou d'heures de vol, ou les deux données ensemble, durant laquelle il a été démontré que des dommages par fatigue généralisés de la structure de l'avion ne se produiront pas. Cette démonstration doit être étayée par une batterie d'essais de fatigue. Le certificat de type peut être émis avant l'achèvement de la batterie d'essais de fatigue complète, en autant que l'Administrateur a approuvé un plan visant à achever les essais requis et que la section « Limitation de navigabilité » des instructions pour le Maintien de la navigabilité, exigée par la section 525.1529, relative à cette pièce indique qu'aucun avion ne pourra être exploité après un nombre de cycles égal à la moitié du nombre de cycles accumulés par l'élément soumis aux essais de fatigue, et ce jusqu'à ce que les essais soient achevés.  L'étendue du dommage pour l'évaluation de la résistance résiduelle à n'importe quel moment de la vie opérationnelle doit être compatible avec la possibilité de détection initiale et avec la progression consécutive sous des charges répétées. L'évaluation de résistance résiduelle doit montrer que la structure restante est capable de supporter des charges (considérées comme charges statiques extrêmes) correspondant aux conditions suivantes :
   (modifié 2012/03/27)
   1. (1) Les conditions limites de manœuvres symétriques spécifiées à la 525.337 à toute vitesse inférieure ou égale à V_C, et à la 525.345.
   2. (2) Les conditions limites de rafale stipulées en 525.341 aux vitesses stipulées jusqu'à V_C, et en 525.345.
   3. (3) Les conditions limites de roulis stipulées en 525.349 et les conditions limites dissymétriques stipulées en 525.367 et 525.427a) jusqu'à c) aux vitesses jusqu'à V_C.
   4. (4) Les conditions limites de manœuvres en lacet spécifiées au 525.351 a) aux vitesses spécifiées jusqu'à V_C.
   5. (5) Pour les cabines pressurisées, les conditions suivantes :
      1. (i) La pression différentielle normale en utilisation, combinée avec les pressions aérodynamiques externes prévisibles, appliquées simultanément aux conditions de charges en vol spécifiées aux paragraphes b) (1) à (4) de cette section, si elles ont un effet significatif.
      2. (ii) La valeur maximale de la pression différentielle normale en utilisation (et, notamment, des pressions aérodynamiques externes prévisibles durant un vol en palier à 1 g) multipliée par un facteur 1,15, sans tenir compte des autres charges.
   6. (6) Pour le train d'atterrissage et la structure de la cellule directe ment affectée, les conditions limites de charges au sol spécifiées aux 525.473, 525.491 et 525.493
      Si des changements significatifs dans la rigidité ou dans la géométrie de la structure, ou dans les deux résultent d'une défaillance de structure ou d'une défaillance partielle, l'effet sur la tolérance aux dommages doit être étudié de manière plus approfondie.
3. c) Évaluation et fatigue " safe-life ". La conformité aux exigences de tolérance aux dommages du paragraphe b) de cette section n'est pas exigée si le postulant établit que leur application à une structure particulière est irréalisable. Cette structure doit être montrée, par une analyse, étayée par des preuves d'essai, être capable de supporter les charges répétées d'amplitude variable prévues pendant sa durée de vie, sans critique détectables. Des facteurs de dispersion " safe-life " appropriés doivent être appliqués.
4. d) Résistance à la fatigue sonique. Il doit être montré par analyse, étayée par des preuves d'essai, ou par l'expérience acquise en service sur des avions de conception structurale analogue, et dans un environnement d'excitation sonique similaire, que :
   1. (1) Les critiques de fatigue sonique ne sont pas probables dans n'importe quelle partie de la structure de vol soumise à l'excitation sonique; ou que
   2. (2) Une défaillance catastrophique provoquée par des criques soniques n'est pas probable, en supposant que les charges prescrites au paragraphe b) de cette section sont appliquées à toutes les zones affectées par ces criques.
5. e) Évaluation de tolérance aux dommages (source discrète). L'avion doit être capable de déterminer de façon satisfaisante, un vol au cours duquel un dommage structural vraisemblable se produit du fait :
   1. (1) De l'impact avec un oiseau de 4 livres (1,8 kg), la vitesse relative de l'avion, par rapport à l'oiseau, sur sa trajectoire étant égale à V_c au niveau de la mer ou à 0,85 V_c à une altitude de 8000 pieds selon le critère le plus pénalisant;
   2. (2) De l'impact d'une ailette de soufflante non contenue;
   3. (3) D'une défaillance de moteur non contenue; ou
   4. (4) D'une défaillance non contenue d'un ensemble mécanique tournant à haute énergie.
      La structure endommagée doit être capable de supporter les charges statiques (considérées comme charges extrêmes) qui sont raisonnablement supposées se produire au cours du vol. Les effets dynamiques sur ces charges statiques n'ont pas à être considérés. L'action corrective à prendre par le pilote à la suite de l'incident, telle que la limitation des manœuvres, l'évitement des turbulences et la réduction de vitesse, doit être étudiée. Si des changements significatifs dans la rigidité ou dans la géométrie de la structure, ou dans les deux, résultent d'une défaillance de la structure ou d'une défaillance partielle, l'effet sur la tolérance aux dommages doit être étudié de manière plus approfondie.

(M. à j. 525-1 (87-01-01))
(M. à j. 525-2 (89-01-01))
(M. à j. 525-3 (91-11-01))
(M. à j. 525-8)

525.573 (Réservé)

Protection contre la foudre

525.581 Protection contre la foudre

1. a) L'avion doit être protégé contre les effets catastrophiques de la foudre.
2. b) Pour les composants métalliques, la conformité au paragraphe a) de cette section, peut être montrée par :
   1. (1) La métallisation appropriée des composants à la cellule; ou
   2. (2) Une conception telle des composants, qu'un coup de foudre ne mette pas l'avion en danger.
3. c) Pour les composants non-métalliques, la conformité au paragraphe a) de cette section, peut être montrée par :
   1. (1) Une conception des composants qui minimise les effets d'un coup de foudre; ou
   2. (2) Incorporation des moyens acceptables de dériver le courant électrique produit de manière à ne pas mettre l'avion en danger.