Manuel de navigabilité Chapitre 527 Sous-chapitre C - Exigences de résistance - Règlement de l'aviation canadien (RAC)

Généralités

(2002/06/01; pas de version précédente)

527.301 Charges

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

527.303 Coefficient de sécurité

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

527.305 Résistance et déformation

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

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

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

527.309 Limitations de conception

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

  1. a) La masse maximale de calcul.
  2. b) Les gammes de régime du rotor principal, avec et sans puissance.
  3. c) Les vitesses maximales d’avancement pour chaque régime du rotor principal à l’intérieur des gammes déterminées selon le paragraphe b) de cette section.
  4. d) Les vitesses maximales en vol vers l’arrière et latérale.
  5. e) Les limites de centrage correspondant aux limitations déterminées selon les paragraphes b), c) et d) de cette section.
  6. f) Les rapports de vitesse de rotation entre chaque ensemble moteur et chaque élément tournant qui lui est relié.
  7. g) Les facteurs positifs et négatifs de charge limite de manoeuvre.

Charges en vol

527.321 Généralités

  1. a) Le facteur de charge en vol doit être supposé agir perpendiculairement à l’axe longitudinal du giravion, et être d’amplitude égale et de direction opposée au facteur de charge d’inertie au centre de gravité du giravion.
  2. b) La conformité aux exigences de charges en vol de ce sous-chapitre doit être montrée :
    1. (1) Pour chaque masse comprise entre la masse minimale de calcul et la masse maximale de calcul; et
    2. (2) Pour toute répartition pratique de la charge utilisable dans les limites opérationnelles du Manuel de vol du giravion.

527.337 Facteur de charge limite de manoeuvre

Le giravion doit être conçu pour :

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

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

527.339 Charges résultantes limites de manoeuvre

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

 

où :

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

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

 

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

R = Le rayon du rotor (pieds)

527.341 Charges de rafale

Le giravion doit être conçu pour résister, à chaque vitesse critique, y compris le vol stationnaire, aux charges résultant des rafales verticales de 30 pieds par seconde .

527.351 Conditions de lacet

  1. a) Chaque giravion doit être conçu pour les charges résultant des manoeuvres spécifiées aux paragraphes b) et c) de la présente section, avec :
    1. (1) Les moments aérodynamiques non équilibrés agissant autour du centre de gravité auxquels le giravion réagit de manière rationnelle ou pénalisante en considérant les masses essentielles qui fournissent les forces d’inertie de réaction; et
    2. (2) La vitesse maximale du rotor principal.
  2. b) Pour produire la charge exigée au paragraphe a) de la présente section, en vol non accéléré et à lacet nul, à des vitesses d’avancement comprises entre zéro et 0,6 VNE :
    1. (1) [Déplacer brusquement la commande de direction du poste de pilotage sur son débattement maximal limité par les butées de commande ou par l’effort pilote maximal spécifié à 527.397 a);]
    2. (2) Atteindre l’angle de dérapage résultant ou un angle de 90 degrés, selon le plus petit des deux; et
    3. (3) Ramener brusquement la commande de direction au neutre.
  3. c) Pour produire la charge stipulée au paragraphe a) de la présente section, en vol non accéléré à lacet nul, à des vitesses d’avancement comprises entre 0,6 VNE et VNE ou VH, selon la plus petite des deux vitesses :
    1. (1) [Déplacer brusquement la commande de direction du poste de pilotage sur son débattement maximal limité par les butées de commande ou par l’effort pilote maximal spécifié à 527.397 a);]
    2. (2) Atteindre l’angle de dérapage résultant ou un angle de 15 degrés, selon le plus petit des deux, à la vitesse la plus faible entre VNE et VH;
    3. (3) Varier les angles de dérapage des paragraphes b)(2) et c)(2) de la présente section directement avec la vitesse; et
    4. (4) Ramener brusquement la commande de direction au neutre.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

    (M. à j. 527-4)

527.361 Couple moteur

  1. a) Pour les turbomoteurs, le couple moteur limite ne doit pas être inférieur à la plus grande des valeurs suivantes :
    1. (1) Le couple moyen correspondant à la puissance maximale continue, multiplié par un facteur de 1,25;
    2. (2) Le couple stipulé à la section 527.923;
    3. (3) Le couple stipulé à la section 527.927;
    4. (4) Le couple engendré par un arrêt soudain du moteur provoqué par une panne ou une défaillance structurale (comme le grippage du compresseur).
  2. b) Pour les moteurs à pistons, le couple moteur limite ne doit pas être inférieur au couple moyen correspondant à la puissance maximale continue, multiplié par un facteur de :
    1. (1) 1,33 pour les moteurs ayant 5 cylindres ou plus; et
    2. (2) 2, 3 et 4 pour les moteurs ayant quatre, trois et deux cylindres respectivement.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

Charge sur les gouvernes et les commandes de vol

527.391 Généralités

Chaque rotor auxiliaire, chaque gouverne ou chaque surface stabilisatrice fixe ou mobile, et chaque système assurant le fonctionnement des commandes de vol doit satisfaire aux exigences des [527.395, 527.397, 527.399, 527.411 et 527.427.]

(M. à j. 527-2 (92-02-01))

(M. à j. 527-4)

527.395 Système de commandes de vol

  1. a) La partie de chaque système de commande de vol comprise entre les commandes du pilote et les butées de commande doit être conçue de façon à résister à des efforts pilote non inférieurs :
    1. (1) Aux efforts spécifiés en 527.397; ou
    2. (2) Si le système empêche le pilote d’appliquer les efforts pilote limites au système, aux efforts maximaux que le système permet au pilote d’appliquer, mais non inférieurs à 0,60 fois les efforts spécifiés en 527.397.
  2. b) Chaque système de commande principal, y compris la structure support, doit être conçu de la façon suivante :
    1. (1) Le système doit résister aux charges résultant des efforts spécifiés en 527.397.
    2. (2) Nonobstant les dispositions du paragraphe b)(3) de la présente section, lorsque des commandes servo-actionnées ou servo-assistées sont utilisées, le système doit également résister aux charges résultant des efforts produits par chaque dispositif de servocommande normalement alimenté, y compris toute panne simple d’un dispositif de servo-commande ou d’un actionneur.
    3. (3) Lorsque la conception d’un système ou les charges normales d’utilisation sont telles qu’une partie du système ne peut supporter les efforts pilote limites spécifiés en 527.397, cette partie du système doit être conçue pour résister aux charges maximales qui peuvent être obtenues en utilisation normale. Les charges minimales de calcul doivent, dans tous les cas, fournir un système robuste en utilisation, incluant les considérations de fatigue, de grippage, de rafales au sol, d’inertie de commande et de charges de frottement. En l’absence d’une analyse rationnelle, les charges de calcul résultant de l’application de 60 pour cent des efforts pilote limites spécifiés sont des charges minimales de calcul acceptables.
    4. (4) Si les charges opérationnelles peuvent être dépassées par grippage, rafales au sol, inertie des commandes ou frottement, le système doit être conçue pour résister sans fléchissement aux efforts pilote limites spécifiés en 527.397.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

527.397 Efforts pilote et couples limites

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

527.399 Système de doubles commandes de vol

Chaque système de doubles commandes de vol principales doit être conçu pour résister aux charges qui résultent lorsque des efforts pilote égaux à 0,75 fois ceux obtenus selon la 527.395 sont appliqués :

  1. a) En opposition; et
  2. b) Dans la même direction.

527.411 Garde au sol : protection du rotor de queue

  1. a) Il doit être impossible au rotor de queue de toucher la surface d’atterrissage au cours d’un atterrissage normal.
  2. b) Si une protection du rotor de queue est exigée pour montrer la conformité au paragraphe a) de cette section :
    1. (1) Des charges de calcul convenables doivent être établies pour la protection; et
    2. (2) La protection et sa structure-support doivent être conçues pour résister à ces charges.

527.427 Charges dissymétriques

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

    (M. à j. 527-2 ((92-02-01))

Charges au sol

527.471 Généralités

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

527.473 Conditions de charges au sol et hypothèses

  1. a) Pour les conditions d’atterrissage spécifiées, une masse maximale de calcul doit être utilisée à condition qu’elle ne soit pas inférieure à la masse maximale. La portance du rotor peut être supposée passer par le centre de gravité pendant l’impact à l’atterrissage. Cette portance ne doit pas dépasser les 2/3 du poids maximal de calcul;
  2. b) Sauf indications contraires, pour chaque condition d’atterrissage spécifiée, le giravion doit être conçu pour un facteur de charge limite non inférieur au facteur de charge d’inertie limite justifié selon la 527.725.

527.475 Pneumatiques et amortisseurs

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

527.477 Disposition du train d’atterrissage

Les sections 527.235, 527.479 à 527.485 et 527.493 s’appliquent aux trains d’atterrissage équipés de deux atterrisseurs arrière, et un ou plusieurs atterrisseurs en avant du centre de gravité.

527.479 Conditions d’atterrissage en ligne de vol

  1. a) Assiettes. Pour chacune des conditions de charge prescrites au paragraphe b) de cette section, le giravion est supposé être dans chacune des assiettes d’atterrissage en ligne de vol suivantes :
    1. (1) Une assiette pour laquelle toutes les roues entrent en contact avec le sol simultanément.
    2. (2) Une assiette pour laquelle les roues arrière entrent en contact avec le sol tandis que les roues avant sont juste au-dessus du sol.
  2. b) Conditions de charge. Le giravion doit être conçu pour les conditions de charge à l’atterrissage suivantes :
    1. (1) Charges verticales appliquées selon la 527.471.
    2. (2) Charges résultant d’une combinaison des charges appliquées selon le sous-paragraphe (1) de ce paragraphe avec des charges de traînée sur chaque roue non inférieures à 25% de la charge verticale sur cette roue.
    3. (3) S’il y a deux atterrisseurs avant, une répartition des charges appliquées à ces atterrisseurs selon les sous-paragraphes (1) et (2) de ce paragraphe dans un rapport de 40:60.
  3. c) Moments de tangage. Les moments de tangage sont supposés être encaissés par :
    1. (1) Dans le cas de l’assiette spécifiée au paragraphe a) (1) de cette section, l’atterrisseur avant; et
    2. (2) Dans le cas de l’assiette spécifiée au paragraphe a) (2) de cette section, les forces d’inertie angulaires.

527.481 Conditions d’atterrissage en cabré

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

527.483 Conditions d’atterrissage sur un atterrisseur

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

  1. a) La charge verticale doit être la même que celle obtenue sur ce côté, selon le 527.479 b)(1); et
  2. b) Les charges externes non équilibrées doivent être équilibrées par l’inertie du giravion.

527.485 Conditions d’atterrissage ripé

  1. a) Le giravion est supposé être à une assiette d’atterrissage en ligne de vol, avec :
    1. (1) Charges latérales combinées avec la moitié des réactions maximales au sol obtenues dans les conditions d’atterrissage en ligne de vol du 527.479 b)(1); et
    2. (2) Les charges obtenues selon le sous-paragraphe (1) de ce paragraphe appliquées :
      1. (i) Au point de contact avec le sol; ou
      2. (ii) Pour les atterrisseurs à roues entièrement pivotantes, au centre de l’essieu.
  2. b) Le giravion doit être conçu pour résister, au contact du sol :
    1. (1) Lorsque seuls les atterrisseurs arrière entrent en contact avec le sol, à des charges latérales de 0,8 fois la réaction verticale agissant vers l’intérieur sur un côté, et de 0,6 fois la réaction verticale agissant vers l’extérieur sur l’autre côté, toutes combinées avec les charges verticales spécifiées au paragraphe a) de cette section; et
    2. (2) Lorsque les atterrisseurs entrent simultanément en contact avec le sol :
      1. (i) Pour les atterrisseurs arrière, aux charges latérales spécifiées au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe; et
      2. (ii) Pour les atterrisseurs avant, à une charge latérale de 0,8 fois la réaction verticale combinée avec la charge verticale spécifiée au paragraphe a) de cette section.

527.493 Conditions de roulement freiné

Dans des conditions de roulement freiné avec les amortisseurs dans leur position statique :

  1. a) La charge limite verticale doit être basée sur un facteur de charge d’au moins :
    1. (1) 1,33 pour l’assiette spécifiée au 527.479 a)(1); et
    2. (2) 1,0 pour l’assiette spécifiée au 527.479 a)(2); et
  2. b) La structure doit être calculée pour résister au point de contact avec le sol de chaque roue avec freins, à une charge de traînée au moins égale à la plus faible des valeurs suivantes :
    1. (1) La charge verticale multipliée par un coefficient de frottement de 0,8; et
    2. (2) La valeur maximale basée sur le couple de freinage limite.

527.497 Conditions de charges au sol : train d’atterrissage avec atterrisseur de queue

  1. a) Généralités. Les giravions équipés de trains d’atterrissage avec deux atterrisseurs en avant et un atterrisseur en arrière du centre de gravité doivent être conçus pour les conditions de charges prescrites dans cette section.
  2. b) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec seulement les atterrisseurs avant en contact avec le sol. À cette assiette :
    1. (1) Les charges verticales doivent être appliquées selon les 527.471 à 527.475;
    2. (2) La charge verticale appliquée à chaque essieu doit être combinée avec une charge de traînée à cet essieu non inférieure à 25% de cette charge verticale; et
    3. (3) Les moments de tangage non équilibrés, sont supposés être équilibrés par les forces d’inertie angulaires.
  3. c) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec tous les atterrisseurs entrant simultanément en contact avec le sol. À cette assiette, le giravion doit être conçu pour les conditions de charges à l’atterrissage prescrites au paragraphe b) de cette section.
  4. d) Assiette maximale en cabré avec seulement l’atterrisseur arrière entrant en contact avec le sol. L’assiette pour cette condition doit être l’assiette en cabré maximale envisagée en utilisation normale, y compris les atterrissages en autorotation. À cette assiette :
    1. (1) Les charges au sol appropriées spécifiées au paragraphes b)(1) et (2) de cette section doivent être déterminées et appliquées, en utilisant une méthode rationnelle pour tenir compte du bras de levier entre la réaction au sol de l’atterrisseur arrière et le centre de gravité du giravion; ou
    2. (2) La probabilité d’un atterrissage avec l’atterrisseur arrière entrant le premier en contact avec le sol doit être montrée comme étant extrêmement fiable.
  5. e) Assiette d’atterrissage en ligne de vol avec seulement un atterrisseur avant entrant en contact avec le sol. À cette assiette, le giravion doit être conçu pour les charges au sol spécifiées au paragraphes b)(1) et (3) de cette section.
  6. f) Charges latérales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Pour les assiettes spécifiées aux paragraphes b) et c) de cette section, ce qui suit s’applique :
    1. (1) Les charges latérales doivent être combinées à chaque atterrisseur avec la moitié des réactions verticales maximales du sol obtenues pour cet atterrisseur selon les paragraphes b) et c) de cette section. Dans cette condition, les charges latérales doivent être :
      1. (i) Pour les atterrisseurs avant, 0,8 fois la réaction verticale (sur un côté) agissant vers l’intérieur, et 0,6 fois la réaction verticale (sur l’autre côté) agissant vers l’extérieur; et
      2. (ii) Pour l’atterrisseur arrière, 0,8 fois la réaction verticale.
    2. (2) Les charges spécifiées au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe doivent être appliquées :
      1. (i) Au point de contact avec le sol avec l’atterrisseur orienté vers l’arrière (pour un atterrisseur non entièrement pivotant avec un verrou, un dispositif d’orientation ou un amortisseur de shimmy pour maintenir l’atterrisseur orienté vers l’arrière); ou
      2. (ii) Au centre de l’essieu (pour un atterrisseur entièrement pivotant sans verrou, ni dispositif d’orientation ni amortisseur de shimmy).
  7. g) Conditions de roulement freiné avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Pour les assiettes spécifiées aux paragraphes b) et c) de cette section, et avec les amortisseurs dans leur position statique, le giravion doit être conçu pour les charges de roulement freiné comme suit :
    1. (1) La charge verticale limite doit être basée sur un facteur de charge verticale limite non inférieur à :
      1. (i) 1,0 pour l’assiette spécifiée au paragraphe b) de cette section; et
      2. (ii) 1,33 pour l’assiette spécifiée au paragraphe c) de cette section.
    2. (2) Pour chaque roue équipée de freins, une charge de traînée doit être appliquée, au point de contact avec le sol, non inférieure à la plus faible des valeurs suivantes :
      1. (i) 0,8 fois la charge verticale; et
      2. (ii) la valeur maximale basée sur le couple de freinage limite.
  8. h) Charges de virage sur l’atterrisseur arrière à une assiette statique au sol. À une assiette statique au sol, et avec les amortisseurs et les pneus dans leurs positions statiques, le giravion doit être conçu pour les charges de virage sur l’atterrisseur arrière comme suit :
    1. (1) Une réaction verticale du sol égale à la charge statique sur l’atterrisseur arrière doit être combinée avec une charge latérale égale.
    2. (2) La charge spécifiée au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe doit être appliquée à l’atterrisseur arrière :
      1. (i) Sur l’axe, s’il y a un pivot (la roue arrière étant supposée avoir pivoté de 90° par rapport à l’axe longitudinal du giravion); ou
      2. (ii) Au point de contact avec le sol, s’il y a un verrou, un dispositif d’orientation ou un amortisseur de shimmy (la roue arrière étant supposée être vers l’arrière).
      3. (iii) Condition d’évolution au sol. Le giravion et son train d’atterrissage doivent être conçus pour les charges qui se produiraient lorsque le giravion évolue sur le sol le plus inégal qui peut être raisonnablement envisagé en utilisation normale.

527.501 Conditions de charges au sol : atterrisseur à patins

  1. a) Généralités. Les giravions équipés d’atterrisseurs à patins doivent être conçus pour les conditions de charges spécifiées dans cette section. En montrant la conformité à cette section, ce qui suit s’applique :
    1. (1) La masse maximale de calcul, le centrage et le facteur de charge doivent être déterminés selon les 527.471 à 527.475.
    2. (2) La déformation structurale des éléments élastiques sous des charges limites, est acceptable.
    3. (3) Les charges extrêmes de calcul pour les éléments élastiques n’ont pas à dépasser celles obtenues lors d’un essai de chute du train avec :
      1. (i) Une hauteur de chute de 1,5 fois celle spécifiée en 527.725; et
      2. (ii) Une portance de rotor supposée non supérieure à 1,5 fois celle utilisée pour les essais de chute limite prescrits en 527.725.
    4. (4) La conformité aux paragraphes b) à e) de cette section doit être montrée avec :
      1. (i) L’atterrisseur dans sa position la plus critique d’affaissement pour la condition d’atterrissage considérée; et
      2. (ii) Les réactions du sol réparties rationnellement le long de la partie inférieure du tube de patin.
  2. b) Réactions verticales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. À l’assiette en ligne de vol, le giravion entrant en contact avec le sol sur toute la partie inférieure des deux patins, les réactions verticales doivent être appliquées comme prescrit dans le paragraphe a) de cette section.
  3. c) Réactions de traînée avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. À l’assiette en ligne de vol, le giravion entrant en contact avec le sol sur toute la partie inférieure des deux patins, ce qui suit s’applique :
    1. (1) Les réactions verticales doivent être combinées avec des réactions horizontales de traînée égales à 50% de la réaction verticale appliquée au sol.
    2. (2) Les charges au sol résultantes doivent être égales à la charge spécifiée au paragraphe b) de cette section.
  4. d) Charges latérales avec assiette d’atterrissage en ligne de vol. Lorsque le giravion avec assiette en ligne de vol, entre en contact avec le sol sur la partie inférieure de ses deux patins, ce qui suit s’applique :
    1. (1) La réaction verticale du sol doit être :
      1. (i) Égale aux charge verticales obtenues dans la condition spécifiée au paragraphe b) de cette section; et
      2. (ii) Également répartie sur les patins.
    2. (2) Les réactions verticales du sol doivent être combinées à une charge latérale horizontale égale à 25% de leur valeur.
    3. (3) La charge latérale totale doit être appliquée également entre les patins et sur toute la longueur des patins.
    4. (4) Les moments non-équilibrés sont supposés être équilibrés par l’inertie angulaire.
    5. (5) L’atterrisseur à patins doit être étudié pour :
      1. (i) Les charges latérales agissant vers l’intérieur; et
      2. (ii) Les charges latérales agissant vers l’extérieur.
  5. e) Charges d’atterrissage sur un seul patin avec assiette en ligne de vol. Lorsque le giravion, avec assiette en ligne de vol, entre en contact avec le sol sur la partie inférieure d’un seul patin, ce qui suit s’applique :
    1. (1) La charge verticale sur le côté entrant en contact avec le sol doit être la même que celle obtenue de ce côté dans la condition spécifiée au paragraphe b) de cette section.
    2. (2) Les moments non-équilibrés sont supposés être équilibrés par l’inertie angulaire.
  6. f) Conditions spéciales. En plus des conditions spécifiées aux paragraphes b) et c) de cette section, le giravion doit être conçu pour les réactions du sol suivantes :
    1. (1) Une charge de réaction du sol agissant vers le haut et vers l’arrière sous un angle de 45° par rapport à l’axe longitudinal du giravion. Cette charge doit être :
      1. (i) Égale à 1,33 fois le poids maximal;
      2. (ii) Répartie symétriquement entre les patins;
      3. (iii) Concentrée à l’extrémité avant de la partie du tube du patin; et
      4. (iv) Appliquée uniquement à l’extrémité avant du tube du patin et à son attache au giravion.
    2. (2) Le giravion ayant une assiette d’atterrissage en ligne de vol, une charge verticale de réaction du sol égale à la moitié de la charge verticale déterminée selon le paragraphe b) de cette section. Cette charge doit être :
      1. (i) Appliquée uniquement au tube du patin et à son attache au giravion; et
      2. (ii) Répartie également sur 33,3 pour cent de la longueur entre les attaches du tube du patin et située au centre à mi-distance entre les attaches du tube du patin.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

527.505 Conditions d’atterrissage sur skis

Si la certification pour l’utilisation avec skis est demandée, le giravion équipé de skis doit être conçu pour résister aux conditions de charges suivantes (où P est le poids statique maximal sur chaque ski avec le giravion à la masse maximale de calcul, et où n est le facteur de charge limite déterminé selon le 527.473 b)).

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

Charges à flot

527.521 Conditions d’amerrissage sur flotteurs

Si la certification pour l’utilisation avec flotteurs est demandée, le giravion équipé avec des flotteurs doit être conçu pour résister aux conditions de charges suivantes (où le facteur de charge limite est déterminé selon le 527.473 b) ou supposé être égal à celui déterminé pour le train d’atterrissage à roue) :

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

Exigences relatives aux éléments principaux

527.547 Structure du rotor principal

  1. a) Chaque ensemble de rotor principal (y compris moyeux de rotors et les pales) doit être conçu comme prescrit dans cette section.
  2. b) (Réservé)
  3. c) La structure du rotor principal doit être conçue pour résister aux charges suivantes prescrites aux 527.337 à 527.341 :
    1. (1) Charges de vol critiques.
    2. (2) Charges limites se produisant dans les conditions normales d’autorotation. Dans cette condition, le régime du rotor doit être choisi de façon à inclure des effets de l’altitude.
  4. d) La structure du rotor principal doit être conçue pour résister aux charges simulant :
    1. (1) Pour les pales, moyeux et articulation de battement du rotor, la force d’impact de chaque pale contre sa butée pendant le fonctionnement au sol; et
    2. (2) Toute autre condition critique envisagée en utilisation normale.
  5. e) La structure du rotor principal doit être conçue pour résister au couple limite à toute vitesse de rotation, y compris la vitesse nulle. De plus :
    1. (1) Le couple limite n’a pas à dépasser le couple défini par un dispositif de limitation du couple (s’il est prévu), et ne doit pas être inférieur à la plus grande des valeurs suivantes :
      1. (i) Le couple maximal susceptible d’être transmis à la structure du rotor dans l’une ou l’autre direction; et
      2. (ii) Le couple moteur limite spécifié en 527.361.
    2. (2) Le couple limite doit être réparti de façon rationnelle entre les pales du rotor.

527.549 Structures du fuselage, du train d’atterrissage et du pylône rotor

  1. a) Chaque structure du fuselage, du train d’atterrissage et du pylône rotor doit être conçue comme prescrit dans cette section. Les forces résultantes du rotor peuvent être représentées comme une seule force appliquée au point de fixation du moyeu rotor.
  2. b) Chaque structure doit être conçue pour résister :
    1. (1) Aux charges critiques prescrites dans les 527.337 à 527.341;
    2. (2) Aux charges au sol applicables prescrites dans les 527.235, 527.471 à 527.485, 527.493, 527.497, 527.501, 527.505 et 527.521; et
    3. (3) Aux charges prescrites dans les 527.547 d)(2) et e).
  3. c) La poussée du rotor auxiliaire, et les charges d’équilibre aérodynamique et d’inertie intervenant dans des conditions de vol accéléré, doivent être considérées.
  4. d) Chaque bâti moteur et chaque structure adjacente du fuselage doit être conçue pour résister aux charges se produisant dans des conditions de vol accéléré et d’atterrissage, y compris le couple moteur.

Conditions d’atterrissage et d’amerrissage forcés

527.561 Généralités

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

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

    (M. à j. 527-3 (94-01-03))

    (M. à j. 527-4)

527.562 Conditions dynamiques de l’atterrissage d’urgence

  1. a) Bien que le giravion risque d’être endommagé lors d’un atterrissage forcé, il devra être conçu pour protéger les occupants lorsque :
    1. (1) l’occupant utilise correctement les sièges, ceintures et bretelles de harnais fournis dans l’équipement; et
    2. (2) l’occupant est soumis à des charges résultant des conditions prescrites dans cette section.
  2. b) La conception de chaque type de siège ou d’équipements équivalents approuvés pour un membre d’équipage ou les passagers, pendant les phases de décollage et d’atterrissage, doit satisfaire aux essais dynamiques ou être expérimentée par une analyse rationnelle fondée sur ces essais effectués avec un siège du même type, conformément aux critères suivants. Les tests doivent être menés avec un occupant représenté par un mannequin (ATD) de 170 livres, selon la définition du « Federal Aviation Regulations, Title 49 CFR 572, Subpart B » des États-Unis, ou son équivalent, assis en position verticale normale.
    1. (1) Dans le cas d’une variation du taux de descente d’au moins 30 pieds par seconde, lorsque le siège ou tout autre dispositif équivalent est orienté dans sa position nominale par rapport au système de référence du giravion, l’axe longitudinal du giravion est incliné vers le haut à 60° par rapport au vecteur vitesse à l’impact, et son axe latéral est perpendiculaire à un plan vertical comportant le vecteur vitesse à l’impact et l’axe longitudinal du giravion. La décélération maximale doit s’effectuer en moins de 0 031 seconde après l’impact et atteindre un minimum de 30g.
    2. (2) Lors d’une variation du taux positif d’au moins 42 pieds par seconde, lorsque le siège ou son équivalent est orienté dans sa position nominale par rapport au système de référence du giravion, l’axe longitudinal du giravion pivote de 10° suivant l’axe du lacet sur la droite ou la gauche du vecteur vitesse à l’impact (quelque soit le côté qui produirait l’effort le plus important sur la bretelle de harnais), l’axe latéral du giravion est compris dans un plan horizontal qui comporte le vecteur vitesse à l’impact, et son axe vertical est perpendiculaire à un plan horizontal qui inclus le vecteur vitesse à l’impact. La décélération maximale doit alors s’effectuer en moins de 0 071 seconde après l’impact et atteindre un minimum de 18,4g.
    3. (3) Lorsque des rails de plancher ou des dispositifs de fixation au sol ou aux parois sont utilisés pour fixer les sièges à la structure de la cellule dans les conditions de cette section, les rails ou les dispositifs doivent être décalés verticalement d’au moins 10° les uns par rapport aux autres (c’est-à-dire décalés vers l’extérieur par rapport à la parallèle) et d’au moins 10° d’inclinaison latérale, avec les directions facultatives, afin de tenir compte d’un gauchissement possible du plancher.
  3. c) la conformité aux instructions suivantes doit être respectée.
    1. (1) Le système du dispositif de siège doit rester intact bien qu’une séparation intentionnelle puisse être prévue de par sa conception.
    2. (2) La fixation située entre le siège et la structure de la cellule doit rester intacte, bien que la structure ait pu dépasser sa charge limite.
    3. (3) La/les bretelle(s) de harnais du mannequin (ATD) doit/doivent rester sur ses épaules ou à une position très proche de celles-ci lors de l’impact.
    4. (4) La ceinture de sécurité doit rester sur le bassin du mannequin (ATD) lors de l’impact.
    5. (5) La tête du mannequin (ATD) ne heurte ni le poste de pilotage ni la cabine passagers, ou dans le cas contraire, l’impact de la tête ne doit pas excéder un critère de blessure faciale (HIC) de 1000 déterminé par l’équation suivante;

       

      Où (t) est l’accélération résultante du centre de gravité de la tête, exprimée comme un multiple de g (accélération de la gravité). et (t2-t1) exprime la durée en seconde de l’impact principal de la tête, elle ne doit pas excéder 0,05 seconde.

    6. (6) Les charges auxquelles sont soumises les bretelles de harnais du torse ne doivent pas dépasser 1 750 livres. Si des doubles sangles sont utilisées pour retenir le torse, les charges totales du harnais ne doivent pas dépasser 2 000 livres.
    7. (7) La charge de compression maximale entre le bassin et les lombaires du mannequin (ATD) ne doit pas excéder 1 500 livres.
  4. d) Une autre approche permettant d’atteindre un niveau de protection de l’occupant équivalent ou supérieur, comme il est demandé dans cette section, doit être étayée sur une base rationnelle.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

527.563 Aménagements structuraux pour l’amerrissage forcé

Si la certification avec clauses d’amerrissage forcé est demandée, la résistance structurale pour l’amerrissage doit satisfaire aux exigences de la présente section et de 527.801 e).

  1. a) Conditions d’amerrissage avec vitesse d’avancement. Le giravion doit heurter initialement la vague la plus critique dans des conditions raisonnablement probables d’eau à des vitesses d’avancement comprises entre zéro et 30 noeuds, et à des assiettes probables de tangage, roulis et lacet. La vitesse descensionnelle limite du giravion ne doit pas être inférieure à 5 pieds par seconde par rapport à la surface moyenne de l’eau. La portance rotor peut être utilisée pour déplacer le centre de gravité au moment de l’impact à l’amerrissage. Toutefois, cette portance ne peut dépasser les deux tiers de la masse maximale de calcul. Une vitesse d’avancement maximale de moins de 30 noeuds peut être utilisée pour le calcul s’il peut être démontré que la vitesse d’avancement choisie ne sera pas dépassée lors d’un amerrissage normal avec un moteur arrêté.
  2. b) Conditions des flotteurs auxiliaires ou de secours :
    1. (1) Flotteurs fixes ou déployés avant le contact initial avec l’eau. En plus des charges à l’amerrissage spécifiées au paragraphe a) de la présente section, chaque flotteur auxiliaire ou de secours, ou son support et sa structure d’attache dans la cellule ou le fuselage, doit être conçu pour la charge engendrée par un flotteur complètement immergé, à moins que l’on puisse montrer qu’une immersion totale est peu probable. Lorsqu’une immersion totale est peu probable, la charge de flottabilité du flotteur la plus haute probable doit être appliquée. La charge de flottabilité la plus haute probable doit tenir compte de la possibilité qu’un flotteur soit partiellement immergé et engendre des moments stabilisateurs pour compenser les moments de renversement causés par le vent latéral, le chargement dissymétrique du giravion, l’action des vagues, l’inertie du giravion ainsi que les dommages structuraux probables et les fuites spécifiés en 527.801 d). Les angles de roulis et de tangage maximaux déterminés pour la conformité à 527.801 d) peuvent être utilisés, s’il y a lieu, pour déterminer le degré d’immersion de chaque flotteur. Si les flotteurs sont déployés en vol, les charges aérodynamiques pertinentes dérivées des limitations de vol avec flotteurs déployés doivent être utilisées pour les démonstrations de résistance des flotteurs et de leur attache au giravion. À Cette fin, la vitesse de calcul pour la charge limite est la vitesse limite d’utilisation flotteur déployé multipliée par 1.11.
    2. (2) Flotteurs déployés après le contact initial avec l’eau. Chaque flotteur doit être conçu pour l’immersion totale ou partielle spécifiée au paragraphe b)(1) de la présente section. De plus, chaque flotteur doit être conçu pour résister aux charges verticales et de traînée combinées en prenant une vitesse limite relative de 20 noeuds entre le giravion et l’eau. La charge verticale ne peut être inférieure à la charge de flottabilité la plus élevée déterminée selon le paragraphe b)(1) de la présente section.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

Évaluation en fatigue

527.571 Évaluation en fatigue de la structure soumise aux charges

  1. a) Généralités. Chaque portion de la structure de vol (la structure de vol comprend : les rotors, les systèmes d’entraînement des rotors entre les moteurs et les moyeux de rotors, les commandes, le fuselage, le train d’atterrissage, et leurs attaches principales correspondantes), dont la rupture pourrait être catastrophique, doit être identifiée et doit être évaluée selon les paragraphes b), c), d) ou e) de cette section. Ce qui suit s’applique à chaque évaluation en fatigue :
    1. (1) La procédure d’évaluation doit être approuvée.
    2. (2) Les emplacements de rupture probable doivent être déterminés.
    3. (3) Les mesures en vol doivent être incluses pour déterminer ce qui suit :
      1. (i) Les charges ou les contraintes dans toutes les conditions critiques sur toute la gamme des limitations de la 527.309, sauf que les facteurs de charge de manoeuvre n’ont pas à dépasser les valeurs maximales envisagées en utilisation.
      2. (ii) Les effets de l’altitude sur ces charges ou ces contraintes.
    4. (4) Les spectres de charge doivent être aussi sévères que ceux envisagés en utilisation et doivent comprendre, mais non exclusivement, les opérations avec charges extérieures, s’il y a lieu, et les cycles sol-air-sol. Les spectres de charge doivent être basés sur les charges ou les contraintes déterminées selon le paragraphe a)(3) de la présente section.
  2. b) Évaluation des tolérances en fatigue. Il doit être montré que la tolérance en fatigue de la structure garantit que la probabilité de rupture catastrophique en fatigue est extrêmement faible sans établir de durée de vie, de contrôles périodiques ou d’autres méthodes selon le A527.4 de l’appendice A.
  3. c) Évaluation de la durée de vie. Il doit être montré que la probabilité de rupture catastrophique en fatigue est extrêmement faible pendant la durée de vie fournie selon le A527.4 de l’appendice A.
  4. d) Évaluation du « fail-safe ». Ce qui suit s’applique à l’évaluation du « fail-safe ».
    1. (1) Il doit être montré que toutes les ruptures partielles deviendront facilement décelables au cours des procédures de contrôle fournies selon le A527.4 de l’appendice A.
    2. (2) L’intervalle entre le moment où toute rupture partielle devient facilement décelable selon le sous-paragraphe (1) de ce paragraphe et le moment où toute autre rupture de ce type est susceptible de réduire la résistance restante de la structure jusqu’aux charges limites ou maximales qui peuvent être atteintes (en prenant les plus faibles), doit être déterminé.
    3. (3) Il doit être montré que l’intervalle déterminé selon le sous-paragraphe (2) de ce paragraphe est suffisamment long, par rapport aux intervalles entre les contrôles périodiques et compte tenu des procédures correspondantes fournies selon le A527.4 de l’appendice A pour offrir une probabilité de détection suffisamment grande qui garantisse que la probabilité d’une rupture catastrophique est extrêmement faible.
  5. e) Combinaisons des évaluations de durée de vie et de « fail-safe ». Un élément peut être évalué suivant une combinaison des paragraphes c) et d) de cette section. Pour de tels éléments, il doit être montré que la probabilité de rupture catastrophique est extrêmement faible avec une combinaison approuvée de durée de vie, des intervalles de contrôles périodiques et des procédures correspondantes fournies selon le A527.4 de l’appendice A.

    (M. à j. 527-2 (92-02-01))

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

(en vigueur 2014/07/08)

  1. a) Chaque demandeur doit évaluer les structures en composites d’un giravion conformément aux normes de tolérance aux dommages sous d) du présent article, à moins que le demandeur établisse qu’une évaluation de la tolérance aux dommages n’est pas réalisable compte tenu des limites en matière d’agencement, d’inspection ou de bonnes pratiques de conception. Si un demandeur établit que l’évaluation n’est pas réalisable compte tenu des limites en matière d’agencement, d’inspection ou de bonnes pratiques de conception, il doit effectuer une évaluation en fatigue conformément à e) du présent article.
  2. b) La méthodologie utilisée pour établir la conformité avec le présent article doit être soumise à l’approbation du ministre.
  3. c) Définitions :
    1. (1) Une défaillance catastrophique est un événement qui pourrait empêcher la poursuite du vol et de l’atterrissage en toute sécurité.
    2. (2) Les éléments structuraux principaux (PSE) sont des éléments structuraux qui contribuent de façon importante au support des charges en vol et au sol, et dont la défaillance pourrait entraîner une défaillance catastrophique du giravion.
    3. (3) Une évaluation de la menace s’entend d’une évaluation qui précise l’emplacement, le type et la taille des dommages, et qui prend en compte la fatigue, les effets environmentaux, les défauts intrinsèques et discrets, ainsi que les dommages dus à une collision ou à d’autres dommages accidentels (notamment la source discrète des dommages accidentels) qui peuvent avoir lieu durant la fabrication ou l’utilisation.
  4. d) Évaluation de la tolérance aux dommages :
    1. (1) Chaque demandeur doit montrer qu’une défaillance catastrophique causée par des charges statiques ou de fatigue, compte tenu des dommages accidentels ou des défauts de fabrication intrinsèques ou discrets, sera évitée durant toute la durée de vie prévue ou les intervalles d’inspection requise du giravion en effectuant des évaluations de la tolérance aux dommages de la résistance des PSE en composites et d’autres pièces et des points de conception de détail et techniques de fabrication. Chaque demandeur doit indiquer les effets de la variabilité des matériaux et des procédés, ainsi que des effets environmentaux dans les évaluations de résistance et de fatigue. Chaque demandeur doit évaluer les parties de la cellule comprenant des PSE, les systèmes d’entraînement des rotors principal et de queue, les pales et moyeux des rotors principal et de queue, les commandes de rotor, les gouvernes fixes et mobiles, les fixations du moteur et de la transmission, le train d’atterrissage, ainsi que les autres pièces et des points de conception de détail et techniques de fabrication qui sont critiques selon le ministre. Chaque évaluation de la tolérance aux dommages doit comprendre les éléments suivants :
      1. (i) l’identification de tous les PSE;
      2. (ii) les mesures en vol et au sol prises afin de déterminer les charges ou les contraintes de tous les PSE dans toutes les conditions critiques et dans toute la plage des limites indiquées à 527.309 (y compris les effets de l’altitude), si ce n’est que les facteurs de charge de manœuvre n’ont pas besoin de dépasser les valeurs maximales prévues en service;
      3. (iii) les spectres de charge doivent être aussi sévères que ceux prévus en service en se fondant sur les charges ou les contraintes déterminées selon d)(1)(ii) du présent article, notamment les opérations avec charges externes, s’il y a lieu, et les autres opérations comprenant des événements où un couple élevé est utilisé;
      4. (iv) une évaluation de la menace de tous les PSE précisant l’emplacement, le type et la taille des dommages, et qui prend en compte la fatigue, les effets de l’environnement, les défauts intrinsèques et discrets, ainsi que les dommages dus à une collision ou à un accident (notamment la source discrète des dommages accidentels) qui peuvent avoir lieu durant la fabrication ou le fonctionnement;
      5. (v) une évaluation de la résistance résiduelle et des caractéristiques de fatigue de tous les PSE à l’appui des durées de vie et des intervalles d’inspection établies à d)(2) du présent article.
    2. (2) Chaque demandeur doit établir des durées de vie, des intervalles d’inspection ou d’autres procédures pour tous les PSE afin d’exiger la réparation ou le remplacement des pièces endommagées avant qu’une défaillance catastrophique ne se produise. Ces durées de vie, intervalles d’inspection ou autres procédures doivent être comprises dans la Section des Limitations de navigabilité des instructions pour le maintien de la navigabilité exigée par l’article 527.1529.
      1. (i) Les durées de vie des PSE doivent être déterminées au moyen d’essais, ou d’analyses appuyées par des essais, et elles doivent refléter le fait que la structure peut supporter les charges de différentes grandeurs que l’on s’attend à voir en service. En établissant ces durées de vie, il faut tenir compte des éléments suivants :
        1. (A) les dommages relevés dans l’évaluation de la menace exigé à d)(1)(iv) du présent article;
        2. (B) le degré maximal acceptable des défauts de fabrication et de dommages découlant de l’utilisation (c.-à-d. les défauts et dommages qui ne réduisent pas la résistance résiduelle sous les charges de conception extrêmes, ainsi que les défauts et dommages qui peuvent être réparés afin de rétablir la résistance extrême);
        3. (C) la résistance extrême après l’application de charges répétées.
      2. (ii) Les intervalles d’inspection des PSE doivent être établies de façon à révéler tout dommage relevé dans l’évaluation de la menace prévue à d)(1)(iv) du présent article qui pourrait être attribuable à la fatigue ou à d’autres facteurs en service avant la propagation de ce dommage à un point où le composant ne satisfait plus à l’exigence de résistance résiduelle. Les éléments suivants doivent être pris en compte au moment de l’établissement des intervalles d’inspection :
        1. (A) le rythme de propagation des dommages, y compris l’absence de propagation, sous l’application des charges répétées attendues en service, déterminé au moyen d’essais ou d’analyses appuyées par des essais;
        2. (B) la résistance résiduelle exigée pour les dommages anticipés établie après avoir pris en compte le type de dommage, l’intervalle d’inspection, la possibilité de détection du dommage et les techniques utilisées pour détecter les dommages. La résistance résiduelle minimale exigée est la limite de charge;
        3. (C) déterminer si l’inspection permettra de détecter la propagation des dommages avant que la résistance résiduelle minimale soit atteinte et ramenée à la valeur de la charge extrême, ou si le composant devra être remplacé;
      3. (3) Chaque demandeur doit tenir compte des effets des dommages sur la raideur, le comportement dynamique, les charges et le rendement fonctionnel des PSE lorsqu’il documente la taille maximale anticipée des dommages et des intervalles d’inspection.
  5. e) Évaluation en fatigue : si un demandeur établit que l’évaluation de la tolérance aux dommages à d) du présent article n’est pas réalisable compte tenu des limites en matière d’agencement, d’inspection ou de bonnes pratiques de conception, le demandeur doit effectuer une évaluation en fatigue de la structure en composites particulière du giravion et :
    1. (1) relever tous les PSE pris en compte dans l’évaluation en fatigue;
    2. (2) relever les types de dommages de tous les PSE pris en compte dans l’évaluation en fatigue;
    3. (3) établir des procédures supplémentaires devant réduire au minimum le risque de défaillance catastrophique liée aux types de dommages relevés à d) du présent article;
    4. (4) ajouter ces procédures supplémentaires dans la section propres aux Limitations de navigabilité située dans les instructions pour le maintien de la navigabilité exigée par l’article 527.1529.