Manuel de navigabilité Chapitre 527 Sous-chapitre F - Équipement - Règlement de l'aviation canadien (RAC)

De : Transports Canada

dernière révision du contenu : 2024/01/24

Généralités

527.1301 Fonction et installation

Chaque élément d’équipement installé doit :

  1. a) Être d’un type et d’une conception appropriés à sa fonction.
  2. b) Être étiqueté suivant son identification, sa fonction, ou ses limites de fonctionnement ou toute combinaison applicable de ces facteurs;
  3. c) Être installé suivant les limitations spécifiées pour cet équipement; et
  4. d) Fonctionner correctement, une fois installé.

527.1301-1 Fonctionnement d’un giravion qui a été exposé au froid au cours d’un stationnement prolongé

Une évidence de fonctionnement satisfaisant d’un giravion en tant que système est requis après que le giravion a été exposé au sol pour une période prolongée à des températures ambiantes égales ou inférieures à -35°C, à moins qu’une température minimale alternative au sol n’ait été proposée par le postulant et acceptée par le ministre.

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

(modifié 2004/12/01; version précédente)

527.1303 Instruments de vol et de navigation

Les instruments de vol et de navigation suivants sont exigés :

  1. a) Un indicateur de vitesse-air.
  2. b) Un altimètre.
  3. c) Un indicateur magnétique de direction.

527.1305 Instruments de l’installation motrice

Les instruments suivants de l’installation motrice sont exigés :

  1. a) Un indicateur de température d’air au carburateur, pour chaque moteur muni d’un ensemble de préchauffage pouvant produire une élévation de température de plus de 60° F.
  2. b) Un indicateur de température de culasse, pour chaque :
    1. (1) Moteur refroidi par air;
    2. (2) Giravion avec volets de refroidissement; et
    3. (3) Giravion pour lequel la conformité à la 527.1043 est montrée dans n’importe quelle condition autre que la condition de vol la plus critique, en ce qui concerne le refroidissement.
  3. c) Un indicateur de pression de carburant, pour chaque moteur alimenté par pompe.
  4. d) Un indicateur de quantité de carburant pour chaque réservoir de carburant.
  5. e) Un moyen d’indiquer la pression d’admission, pour chaque moteur suralimenté. (en vigueur 2024/01/24)
  6. f) Un dispositif d’alarme de température d’huile pour indiquer que la température d’huile dépasse une valeur de sécurité dans chaque boîte de transmission principale (y compris toutes les boîtes de transmission essentielles à la synchronisation des rotors) ayant un système d’huile indépendant du système d’huile du moteur.
  7. g) Un dispositif d’alarme de pression d’huile pour indiquer que la pression tombe en-dessous d’une valeur de sécurité dans chaque boîte de transmission principale lubrifiée sous pression (y compris toutes les boîtes de transmission essentielles à la synchronisation des rotors) ayant un système d’huile indépendant du système d’huile du moteur.
  8. h) Un indicateur de pression d’huile, pour chaque moteur.
  9. i) Un indicateur de quantité d’huile, pour chaque réservoir d’huile.
  10. j) Un indicateur de température d’huile, pour chaque moteur.
  11. k) Un moyen d’indiquer le régime de chaque moteur et au moins un tachymètre, selon le cas, pour : (en vigueur 2024/01/24)
    1. (1) La vitesse de rotation du rotor principal unique;
    2. (2) La vitesse commune de tous les rotors principaux dont les vitesses ne peuvent pas varier d’une façon appréciable l’une par rapport à l’autre; ou
    3. (3) La vitesse de rotation de chaque rotor principal dont la vitesse peut varier d’une façon appréciable par rapport à celle d’un autre rotor principal.
  12. l) Un dispositif d’avertissement de bas niveau carburant pour chaque réservoir carburant qui alimente un moteur. Ce dispositif doit :
    1. (1) Avertir l’équipage lorsqu’il reste environ 10 minutes de carburant utilisable dans le réservoir; et
    2. (2) Être indépendant du système de jaugeage carburant normal.
  13. m) Comprendre un moyen pour indiquer à l’équipage la défaillance de toute pompe à carburant installée, de manière à démontrer la conformité avec la section 527.955.
  14. n) Un moyen d’indiquer la température des gaz pour chaque turbomachine. (en vigueur 2024/01/24)
  15. o) Un moyen de permettre au pilote de déterminer le couple de chaque turbomachine, si une limitation de couple est établie pour ce moteur selon le 527.1521 e). (en vigueur 2024/01/24)
  16. p) Pour chaque turbomachine, un indicateur pour indiquer le fonctionnement du système de protection anti-givrage de l’installation motrice.
  17. q) Comprendre un indicateur pour le filtre à carburant exigé à la section 527.997 pour indiquer le colmatage du filtre au niveau établi par le postulant conformément à la section 527.995.
  18. r) Pour chaque turbomachine, un moyen d’avertissement pour la crépine ou le filtre à huile exigé par le 527.1019, s’il ne comporte pas de circuit de dérivation, pour alerter le pilote de l’apparition de contamination de la crépine ou du filtre avant qu’elle n’atteigne la capacité établie conformément au 527.1019 a)(2).
  19. s) Comprendre un indicateur pour indiquer le fonctionnement de tout réchauffeur réglable ou à commande de marche-arrêt utilisé pour prévenir l’obstruction par le givre des composants du circuit carburant.
  20. t) Dans le cas d’un giravion devant être certifié à un régime de puissance OEI 30 secondes/2 minutes, il doit y avoir un moyen permettant d’avertir le pilote lorsque le moteur est aux niveaux de puissance OEI 30 secondes et OEI 2 minutes, au début de l’utilisation de ces puissances et à la fin des intervalles de temps.
  21. u) Toute turbomachine utilisant la puissance OEI 30 secondes/2 minutes doit être muni d’un dispositif ou d’un système utilisable par le personnel au sol : (en vigueur 2024/01/24)
    1. (1) permettant d’enregistrer automatiquement toute utilisation (y compris la durée) de la puissance aux niveaux OEI 30 secondes et 2 minutes;
    2. (2) permettant de récupérer les données enregistrées ;
    3. (3) ne pouvant être réinitialisé que par le personnel d’entretien au sol;
    4. (4) possédant un moyen de vérifier le bon fonctionnement du dispositif ou du système en question.
  22. v) Comprendre des avertisseurs signalant à l’équipage de conduite la présence de particules ferromagnétiques détectées par les détecteurs spécifiés en 527.1337 e).

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

    (M. à j. 527-4)

527.1307 Équipements divers

Les équipements divers suivants sont exigés :

  1. a) Un siège approuvé pour chaque occupant.
  2. b) Une ceinture de sécurité approuvée pour chaque occupant.
  3. c) Un interrupteur général.
  4. d) Une source adéquate d’énergie électrique lorsque l’énergie électrique est nécessaire au fonctionnement du giravion.
  5. e) Des dispositifs de protection électrique.

527.1309 Équipements, systèmes et installations

(en vigueur 2024/01/24)

Les équipements, systèmes et installations dont le fonctionnement est exigé par ce manuel, doivent être conçus et installés pour s’assurer qu’ils remplissent leurs fonctions prévues dans toute condition prévisible de fonctionnement. Les exigences suivantes s’appliquent également à tout équipement ou système dont la défaillance n’a pas été spécifiquement traitée par une autre exigence du présent chapitre : (en vigueur 2024/01/24)

  1. a) La conception de chaque équipement, système et installation doit être analysée séparément et par rapport aux autres systèmes et installations du giravion afin de déterminer et de nommer toute défaillance susceptible d’affecter la capacité du giravion ou l’aptitude de l’équipage à remplir ses fonctions dans toutes les conditions d’utilisation. (en vigueur 2024/01/24)
  2. b) Chaque équipement, système et installation doit être conçu et installé de manière à ce que: (en vigueur 2024/01/24)
    1. (1) la probabilité d’une défaillance catastrophique soit extrêmement faible; (en vigueur 2024/01/24)
    2. (2) la probabilité d’une défaillance majeure soit très faible; (en vigueur 2024/01/24)
    3. (3) la probabilité de toute autre défaillance se situant entre la défaillance majeure et la défaillance catastrophique soit inversement proportionnelle à ses conséquences. (en vigueur 2024/01/24)
  3. c) Un moyen d’alerter l’équipage en cas de défaillance doit être prévu lorsqu’une condition de fonctionnement dangereux du système existe et pour lui permettre de prendre des mesures correctives. Les systèmes, les commandes et les moyens associés de surveillance et d’alerte de l’équipage doivent être conçus de manière à minimiser les erreurs de l’équipage susceptibles de créer des risques supplémentaires. (en vigueur 2024/01/24)
  4. d) La conformité aux exigences du présent article doit être démontrée par une analyse et, si nécessaire, par des essais au sol, en vol ou sur simulateur. L’analyse doit prendre en compte : (en vigueur 2024/01/24)
    1. (1) Les modes de défaillance possibles, y compris les défectuosités et les données trompeuses, ainsi que les données provenant de sources externes; (en vigueur 2024/01/24)
    2. (2) L’effet des défaillances multiples et des défaillances latentes; (en vigueur 2024/01/24)
    3. (3) Les effets sur le giravion et ses occupants, compte tenu de la phase de vol et des conditions d’utilisation; (en vigueur 2024/01/24)
    4. (4) Les signaux d’alerte de l’équipage et les mesures correctives nécessaires. (en vigueur 2024/01/24)

527.1316 Protection des systèmes électriques et électroniques contre la foudre

(en vigueur 2014/07/08)

  1. (a) Un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait empêcher un giravion de poursuivre son vol ou d’effectuer un atterrissage en toute sécurité, doit être conçu et installé de façon à ce que :
    1. (1) cette fonction ne soit pas affectée négativement pendant ou après que le giravion est exposé à la foudre;
    2. (2) le système revienne automatiquement à la normale en temps opportun après que le giravion ait été exposé à la foudre.
  2. (b) Dans le cas d’un giravion dont l’exploitation selon les règles de vol aux instruments est approuvée, un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la perte pourrait réduire les moyens du giravion ou diminuer la capacité de l’équipage de conduite à réagir à des conditions opérationnelles laborieuses, doit être conçu et installé de façon à ce que cette fonction revienne à la normale en temps opportun après que le giravion ait été exposé à la foudre.

527.1317 Protection contre les champs rayonnés à haute intensité (HIRF)

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

  1. a) À l’exception de ce qui est prévu à l’alinéa d) du présent article, tout système électrique et électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait empêcher le giravion de poursuivre son vol et de se poser en toute sécurité, doit être conçu et installé de manière à ce que :
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    1. (1) cette fonction ne soit pas altérée défavorablement pendant et après l’exposition du giravion à un environnement HIRF, selon les modalités décrites à l’appendice D du présent chapitre;
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    2. (2) le système retrouve automatiquement et en temps opportun un usage normal de cette fonction après l’exposition du giravion à un environnement HIRF de type I, tel qu’il est décrit à l’appendice D du présent chapitre, à moins que le retour à la normale du système entre en conflit avec d’autres exigences opérationnelles ou fonctionnelles du système;
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    3. (3) le système ne soit pas altéré défavorablement pendant et après l’exposition du giravion à un environnement HIRF de type II, tel qu’il est décrit à l’appendice D du présent chapitre.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    4. (4) chaque fonction requise lors des vols VFR ne soit pas altérée défavorablement pendant et après l’exposition du giravion à un environnement HIRF de type III, tel qu’il est décrit à l’appendice D du présent chapitre.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
  2. b) Tout système électrique et électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait réduire de façon importante la capacité du giravion ou la possibilité pour l’équipage de conduite de faire face à une situation opérationnelle difficile, doit être conçu et installé de manière à ce que le système ne soit pas altéré défavorablement quand l’équipement qui remplit cette fonction est soumis aux essais HIRF de niveau 1 ou 2, tels qu’ils sont décrits à l’appendice D du présent chapitre.
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
  3. c) Tout système électrique et électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait réduire la capacité du giravion ou la possibilité pour l’équipage de conduite de faire face à une situation opérationnelle difficile, doit être conçu et installé de manière à ce que le système ne soit pas altéré défavorablement quand l’équipement qui remplit cette fonction est soumis aux essais HIRF de niveau 3, tels qu’ils sont décrits à l’appendice D du présent chapitre.
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
  4. d) Avant le 1er décembre 2012, un système électrique ou électronique qui remplit une fonction dont la défaillance pourrait empêcher le giravion de poursuivre son vol et de se poser en toute sécurité, peut être conçu et installé sans respecter les dispositions de l’alinéa a), à condition que :
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    1. (1) il ait été démontré précédemment que le système respectait les conditions spéciales de navigabilité relatives aux HIRF spécifiées par le ministre en vertu de la partie V du Règlement de l’aviation canadien (RAC);
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    2. (2) les caractéristiques d’immunité du système aux HIRF n’aient pas changé depuis la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité; et
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)
    3. (3) les données ayant servi à la démonstration du respect des conditions spéciales de navigabilité relatives aux HIRF soient fournies.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

Instruments : Installation

527.1321 Disposition et visibilité

  1. a) Chaque instrument de vol, de navigation, et d’installation motrice à l’usage de tout pilote, doit lui être facilement visible.
  2. b) Pour chaque giravion multimoteur, les instruments identiques d’installation motrice doivent être disposés de manière à éviter toute confusion quant au moteur auquel chaque instrument se rapporte.
  3. c) Les vibrations de la planche de bord ne doivent pas endommager, ou altérer la lisibilité ou la précision de tout instrument.
  4. d) Si un indicateur visuel est fourni pour indiquer le mauvais fonctionnement d’un instrument, il doit être efficace dans toutes les conditions probables d’éclairage du poste de pilotage.

527.1322 Voyants lumineux d’alarme, d’avertissement et d’information

Si des voyants lumineux d’alarme, d’avertissement ou d’information sont installés dans la cabine de pilotage, ils doivent, sauf approbation contraire par le Ministre, être :

  1. a) Rouge, pour les voyants lumineux d’alarme (voyants indiquant un danger qui peut exiger une action corrective immédiate);
  2. b) Ambre, pour les voyants lumineux d’avertissement (voyants indiquant le besoin possible d’une prochaine action corrective);
  3. c) Vert, pour les voyants lumineux de fonctionnement sûr; et
  4. d) De toute autre couleur, y compris le blanc, pour les voyants lumineux non décrits dans les paragraphes a) à c) de cette section, à condition que la couleur diffère suffisamment des couleurs prescrites dans les paragraphes a) à c) de cette section pour éviter toute confusion possible.

527.1323 Système d’indication de vitesse-air

  1. a) Chaque instrument d’indication de vitesse-air doit être étalonné pour indiquer la vitesse-air vraie (au niveau de la mer en atmosphère type) avec un minimum réalisable d’erreur d’étalonnage d’instrument lorsque les pressions pitot et statique correspondantes sont appliquées.
  2. b) Le système d’indication de vitesse-air doit être étalonné en vol à des vitesses vers l’avant de 20 kts et plus.
  3. c) À chaque vitesse vers l’avant supérieure à 80% de la vitesse d’envol, l’indicateur de vitesse-air : doit indique la vitesse vraie, au niveau de la mer en atmosphère standard, avec une erreur d’installation admissible non supérieure à la plus grande des valeurs suivantes :
    1. (1) + 3% de la vitesse-air conventionnelle; ou
    2. (2) 5 kts.

527.1325 Systèmes de pression statique

  1. a) Chaque instrument, dont le boîtier est relié à la pression statique, doit être mis à l’air libre de façon que l’influence de la vitesse du giravion, l’ouverture et la fermeture des fenêtres, les variations d’écoulement d’air et l’humidité ou d’autres corps étrangers n’affectent pas de façon sérieuse sa précision.
  2. b) Chaque prise de pression statique doit être conçue et située de telle manière que la corrélation entre la pression de l’air dans le système de pression statique et la pression statique atmosphérique ambiante réelle ne soit pas altérée lorsque le giravion rencontre des conditions de givrage. Un moyen antigivrant ou une source de pression statique de remplacement peut être utilisé pour montrer la conformité à cette exigence. Si la lecture de l’altimètre, lorsque le système de pression statique de remplacement est utilisé, diffère de celle obtenue avec le système de pression statique principal, de plus de 50 pieds, une carte de correction doit être fournie pour le système statique de remplacement.
  3. c) Sauf comme stipulé au paragraphe d) de cette section, si le système de pression statique comprend à la fois une source principale et une source de remplacement de pression statique, le moyen de sélection de l’une ou l’autre source doit être conçu de telle sorte que :
    1. (1) Lorsque l’une ou l’autre source est choisie, l’autre est fermée; et que
    2. (2) Les deux sources ne peuvent pas être fermées simultanément.
  4. d) Pour les giravions non pressurisés, le paragraphe c)(1) de cette section ne s’applique pas s’il peut être démontré que l’étalonnage du système de pression statique, lorsque l’une ou l’autre source de pression statique est choisie, n’est pas modifié par l’autre source de pression statique lors de son ouverture ou de sa fermeture.

527.1327 Indicateur magnétique de direction

  1. a) Excepté comme stipulé au paragraphe b) de cette section :
    1. (1) Chaque indicateur magnétique de direction doit être installé de telle sorte que sa précision ne soit pas excessivement affectée par les vibrations du giravion ou par les champs magnétiques; et
    2. (2) L’installation compensée ne doit pas avoir de déviation en vol en palier, supérieure à 10 degrés, à n’importe quel cap.
  2. b) Un indicateur magnétique de direction non stabilisé peut dévier de plus de 10 degrés du fait du fonctionnement de systèmes alimentés en énergie électrique, tels que les pare-brise chauffés électriquement, si un indicateur magnétique de direction stabilisé qui n’a pas, en vol en palier, une déviation supérieure à 10 degrés à n’importe quel cap, ou si un indicateur gyroscopique de direction, est installé. Les déviations d’un indicateur magnétique de direction non stabilisé supérieures à 10 degrés doivent être affichées conformément au 527.1547 e).

527.1329 Système de pilote automatique et de guidage de vol

(en vigueur 2024/01/24)

Aux fins de le présent sous-chapitre, un système de pilote automatique et de guidage de vol peut consister en un pilote automatique, un directeur de vol ou un composant qui interagit avec l’augmentation de la stabilité ou la compensation. (en vigueur 2024/01/24)

  1. a) Chaque système de pilote automatique et de guidage de vol doit être conçu pour : (en vigueur 2024/01/24)
    1. (1) pouvoir être surpassé par un pilote pour permettre le contrôle du giravion ; (en vigueur 2024/01/24)
    2. (2) fournir un moyen de débrayage du système, ou tout composant défectueux du système, par chaque pilote pour l’empêcher d’interférer avec le contrôle du giravion ; et (en vigueur 2024/01/24)
    3. (3) fournir un moyen d’indiquer à l’équipage de conduite son mode de fonctionnement actuel. La position du sélecteur n’est pas acceptable comme moyen d’indication. (en vigueur 2024/01/24)
  2. b) À moins qu’il y ait une synchronisation automatique, chaque système doit avoir un moyen d’indiquer immédiatement au pilote l’alignement du dispositif de puissance avec le système de commande qu’il actionne.
  3. c) Chaque commande actionnée manuellement pour l’utilisation du système doit être immédiatement accessible aux pilotes.
  4. d) Le système doit être conçu de façon que, dans la plage des réglages à la disposition du pilote, il ne peut produire des charges dangereuses sur le giravion ou créer des déviations dangereuses de la trajectoire de vol dans toutes les conditions de vol appropriées à son usage ou dans l’éventualité d’un mauvais fonctionnement, en supposant qu’une action corrective intervienne dans une période de temps raisonnable. (en vigueur 2024/01/24)
  5. e) Si le système de pilote automatique et de guidage de vol intègre les signaux des commandes auxiliaires ou délivre des signaux pour l’utilisation d’autres équipements, il doit y avoir un moyen d’empêcher une utilisation impropre. (en vigueur 2024/01/24)
  6. f) Si le système de pilote automatique peut être couplé à l’équipement de navigation de bord, un moyen doit être fourni pour indiquer à l’équipage de vol son mode de fonctionnement en cours. La position du sélecteur n’est pas acceptable comme moyen d’indication.
  7. (M. à j. 527-4)

527.1337 Instruments de l’installation motrice

  1. a) Instruments et canalisations d’instruments.
    1. (1) Chaque canalisation d’instrument de l’installation motrice doit satisfaire aux exigences des 527.961 et 527.993.
    2. (2) Chaque canalisation transportant des fluides inflammables sous pression doit :
      1. (i) Avoir des orifices d’étranglement ou d’autres dispositifs de sécurité, à la source de pression, pour empêcher une fuite excessive de fluide si la canalisation a une défaillance; et
      2. (ii) Être installée et située de telle sorte que la fuite de fluides ne crée pas de danger.
    3. (3) Chaque instrument de l’installation motrice qui utilise des fluides inflammables doit être installé et situé de telle sorte que la fuite de fluide ne crée pas de danger.
  2. b) Indicateur de quantité de carburant. Chaque indicateur de quantité de carburant doit être installé de façon à indiquer clairement à l’équipage de vol, la quantité de carburant dans chaque réservoir, en vol. De plus :
    1. (1) Chaque indicateur de quantité de carburant doit être étalonné pour lire « zéro » pendant le vol en palier lorsque la quantité de carburant restant dans le réservoir est égale à la quantité de carburant inutilisable déterminée selon la 527.959.
    2. (2) Lorsque deux réservoirs ou plus sont mis en intercommunication étroite par un système d’alimentation par gravité et mis à l’air libre, et lorsqu’il est impossible d’assurer l’alimentation à partir de chaque réservoir, séparément, au moins un indicateur de quantité de carburant doit être installé; et
    3. (3) Chaque jauge à niveau visible utilisée comme indicateur de quantité de carburant doit être protégée contre les détériorations.
  3. c) Système de débitmètre de carburant. Si un système de débitmètre de carburant est installé, chaque élément de mesure doit avoir un moyen pour dériver l’alimentation en carburant, si un mauvais fonctionnement de cet élément diminuait fortement le débit de carburant.
  4. d) Indicateur de quantité d’huile. Il doit y avoir un moyen pour indiquer la quantité d’huile dans chaque réservoir :
    1. (1) Au sol (y compris pendant le remplissage de chaque réservoir); et
    2. (2) En vol, s’il y a un système de transfert d’huile ou un système d’alimentation d’huile de réserve.
  5. e) [Les transmissions et les boîtes d’engrenages du système d’entraînement du rotor qui utilisent des matériaux ferromagnétiques doivent être équipées de détecteurs de limaille conçus pour indiquer où révéler la présence de particules ferromagnétiques résultant d’un dommage ou d’une usure excessive. Les détecteurs de limaille doivent :
    1. (1) [Être conçus de façon à transmettre un signal au dispositif spécifié en 527.1305 (v) et comprendre un moyen de permettre aux membres d’équipage de vérifier en vol le fonctionnement de chaque circuit électrique et de chaque signal des détecteurs.
    2. (2) [Réservé]

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

    (M. à j. 527-4)

Systèmes et équipement électriques

527.1351 Généralités

  1. a) Capacité du système électrique. L’équipement électrique doit être approprié à son emploi prévu. De plus :
    1. (1) Les sources d’énergie électrique, leurs câbles de transmission et les dispositifs associés de commande et de protection doivent être en mesure de fournir l’énergie exigée à la tension adéquate pour chaque circuit de charge essentielle pour une utilisation sûre; et
    2. (2) La conformité au sous-paragraphe (1) de ce paragraphe doit être montrée par une analyse de charges électriques, ou par des mesures électriques qui tiennent compte des charges électriques appliquées au système, dans les combinaisons probables et pendant les durées prévues.
  2. b) Fonctionnement. Pour chaque système électrique, ce qui suit s’applique :
    1. (1) Chaque système, lorsqu’il est installé, doit être :
      1. (i) Exempt de dangers en lui-même, dans sa méthode d’utilisation et dans ses effets sur les autres parties du giravion; et
      2. (ii) Protégé du carburant, de l’huile, de l’eau et des autres substances dangereuses et contre les avaries mécaniques.
    2. (2) Les sources d’énergie électrique doivent fonctionner correctement lorsqu’elles sont branchées en commun, ou séparément.
    3. (3) Aucune panne ou mauvais fonctionnement d’une source d’énergie quelconque ne doit compromettre la possibilité, pour les sources d’énergie restantes, d’alimenter les circuits de charge essentiels pour un fonctionnement sûr.
    4. (4) Chaque commande de source d’énergie électrique doit permettre l’utilisation indépendante de chaque source.
  3. c) Système de génération. Il doit y avoir une génératrice au moins, si le système alimente l’énergie aux systèmes de charge essentiels pour un fonctionnement sûr. De plus :
    1. (1) Chaque génératrice doit être en mesure de fournir sa puissance nominale continue.
    2. (2) L’équipement de contrôle de la tension de la génératrice doit être en mesure de réguler d’une façon sûre, la sortie de chaque génératrice à l’intérieur des limites nominales;
    3. (3) Chaque génératrice doit avoir un disjoncteur-conjoncteur à courant inverse, conçu pour isoler la génératrice de la batterie et des autres génératrices lorsqu’il existe un courant inverse suffisamment élevé pour endommager cette génératrice; et
    4. (4) Chaque génératrice doit avoir un contrôle de surtension conçu et installé pour éviter l’endommagement du système électrique ou des équipements alimentés par le système électrique, qui pourrait résulter si cette génératrice devait engendrer une condition de surtension.
  4. d) Instruments. Il doit y avoir des moyens pour indiquer aux membres appropriés de l’équipage les intensités du système de génération essentielles au fonctionnement sans danger du système. De plus :
    1. (1) Pour les systèmes à courant continu, un ampèremètre pouvant être commuté sur le câble de sortie de chaque génératrice, peut être utilisé; et
    2. (2) S’il n’existe qu’une seule génératrice, l’ampèremètre peut être branché sur le câble d’alimentation de la batterie d’accumulateurs.
  5. e) Source extérieure de puissance. Des aménagements sont prévus pour raccorder une source extérieure de puissance sur le giravion, et si la source extérieure de puissance peut être raccordée électriquement à des équipements autres que ceux utilisés pour le démarrage du moteur, un moyen doit être fourni pour s’assurer qu’aucune source extérieure de puissance ayant une polarité inverse, ou un ordre inversé de phase, ne puisse alimenter le système électrique du giravion.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

527.1353 Systèmes de stockage d’énergie

(en vigueur 2024/01/24)

Les systèmes de stockage d’énergie doivent être conçus et installés comme suit : (en vigueur 2024/01/24)

  1. a) Les systèmes de stockage d’énergie doivent être dotés de dispositifs de protection automatiques en cas de conditions susceptibles d’empêcher la poursuite d’un vol ou un atterrissage en toute sécurité. (en vigueur 2024/01/24)
  2. b) Les systèmes de stockage d’énergie ne doivent pas émettre de gaz, de fumées ou de fluides inflammables, explosifs ou toxiques susceptibles de s’accumuler en quantités dangereuses à l’intérieur du giravion. (en vigueur 2024/01/24)
  3. c) Les fluides ou gaz corrosifs qui s’échappent du système ne doivent pas endommager les structures environnantes, les équipements adjacents ou les systèmes nécessaires à la poursuite du vol et à l’atterrissage en toute sécurité. (en vigueur 2024/01/24)
  4. d) La quantité maximale de chaleur et de pression pouvant être générée au cours d’une utilisation ou dans une condition de défaillance du système de stockage d’énergie ou de ses composants individuels ne doit pas avoir d’effet dangereux sur la structure, l’équipement ou les systèmes du giravion nécessaires à la poursuite d’un vol et à un atterrissage en toute sécurité. (en vigueur 2024/01/24)
  5. e) Les installations de systèmes de stockage d’énergie nécessaires à la poursuite du vol et à l’atterrissage en toute sécurité du giravion doivent être dotées de fonctions de surveillance et d’un moyen d’indiquer au pilote l’état de tous les paramètres critiques du système. (en vigueur 2024/01/24)

527.1357 Dispositifs de protection des circuits

  1. a) Des dispositifs de protection, tels que fusibles ou disjoncteurs, doivent être installés dans chaque circuit électrique autre que :
    1. (1) Les circuits principaux des moteurs de démarrage; et
    2. (2) Les circuits dans lesquels aucun danger n’est impliqué par l’absence de dispositifs de protection.
  2. b) Un dispositif de protection pour un circuit essentiel à la sécurité du vol ne doit pas être utilisé pour protéger tout autre circuit.
  3. c) Chaque dispositif de protection de circuit à réarmement (dispositif à « déclenchement libre » dans lequel le mécanisme de déclenchement ne peut pas être neutralisé par la commande d’utilisation), doit être conçu de façon que :
    1. (1) Une opération manuelle soit nécessaire pour remettre en service après disjonction; et
    2. (2) Si une surcharge ou un défaut de circuit existe, le dispositif coupe le circuit, quelle que soit la position des commandes en utilisation.
  4. d) Si la possibilité de réenclencher un disjoncteur, ou de remplacer un fusible, est essentielle à la sécurité en vol, ce disjoncteur ou ce fusible doit être situé et identifié de façon à pouvoir être immédiatement réenclenché ou remplacé en vol.
  5. e) Si des fusibles sont utilisés, il doit exister un fusible de rechange de chaque calibre ou 50% du nombre de fusibles de chaque calibre, en retenant la plus grande des deux valeurs.

527.1361 Interrupteur général

  1. a) Il doit y avoir un interrupteur général aménagé pour permettre la déconnexion rapide de chaque service d’énergie électrique de la barre-bus principale. Le point de déconnexion doit être adjacent aux sources contrôlées par l’interrupteur.
  2. b) Les circuits de charge peuvent être connectés de telle sorte qu’ils restent sous tension après ouverture de l’interrupteur, s’ils sont protégés par des dispositifs de protection calibrés à 5 ampères ou moins, proches de la source d’énergie électrique.
  3. c) L’interrupteur général (ou sa commande) doit être installé de telle sorte qu’il soit aisément discernable et accessible, pour un membre d’équipage, en vol.

527.1365 Câbles électriques

  1. a) Chaque câble électrique de liaison doit être de capacité adéquate.
  2. b) Chaque câble qui pourrait s’échauffer en cas de surintensité ou de défaut de circuit, doit être au moins résistant à la flamme et ne doit pas émettre des quantités dangereuses de fumées toxiques.
  3. [c) Lors de la démonstration de conformité à la partie I a)(3) de l’appendice F du chapitre 525 de ce manuel, il faut apporter la preuve que l’isolation des fils et câbles électriques installés dans le giravion est autoextinguible.]

    (M. à j. 527-4)

527.1367 Interrupteurs

Chaque interrupteur doit être :

  1. a) Apte à supporter son intensité nominale;
  2. b) Accessible à l’équipage; et
  3. c) Étiqueté quant à sa fonction et au circuit contrôlé.

Éclairage et feux

527.1381 Lampes d’instruments

Les lampes d’instruments doivent :

  1. a) Rendre aisément visible chaque instrument, interrupteur et autres dispositifs pour lesquels elles sont prévues; et
  2. b) Être installées de sorte que :
    1. (1) Leurs rayons lumineux directs n’atteignent pas les yeux du pilote; et
    2. (2) Aucune réflexion gênante ne soit visible du pilote.

527.1383 Projecteurs d’atterrissage

  1. a) Chaque projecteur d’atterrissage ou de vol stationnaire doit être approuvé.
  2. b) Chaque projecteur d’atterrissage doit être installé de manière que :
    1. (1) Aucun éblouissement gênant n’atteigne le pilote;
    2. (2) Le pilote ne soit pas gêné par le halo; et
    3. (3) Il fournisse suffisamment de lumière pour l’utilisation de nuit, y compris le vol stationnaire et l’atterrissage.
  3. c) Au moins un interrupteur particulier doit être prévu, suivant le cas :
    1. (1) Pour chaque projecteur d’atterrissage installé séparément; et
    2. (2) Pour chaque groupe de projecteurs d’atterrissage installés en un endroit commun.

527.1385 Installation du système des feux de position

  1. a) Généralités. Chaque portion de chaque système de feux de position doit être conforme aux exigences applicables de cette section et chaque système dans son ensemble doit être conforme aux exigences des 527.1387 à 527.1397.
  2. b) Feux de position avant. Les feux de position avant doivent comprendre un feu rouge et un feu vert aussi écartés latéralement l’un de l’autre que réalisable, et être installés vers l’avant du giravion de telle sorte que le giravion étant en position normale de vol, le feu rouge soit situé sur le côté gauche et le feu vert soit sur le côté droit. Chaque feu doit être approuvé.
  3. c) Feu de position arrière. Le feu de position arrière doit être un feu blanc monté aussi loin à l’arrière que réalisable. Ce feu doit être approuvé.
  4. d) Circuit. Les deux feux de position avant et le feu de position arrière doivent former un seul circuit.
  5. e) Couvercles des feux et filtres colorés. Chaque couvercle de feu ou filtre coloré doit être au moins résistant à la flamme et ne doit pas changer de couleur ou de forme, ni introduire une perte sensible de transmission lumineuse en utilisation normale.

527.1387 Angles dièdres du système des feux de position

  1. a) Excepté comme prévu au paragraphe e) de cette section, chaque feu de position avant et arrière doit, tel qu’il est installé, émettre un faisceau lumineux ininterrompu, à l’intérieur des angles dièdres décrits dans cette section.
  2. b) L’angle dièdre L (gauche) est formé par deux plans verticaux sécants, le premier parallèle à l’axe longitudinal du giravion et l’autre faisant avec le premier un angle de 110 degrés vers la gauche, pour un observateur regardant vers l’avant suivant l’axe longitudinal du giravion.
  3. c) L’angle dièdre R (Droit) est formé par deux plans verticaux sécants, le premier parallèle à l’axe longitudinal du giravion, et l’autre faisant avec le premier un angle de 110 degrés vers la droite, pour un observateur regardant vers l’avant, suivant l’axe longitudinal du giravion.
  4. d) L’angle dièdre A (arrière) est formé par deux plans verticaux sécants faisant, avec le plan vertical passant par l’axe longitudinal, un angle de 70 degrés vers la droite et un angle de 70 degrés vers la gauche, pour un observateur regardant vers l’arrière, suivant l’axe longitudinal du giravion.
  5. e) Si le feu de position arrière, lorsqu’il est monté aussi loin vers l’arrière que réalisable conformément au 527.1385 c), ne peut pas émettre un faisceau lumineux ininterrompu à l’intérieur de l’angle dièdre A (comme défini au paragraphe d) de cette section), un angle ou des angles solides de visibilité obstruée ne totalisant pas plus de 0,04 stéradian est (ou sont) admissibles à l’intérieur de l’angle dièdre, si un tel angle solide se situe à l’intérieur d’un cône dont le sommet occupe l’emplacement du feu de position arrière et dont les éléments forment un angle de 30 degrés avec une ligne verticale traversant le feu de position arrière.

527.1389 Répartition et intensités lumineuses des feux de position

  1. a) Généralités. Les intensités prescrites dans cette section doivent être fournies par des équipements neufs avec leurs couvercles et leurs filtres colorés en place. Ces intensités doivent être déterminées avec la source lumineuse fonctionnant à une valeur stable, égale au flux lumineux moyen de la source alimentée à la tension normale du giravion. La répartition et les intensités lumineuses de chaque feu de position doivent satisfaire aux exigences du paragraphe b) de cette section.
  2. b) Feux de position avant et arrière. La répartition et les intensités lumineuses des feux de position avant et arrière doivent être exprimées en termes d’intensités minimales dans le plan horizontal, d’intensités minimales dans un plan vertical quelconque et d’intensités maximales dans les zones de chevauchement de faisceaux, à l’intérieur des angles dièdres L, R et A, et doivent être conformes aux exigences ci-après :
    1. (1) Intensités dans le plan horizontal. Chaque intensité dans le plan horizontal (plan contenant l’axe longitudinal du giravion et perpendiculaire au plan de symétrie du giravion) doit être égale ou supérieure aux valeurs indiquées dans la 527.1391.
    2. (2) Intensités dans un plan vertical quelconque. Chaque intensité dans un plan vertical quelconque (plan perpendiculaire au plan horizontal) doit être égale ou supérieure à la valeur appropriée indiquée en 527.1393, où I est l’intensité minimale prescrite en 527.1391 pour les angles correspondants dans le plan horizontal.
    3. (3) Intensités dans les zones chevauchement des signaux adjacents. Aucune intensité dans une zone de chevauchement quelconque entre les signaux adjacents ne peut dépasser les valeurs données en 527.1395, excepté que des intensités plus élevées dans les zones de chevauche ment peuvent être utilisées avec des intensités de faisceaux principaux nettement supérieures aux valeurs minimales spécifiées aux 527.1391 et 527.1393, si les intensités dans les zones de chevauchement par rapport aux intensités de faisceaux principaux n’affectent pas de façon préjudiciable la clarté du signal lumineux. Lorsque l’intensité maximale des feux de position avant dépasse 100 candelas, les intensités maximales de chevauchement peuvent dépasser les valeurs indiquées en 527.1395 à condition que l’intensité de chevauchement dans la zone A ne dépasse pas de 10% l’intensité maximale des feux de position et que l’intensité de chevauchement en zone B ne dépasse pas de 2,5% l’intensité maximale des feux de position.

527.1391 Intensités minimales dans le plan horizontal des feux de position avant et arrière

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

Angle dièdre
(feu compris)		 Angle mesuré à partir de la droite ou de la qauche de l’axe longitudinal, orienté vers l’avant Intensités
(Cnadelas)
L and R (rouge et vert avant) 0° à 10° 40
  10° à 20° 30
  20° à 110° 5
A (blanc arrière) 110° à 180° 20

527.1393 Intensités minimales dans un plan vertical quelconque des feux de position avant et arrière

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

Angle au-dessus ou au-dessous de plan horizontal Intensités, I
0° 1,00
0° à 5° 0,90
5° à 10° 0,80
10° à 15° 0,70
15° à 20° 0,50
20° à 30° 0,30
30° à 40° 0,10
40° à 90° 0,05

527.1395 Intensités maximales dans les zones de chevauchement des faisceaux des feux de position avant et arrière

L’intensité des feux de position ne doit pas dépasser les valeurs applicables du tableau suivant, sauf comme prévu au 527.1389 b)(3).

Chevauchements Intensité maximale
  Zone A
(Candelas)		 Zone B
(Candelas)
Vert dans l’angle dièdre L 10 1
Rouge dans l’angle dièdre R 10 1
Vert dans l’angle dièdre A 5 1
Rouge dans l’angle dièdre R 5 1
Blanc arrière dans l’angle dièdre L (qauche) 5 1
Blanc arrière dans l’angle dièdre R (droit) 5 1

Où :

  1. a) La zone A comprend toutes les directions de l’angle dièdre adjacent qui passent par la source lumineuse et qui coupent le plan limite commun sous un angle supérieur à 10°, mais inférieur à 20°; et
  2. b) La zone B comprend toutes les directions dans l’angle dièdre adjacent qui passent par la source lumineuse et qui coupent le plan limite commun sous un angle supérieur à 20°.

527.1397 Spécifications de couleurs

Chaque couleur des feux de position doit être exprimée au moyen des coordonnées trichromatiques applicables de la Commission Internationale de l’Éclairage, comme suit :

  1. a) Rouge aviation :
    1. « y » n’est pas supérieur à 0 335; et
    2. « z » n’est pas supérieur à 0 002.
  2. b) Vert aviation :
    1. « x » n’est pas supérieur à 0 440-0 320y ;
    2. « x » n’est pas supérieur à y-0 170; et
    3. « y » n’est pas inférieur à 0 390-0 170x .
  3. c) Blanc aviation :
    1. « x » n’est pas inférieur à 0 300 , ni supérieur à 0 540 ;
    2. « y » n’est pas inférieur à « x-0 040 » ou « yo -0 010 », laquelle de ces valeurs est la plus faible; et
    3. « y » n’est pas supérieur à « x + 0 020 » ni à « 0 636- 0 4000 »;
  4. Où « yo » est la coordonnée « y » du corps noir de Planck, pour la valeur de « x » considérée.

527.1399 Feu de mouillage

  1. a) Chaque feu de mouillage exigé pour l’utilisation à flot, doit être installé de sorte qu’il puisse :
    1. (1) Émettre une lumière blanche visible jusqu’à 2 milles nautiques au moins, de nuit et sous des conditions atmosphériques claires; et
    2. (2) Émettre le maximum réalisable de lumière sans aucune occultation avec le giravion à flot.
  2. b) Des feux suspendus à l’extérieur peuvent être utilisés.

527.1401 Système de feux anti-collision

  1. a) Généralités. Si la certification pour l’utilisation de nuit est demandée, le giravion doit avoir un système de feux anti-collision qui :
  2. (1) Consiste en un ou plusieurs feux anti-collision approuvés situés de telle sorte que leur lumière émise n’altère pas la vision de l’équipage ou ne diminue pas la perception visuelle des feux de position; et
  3. (2) Satisfait aux exigences des paragraphes b) à f) de cette section.
  4. b) Champ couvert. Le système doit consister en un nombre de feux suffisant pour éclairer les zones vitales autour du giravion, considérant la configuration physique et les caractéristiques de vol du giravion. Le champ couvert doit s’étendre dans chaque direction à l’intérieur d’un angle d’au moins 30° au-dessus et 30° au-dessous du plan horizontal du giravion, excepté qu’il peut y avoir des angles solides de visibilité obstruée, ne totalisant pas plus de 0,5 stéradians.
  5. c) Caractéristiques de clignotement. La disposition du système c’est-à-dire, le nombre de sources lumineuses, la largeur du faisceau, la vitesse de rotation et autres caractéristiques, doit donner une fréquence effective d’éclats non inférieure à 40, ni supérieure à 100 cycles par minute. La fréquence effective des éclats est la fréquence à laquelle le système complet de feux anti-collision du giravion est observé à distance, et s’applique à chaque secteur de feu, y compris toute zone de chevauchement qui existe quand le système consiste en plus d’une source lumineuse. Dans les zones de chevauchement, les fréquences d’éclats peuvent dépasser 100 mais non 180 cycles par minute.
  6. d) Couleur. Chaque feu anti-collision doit être rouge aviation et doit satisfaire aux exigences applicables du 527.1397.
  7. e) Intensité lumineuse. Les intensités lumineuses minimales dans tout plan vertical, mesurées avec le filtre rouge (s’il est utilisé), et exprimées en termes d’intensités « efficaces », doivent satisfaire aux exigences du paragraphe f) de cette section. La relation suivante doit être appliquée :

     

  8. où :
  9. Ie = Intensité efficace (en candelas).
  10. I(t) = Intensité instantanée en fonction du temps.
  11. t2 - t1 = Durée d’un éclat (en secondes).

Normalement, la valeur maximale de l’intensité efficace est obtenue lorsque t2 et t1 sont choisis de telle sorte que l’intensité est égale à l’intensité instantanée à t2 et t1.

  1. f) Intensités efficaces minimales des feux anti-collision. L’intensité efficace de chaque feu anti-collision doit être égale ou supérieure aux valeurs applicables du tableau suivant :
    Angle au-dessus ou au-dessous du plan horizontal Intensité effucace
    (en candelas)
    0° à 5° 150
    5° à 10° 90
    10° à 20° 30
    20° à 30° 15

Équipements de sécurité

527.1411 Généralités

  1. a) Les équipements de sécurité exigés qui sont destinés à être utilisés par l’équipage en cas d’urgence, tels que fusées de signalisation et mécanismes de largage automatique des canots de sauvetage, doivent être immédiatement accessibles.
  2. b) Les aménagements de rangement des équipements de sécurité exigés doivent être fournis et doivent :
    1. (1) Être disposés de telle sorte que l’équipement soit facilement accessible et son emplacement bien en évidence; et
    2. (2) Protéger les équipements de sécurité contre les dommages causés par le fait d’être soumis aux charges d’inertie spécifiées au 527.561.

527.1413 Ceintures de sécurité

Chaque ceinture de sécurité doit être équipée d’un dispositif de fermeture métal contre métal.

527.1415 Équipements d’amerrissage forcé

  1. a) Les équipements de secours de flottaison et de signalisation, exigés par toute règle d’utilisation applicable, doivent satisfaire aux exigences de cette section.
  2. b) Chaque embarcation et chaque équipement de sauvetage doit être approuvé et doit être installé de telle sorte qu’il soit immédiatement disponible à l’équipage et aux passagers. Les aménagements de rangement pour gilets de sauvetage doivent recevoir un gilet de sauvetage par occupant, pour le nombre d’occupants pour lequel la certification pour l’amerrissage forcé est demandée.
  3. c) Chaque embarcation larguée automatiquement ou par le pilote, doit être reliée au giravion par un filin le maintenant à ses côtés. Ce filin doit être suffisamment faible pour qu’il puisse se rompre, avant qu’il n’entraîne par le fond, le canot vide auquel il est fixé.
  4. d) Chaque dispositif de signalisation doit être exempt de danger lors de son utilisation et doit être installé dans un endroit accessible.

527.1419 Protection contre le givrage

  1. a) Pour obtenir la certification pour le vol en conditions de givrage, la conformité avec cette section doit être montrée.
  2. b) Il doit être démontré que le giravion peut être utilisé en sécurité dans des conditions de givrage maximal continu et maximal intermittent déterminées selon l’appendice C du chapitre 529 de ce manuel dans l’enveloppe d’altitude du giravion. Une analyse doit être faite pour établir, sur la base des besoins opérationnels du giravion, l’adaptation d’un système de protection contre le givre pour les divers éléments du giravion.
  3. c) En plus de l’analyse et de l’évaluation physique prescrites au paragraphe b) de cette section, l’efficacité du système de protection contre le givre et de ses composants doit être montrée par des essais en vol du giravion ou de ses composants dans des conditions de givrage atmosphérique mesurées et par un ou plusieurs des essais suivants estimés nécessaires pour déterminer l’adaptation du système de protection contre le givre :
    1. (1) Essais de laboratoire en air sec ou en givrage simulé, ou une combinaison des deux, des composants ou des modèles des composants.
    2. (2) Essais en vol en air sec du système de protection contre le givre dans son ensemble, ou de ses composants séparés.
    3. (3) Essais en vol du giravion ou de ses composants dans des conditions de givrage simulées, mesurées.
  4. d) Les dispositions de protection contre le givre de cette section sont considérées être applicables essentiellement à la cellule. Les exigences d’installation motrice sont contenues dans le sous-chapitre E de ce chapitre.
  5. e) Des moyens doivent être identifiés ou fournis pour déterminer la formation de givre sur les parties critiques du giravion. Sauf restrictions, les moyens doivent être disponibles pour une opération de jour comme de nuit. Le Manuel de vol du giravion doit décrire les moyens pour déterminer la formation de givre et doit contenir l’information nécessaire pour une utilisation sûre du giravion dans des conditions de givrage.

527.1435 Systèmes hydrauliques

  1. a) Conception. Chaque système hydraulique et ses éléments doivent résister, sans fléchissement, à toutes les charges structurales escomptées, en plus des charges hydrauliques.
  2. b) Essais. Chaque système doit être justifié par des essais sous pression d’épreuve. Lors des essais d’épreuve, aucun organe d’un système quelconque ne doit montrer de défaillance, mauvais fonctionnement ou déformation permanente. La charge d’épreuve de chaque système doit être au moins égale à 1,5 fois la pression maximale d’utilisation de ce système.
  3. c) Accumulateurs. Aucun accumulateur hydraulique ou réservoir pressurisé ne doit être installé côté moteur d’une cloison pare-feu quelconque, à moins qu’il ne fasse partie intégrante d’un moteur.

527.1457 Enregistreurs de voix du poste de pilotage

  1. a) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage exigé par toute règle d’utilisation applicable doit être approuvé et installé de sorte qu’il enregistrera ce qui suit :
    (en vigueur 2014/07/08)
    1. (1) Les communications vocales émises ou reçues dans le giravion par radio.
    2. (2) Les communications vocales des membres de l’équipage de vol de la cabine de pilotage.
    3. (3) Les communications vocales des membres de l’équipage de vol de la cabine de pilotage, utilisant le système interphone du giravion.
    4. (4) Les signaux acoustiques ou vocaux identifiant les aides à la navigation ou d’approche, introduits dans un casque d’écoute ou dans un haut-parleur.
    5. (5) Les communications vocales des membres de l’équipage de vol utilisant le système haut-parleur passagers, s’il y a un tel système, et si le quatrième canal est disponible conformément aux exigences du paragraphe c)(4)(iii) de cette section.
    6. (6) Si un équipement de communication par liaison de données est installé, pour toutes les communications par liaison de données faisant appel à un ensemble de messages de données. Les messages par liaison de données doivent être enregistrés sous la forme du signal de sortie de l’appareil de communications qui transforme le signal en données utilisables.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  2. b) Les exigences d’enregistrement du paragraphe a)(2) de cette section peuvent être satisfaites :
    1. (1) par l’installation d’un microphone d’ambiance installé dans la cabine de pilotage, placé dans la meilleure position pour l’enregistrement des communications vocales émises aux postes du premier et du second pilote et les communications vocales des autres membres de l’équipage de la cabine de pilotage, quand elles sont dirigées vers ces postes; ou
    2. (2) par l’installation d’un microphone labial continuellement sous tension ou commandé par la voix aux postes du premier et du second pilote. Le microphone spécifié dans ce paragraphe doit être situé de telle sorte, et si nécessaire, les préamplificateurs et les filtres de l’enregistreur doivent être réglés ou leur nombre augmenté de façon telle que les communications enregistrées soient intelligibles quand elles sont enregistrées dans des conditions de bruit de la cabine de pilotage, et quand elles sont restituées. Le niveau d’intelligibilité doit être approuvé par le Ministre. Des restitutions acoustiques ou visuelle répétées de l’enregistrement peuvent être utilisées dans l’évaluation de l’intelligibilité.
  3. c) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage doit être installé de façon que la part de communication ou de signaux acoustiques spécifiée dans le paragraphe a) de cette section obtenue à partir de chacune des sources suivantes soit enregistrée sur un canal séparé :
    1. (1) Pour le premier canal, à partie de chaque microphone, casque d’écoute ou haut-parleur utilisé au poste du premier pilote.
    2. (2) Pour le deuxième canal, à partie de chaque microphone, casque d’écoute ou haut-parleur utilisé au poste de second pilote.
    3. (3) Pour le troisième canal, à partir du microphone d’ambiance installé dans la cabine de pilotage, ou du microphone labial continuellement sous tension ou commandé par la voix aux postes du premier et du second pilote.
    4. (4) Pour le quatrième canal, à partir de :
      1. (i) Chaque microphone, casque d’écoute ou haut-parleur utilisé aux poste des troisième et quatrième membres de l’équipage; ou
      2. (ii) Si les postes spécifiés dans le paragraphe c)(4)(i) de cette section, ne sont pas exigés ou si le signal à un tel poste est capté sur un autre canal, chaque microphone du poste de pilotage qui est utilisé avec le système haut-parleur passagers, si ses signaux ne sont pas captés sur un autre canal.
      3. (iii) Chaque microphone du poste de pilotage qui est utilisé avec le système haut-parleur du giravion si ses signaux ne sont pas captés sur un autre canal.
  4. d) Chaque enregistreur de voix du poste de pilotage doit être installé de façon à :
    1. (1) 
      1. (i) être alimenté par un bus électrique qui lui fournit un maximum de fiabilité sans compromettre le service aux charges essentielles ou urgentes,
        (en vigueur 2014/07/08)
      2. (ii) rester sous tension le plus longtemps possible sans compromettre les opérations d’urgence du giravion;
        (en vigueur 2014/07/08)
    2. (2) Il y ait un moyen automatique pour simultanément arrêter l’enregistreur et empêcher chaque dispositif d’effacement de fonctionner dans les 10 minutes suivant l’impact du crash;
    3. (3) Il y ait un moyen auditif ou visuel de contrôle avant vol de l’enregistreur, pour un fonctionnement correct;
    4. (4) L’enregistreur de voix du poste de pilotage et l’enregistreur numérique de données de vol étant installés dans des boîtiers distincts ou sous la forme d’un dispositif combiné, toute panne électrique simple extérieure à l’enregistreur ne puisse pas provoquer un arrêt à la fois de l’enregistreur de voix du poste de pilotage et de l’enregistreur numérique de données de vol; et
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    5. (5) Il possède une source d’alimentation indépendante :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      1. (i) qui fournisse pendant 10 ± 1 minutes une alimentation électrique capable de faire fonctionner à la fois l’enregistreur de voix du poste de pilotage et le microphone d’ambiance installé dans le poste de pilotage,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      2. (ii) qui se trouve le plus près possible de l’enregistreur de voix du poste de pilotage, et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      3. (iii) à partir de laquelle l’enregistreur de voix du poste de pilotage et le microphone d’ambiance installé dans le poste de pilotage seront automatiquement alimentés dans le cas où toute autre source d’alimentation de l’enregistreur de voix du poste de pilotage serait coupée, soit en cas d’arrêt normal, soit en cas de perte d’alimentation du bus d’alimentation électrique.
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  5. e) Le conteneur de l’enregistrement doit être situé et monté pour réduire au minimum la probabilité de rupture du conteneur qui résulterait de l’impact du crash et les dommages à l’enregistrement, par la chaleur consécutive à un feu.
  6. f) Si l’enregistreur de voix du poste de pilotage a un dispositif d’effacement global, l’installation doit être conçue pour réduire au minimum la probabilité d’un fonctionnement et d’un déclenchement par inadvertance du dispositif pendant l’impact au crash.
  7. g) Chaque conteneur d’enregistreur doit être soit orange brillant, soit jaune brillant.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

  8. h) Si les règles d’utilisation exigent la présence d’un enregistreur de voix du poste de pilotage et d’un enregistreur de données de vol, il est permis d’installer un dispositif combiné, à condition que toutes les autres exigences du présent article ainsi que les exigences relatives aux enregistreurs de données de vol prévues dans le présent chapitre soient respectées.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

527.1459 Enregistreurs de vol

  1. a) Chaque enregistreur de données de vol exigé par les règles d’exploitation applicables doit être installé de façon à :
    (en vigueur 2014/07/08)
    1. (1) Il soit alimenté par des données de vitesse-air, d’altitude et de direction obtenue à partir de sources qui satisfont aux exigences de précisions des 527.1323, 527.1325 et 527.1327 de ce chapitre, suivant le cas.
    2. (2) Le capteur d’accélération verticale soit rigidement attaché et situé longitudinalement dans les limites de centrage approuvées du giravion;
    3. (3) 
      1. (i) être alimenté par un bus électrique qui lui fournit un maximum de fiabilité sans compromettre le service aux charges essentielles ou urgentes,
        (en vigueur 2014/07/08)
      2. (ii) rester sous tension le plus longtemps possible sans compromettre les opérations d’urgence du giravion;
        (en vigueur 2014/07/08)
    4. (4) Il y ait un moyen auditif ou visuel de contrôle avant vol de l’enregistreur pour l’enregistrement correct des données sur le support de mémoire;
    5. (5) Excepté pour des enregistreurs alimentés seulement par le système de générateurs électriques entraînés par moteur, il y ait un moyen automatique pour simultanément arrêter un enregistreur qui a un dispositif d’effacement de données et empêcher chaque dispositif d’effacement de fonctionner dans les 10 minutes suivant tout impact au crash; et
    6. (6) L’enregistreur de voix du poste de pilotage et l’enregistreur numérique de données de vol étant installés dans des boîtiers distincts ou sous la forme d’un dispositif combiné, toute panne électrique simple extérieure à l’enregistreur ne puisse pas provoquer un arrêt à la fois de l’enregistreur de voix du poste de pilotage et de l’enregistreur numérique de données de vol; et
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  2. b) Chaque conteneur d’enregistrement non éjectable doit être situé et monté de façon à réduire au minimum la probabilité de rupture du conteneur résultant d’un impact au crash et les dommages à l’enregistrement consécutifs au feu.
  3. c) Une corrélation doit être établie entre les lectures de vitesse-air, d’altitude et de cap de l’enregistreur de vol et les lectures correspondantes (compte tenu des facteurs de correction) des instruments du premier pilote. Cette corrélation doit couvrir la plage des vitesse-air dans laquelle l’aéronef doit être utilisé, la plage d’altitude à laquelle l’aéronef est limité, et 360° de cap. La corrélation peut être établie au sol comme approprié.
    1. d) Chaque conteneur d’enregistreur doit :
    2. (1) Être soit orange brillant, soit jaune brillant;
    3. (2) Avoir une bande réfléchissante fixée sur sa surface externe pour faciliter son repérage sous l’eau; et
    4. (3) Avoir un dispositif de localisation subaquatique, lorsque cela est exigé par toute règle d’utilisation applicable, sur le conteneur ou adjacent à ce dernier, et qui soit fixé de telle manière qu’ils ne soient pas susceptibles de séparer au cours d’un impact au crash.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

  4. e) Si les règles d’utilisation exigent la présence d’un enregistreur de voix du poste de pilotage et d’un enregistreur de données de vol, il est permis d’installer un dispositif combiné, à condition que toutes les autres exigences du présent article ainsi que les exigences relatives aux enregistreurs de données de vol prévues dans le présent chapitre soient respectées.
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

527.1461 Équipements comportant des rotors à haute énergie

  1. a) Les équipements comportant des rotors à haute énergie doivent satisfaire au paragraphe b), c) ou d) de cette section.
  2. b) Les rotors à haute énergie compris dans les équipements, doivent être aptes à résister aux dommages causés par des mauvais fonctionnements, des vibrations, des vitesses anormales et des températures anormales. De plus :
    1. (1) Les carters de rotors auxiliaires doivent être aptes à contenir les dommages causés par une rupture des pales de rotor à haute énergie; et
    2. (2) Les dispositifs, les systèmes et les instruments de commande des équipements doivent offrir une assurance raisonnable qu’aucune limitation de fonctionnement affectant l’intégrité des rotors à haute énergie, ne sera dépassée en service.
  3. c) Il doit être montré, pas essais, que les équipements comportant des rotors à haute énergie peuvent contenir toute rupture d’un rotor à haute énergie qui se produit à la plus grande vitesse pouvant être obtenue, avec les dispositifs normaux de commande de vitesse inopérants.
  4. d) Les équipements comportant des rotors à haute énergie doivent être situés en des endroits où une rupture de rotor ne puisse ni mettre en danger les occupants, ni affecter de façon défavorable la poursuite du vol sans danger.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

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