Manuel de navigabilité Chapitre 525 - Avions de la catégorie Transport

Préambule

SOUS-CHAPITRES

  • A (525.1-525.2),
  • B (525.21-525.255),
  • C (525.301-525.581), 
  • D (525.601-525.899),
  • E (525.901-525.1207),
  • F (525.1301-525.1461),
  • G (525.1501-525.1587)
  • H (525.1701-525.1733)

APPENDICES

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

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

SOUS-CHAPITRE A GÉNÉRALITÉS

525.1 Applicabilité

(modifié 2009/12/01; version précédente)

  1. a) Ce chapitre prescrit les normes de navigabilité pour la délivrance des certificats de type et des changements à ces certificats de type, pour les avions de catégorie transport.
    (modifié 2009/12/01)

  2. b) Réservé.
    (modifié 2009/12/01)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))
(M. à j. 525-7 (96-09-30))
(M. à j. 525-8)

525.2 Exigences spéciales rétroactives

Les exigences rétroactives spéciales suivantes sont applicables aux avions pour lesquels les exigences mentionnées dans le certificat de type, ou dans un document équivalant utilisé par le Ministre pour délivrer un certificat de navigabilité, sont antérieures aux sections du Code of Federal Regulations des États-Unis, titre 14, chapitre 1, partie 25 , qui sont indiquées ci-dessous :

FAR :

Les exigences rétroactives spéciales suivantes sont applicables aux avions pour lesquels les exigences réglementaires mentionnées dans le certificat de type sont antérieurs aux sections indiquées ci-dessous :
(modifié 2009/12/01 )

  1. a) Quelle que soit la date de la demande, chaque demandeur d'un certificat de type supplémentaire (ou d'un modification à un certificat de type)impliquant une augmentation de la quantité de sièges passagers jusqu'à un nombre supérieur à celui pour lequel l'avion a été certifié, doit montrer que l'avion concerné satisfait aux exigences des sections FAR suivantes :
    (modifié 2009/12/01)

    1. (1) FAR 25.721 d), 25.783 g), 25.785 c), 25.803 c)(2) à (9), 25.803 d) et e), 25.807 a), c) et d), 25.809 f) et h), 25.811, 25.812, 25.813 a), b) et c), 25.815, 25.817, 25.853 a) et b), 25.855 a), 25.993 f) et 25.1359 c), en vigueur le 24 octobre 1967; et
      (2) FAR 25.803 b) et c)(1) en vigueur le 23 avril 1969.
      (modifié 2009/12/01)

    2. (2) FAR 25.803b) et 25.803c)(1) en vigueur le 23 avril 1969.

  2. b) Quelle que soit la date de la demande, chaque demandeur d'un certificat de type supplémentaire (ou d'une modification à un certificat de type)pour un avion construit après le 16 octobre 1987 doit montrer que l'avion satisfait aux exigences du FAR 25.807 c)(7), en vigueur le 24 juillet 1989.
    (modifié 2009/12/01)

    Note d'information :

    Les exigences du FAR 25.807, c)(7), en vigueur le 24 juillet, 1989 sont celles publiées par la Federal Aviation Administration des États-Unis dans la modification 25-67.
    (modifié 2009/12/01)

  3. c) Le respect des modifications subséquentes apportées aux articles mentionnées à a) ou b) ci-dessus est facultatif ou obligatoire, selon la Section IV de la Partie V, Sous-partie 21 du Règlement de l'aviation canadien.
    (modifié 2009/12/01)

FAR :

c) Le respect des modifications subséquents aux sections mentionnées au paragraphe a) ou b) ci-dessus est facultatif conformément à 21.101 a)(2) du présent chapitre ou peut être exigé conformément à 21.101 b) du présent chapitre.
(modifié 2009/12/01)

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

525.3 Dispositions particulières concernant les approbations de définition de type en matière d’opérations avec distance de vol prolongée (ETOPS)
(en vigueur 2019/08/25)
  1. a) Applicabilité Cet article s’applique au demandeur d’une approbation de définition de type en matière d’opérations avec distance de vol prolongée d’un avion :
    1. (1) qui possédait un certificat de type existant le15 février 2007; ou
    2. (2) pour lequel une demande de certificat de type d’origine a été soumise avant le 15 février 2007.
  2. b) Avions bimoteur
    1. (1) Dans le cas d’une approbation de définition de type en matière d’opérations avec distance de vol prolongée d’un avion durant jusqu’à 180 minutes, inclusivement, un demandeur doit se conformer à l’article 525.1535 de ce manuel, sauf qu’il n’est pas nécessaire qu’il se conforme aux dispositions K525.1.4 suivantes de l’appendice K de ce chapitre :
      1. (i) K525.1.4a), exigences relatives à la pression et au débit du système carburant;
      2. (ii) K525.1.4a)(3), alarme de bas niveau de carburant; et
      3. (iii) K525.1.4c), conception du réservoir d’huile moteur.
    2. (2) Dans le cas d’une approbation de définition de type en matière d’opérations avec distance de vol prolongée d’un avion durant plus de 180 minutes, un demandeur doit se conformer à l’article 525.1535 du présent chapitre.
  3. c) Avions ayant plus de deux moteurs Le demandeur d’une approbation de définition de type en matière d’opérations avec distance de vol prolongée doit se conformer à l’article 525.1535 du présent manuel dans le cas d’un avion construit le ou après le 17 février 2015, sauf que, dans le cas d’un avion configuré pour un équipage de conduite constitué de trois membres, il n’est pas nécessaire que le demandeur se conforme à l’appendice K, disposition K525.1.4(a)(3) de ce chapitre, alarme de bas niveau de carburant.

SOUS-CHAPITRE B VOL - GÉNÉRALITÉS

525.21 Preuve de conformité
  1. a) Chaque exigence de ce sous-chapitre doit être satisfaite pour chaque combinaison appropriée de masse et de centrage dans le domaine des conditions de chargement pour lesquelles la certification est demandée. Ceci doit être montré :

    1. (1) Par des essais sur un avion du type pour lequel la certification est demandée ou par des calculs basés sur les résultats d'essais et d'une précision égale à ces résultats; et

    2. (2) Par une étude systématique de chaque combinaison probable de masse et de centrage, si la conformité ne peut être raisonnablement déduite des combinaisons examinées.

  2. b) (Réservé)

  3. c) Les caractéristiques de contrôle, de stabilité, de compensation et de décrochage de l'avion doivent être montrées pour chaque altitude jusqu'à l'altitude maximale envisagée en opération.

  4. d) Pendant les vols d'essai, les paramètres critiques pour l'essai effectué, comme la masse, le chargement (centrage et inertie), la vitesse-air, la puissance et le vent, doivent être maintenus à l'intérieur de tolérances acceptables.

  5. e) Si la conformité aux exigences des caractéristiques de vol dépend d'un système d'augmentation de stabilité ou de tout autre système automatique, ou assisté, la conformité doit être montrée avec les 525.671 et 525.672.

  6. f) En satisfaisant aux exigences des 525.105d), 525.125, 525.233 et 525.237, la vitesse du vent doit être mesurée à une hauteur de 10 mètres au-dessus de la surface, ou être corrigée pour la différence entre la hauteur à laquelle la vitesse du vent est mesurée et la hauteur de 10 mètres.

  7. g) Les exigences du présent sous-chapitre associées aux conditions givrantes ne s'appliquent qu'au demandeur qui cherche à obtenir une certification pour le vol dans des conditions givrantes.
    (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    1. (1) Toute exigence du présent sous-chapitre, à l'exception de celles prévues à 525.121a), 525.123c), 525.143b)(1) et (2), 525.149, 525.201c)(2), 525.239 ainsi que 525.251b) à e), doit être respectée dans des conditions givrantes. Les dispositions des paragraphes 525.207c) et d) doivent être respectées dans la configuration atterrissage durant des conditions givrantes, mais elles n'ont pas besoin d'être respectées dans d'autres configurations. La conformité doit être démontrée à l'aide des accumulations de glace définies à l'appendice C, en supposant un fonctionnement normal de l'avion et de ses systèmes de protection contre le givrage dans le respect des limites d'utilisation et des procédures d'exploitation établies par le demandeur et figurant dans le manuel de vol de l'avion.
      (en vigueur 2013/02/01)

    2. (2) rapport aux limites relatives aux conditions non givrantes, aucune modification aux limites de répartition de charge de 525.23, aux limites de masse de 525.25 (sauf en cas de limite imposée par des exigences en matière de performances figurant dans le présent sous-chapitre) et aux limites de centrage de 525.27, n'est permise en cas de vol dans des conditions givrantes ou d'accumulation de glace.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.23 Limites de répartition de charge
  1. a) Les domaines de masse et de centrage à l'intérieur desquels l'avion peut être utilisé sans danger doivent être établis. Si une combinaison de masse et de centrage est permise seulement dans certaines limites de répartition de charge (telles que le long de l'envergure) lesquelles pourraient être dépassées par inadvertance, ces limites et les combinaisons correspondantes de masse et centrage doivent être établies.

  2. b) Les limites de répartition de charge ne doivent pas excéder :

    1. (1) Les limites choisies;

    2. (2) Les limites auxquelles la structure est prouvée; ou

    3. (3) Les limites auxquelles la conformité avec chaque exigence de vol applicable de ce sous-chapitre est montrée.

525.25 Limites de masse
  1. a) Masses maximales. Les masses maximales correspondant aux conditions d'utilisation de l'avion (telles que " ramp ", roulement au sol ou évolution à flot, décollage, en route et atterrissage), les conditions d'environnement (telles que altitude et température) et les conditions de chargement (telles que la masse à vide de carburant, le centrage et la répartition de masse), doivent être établies de façon qu'elles ne soient pas supérieures à

    1. (1) La masse la plus élevée choisie par le postulant pour les conditions particulières; ou

    2. (2) La masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence applicable de vol et de charge structurale est montrée, sauf pour les avions équipés de moteur-fusée d'appoint pour lesquels la masse maximale ne doit pas être supérieure à la masse la plus élevée établie en conformité à l'appendice E de ce chapitre.

    3. (3) Le poids le plus élevé auquel la conformité aux exigences de certification du chapitre 516, de ce Manuel est démontrée.

  2. b) Masse minimale. La masse minimale (masse la plus faible à la quelle la conformité avec chaque exigence applicable de ce chapitre est montrée) doit être établie de façon à ne pas être inférieure à :

    1. (1) La masse la plus faible choisie par le postulant;

    2. (2) La masse minimale de calcul (masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque condition de charges structurales de ce chapitre est montrée); ou

    3. (3) La masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque exigence applicable en vol est montrée.

(M. à j. 525-2 (89-01-01))

525.27 Limites de centrage

Les limitations des positions extrême avant et extrême arrière du centre de gravité doivent être établies pour chaque condition d'utilisation pratiquement prise séparément. Aucune limite de cette sorte ne peut aller au-delà :

  1. a) Des valeurs extrêmes choisies par le postulant;

  2. b) Des valeurs extrêmes à l'intérieur desquelles la structure est prouvée; ou

  3. c) Des valeurs extrêmes à l'intérieur desquelles la conformité avec chaque exigence de vol applicable est montrée.

525.29 Masse à vide et centrage correspondant
  1. a) La masse à vide et le centrage correspondant doivent être déterminés par la pesée de l'avion avec :

    1. (1) Le lest fixe;

    2. (2) Le carburant inutilisable déterminé selon la 525.959; et

    3. (3) Les pleins en fluides de fonctionnement, incluant :

      1. (i) L'huile;

      2. (ii) Le fluide hydraulique; et

      3. (iii) Les autres fluides nécessaires au fonctionnement normal des systèmes de l'avion, à l'exception de l'eau potable, de l'eau sous pression des toilettes et des fluides destinée à l'injection dans le moteur.

  2. b) La condition de l'avion au moment de la détermination de sa masse à vide doit être une condition bien définie et qui peut être aisément reproduite.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

525.31 Lest amovible

Du lest amovible peut être utilisé pour montrer la conformité aux exigences de vol de ce sous-chapitre.

525.33 Limites de vitesses de rotation et de pas de l'hélice
  1. a) La vitesse de rotation et le pas de l'hélice doivent être limités à des valeurs qui assureront :

    1. (1) Un fonctionnement sans danger dans les conditions normales d'utilisation; et

    2. (2) La conformité aux exigences de performance des 525.101 à 525.125.

  2. b) Il doit y avoir un moyen de limitation de vitesse de rotation de l'hélice au régulateur. Ce moyen doit limiter la vitesse moteur maximale possible régulée à une valeur n'excédant pas le nombre de tours par minute maximal admis.

  3. c) Le moyen utilisé pour limiter la position petit pas de pales d'hélice doit être réglée de façon que la vitesse moteur n'excède pas 103% du nombre de tours par minute moteur maximal admis ou 99% de la vitesse maximale autorisée avec :

    1. (1) Les pales d'hélice à la limite petit pas et le régulateur hors fonctionnement;

    2. (2) Avion immobile en atmosphère type et sans vent; et

    3. (3) Moteurs fonctionnant à la limite de pression d'admission de décollage dans le cas des avions à moteur alternatif ou à la limite de couple de décollage dans le cas des avions à turbopropulseur.

(M. à j. 525-3 (91-11-01))

Performances
525.101 Généralités
  1. a) À moins qu'il en soit autrement prescrit, les avions doivent satisfaire aux exigences de performances applicables de ce sous-chapitre pour les conditions atmosphériques ambiantes et en air calme.

  2. b) La performance, affectée par la puissance ou la poussée des moteurs, doit être basée sur les valeurs suivantes d'humidité relative :

    1. (1) Pour les avions propulsés par moteurs à turbines, une humidité relative de :

      1. (i) 80% à et au-dessous des températures standards; et

      2. (ii) 34% à et au-dessus des températures standards augmentées de 50°F (27,8°C). Entre ces deux températures, l'humidité relative doit varier linéairement.

      3. (2) Pour des avions propulsés par les moteurs à pistons, une humidité relative de 80% en atmosphère type. Les corrections de puissance moteur en fonction de la pression de vapeur doivent être faites conformément au tableau suivant :

Altitude
H
(pieds)
Pression de vapeur
'e'
(po. Hg) (mb)
Humidité spécifique
(en "lb" d'humidité
par "lb" d'air sec)
Densité

s=r /0,0023769
0 0,403 (13,64) 0,00849 0,99508
1 000 0,354 (11,98) 0,00773 0,96672
2 000 0,311 (10,53) 0,00703 0,93895
3 000 0,272 ( 9,21) 0,00638 0,91178
4 000 0,238 ( 8,06) 0,00578 0,88514
5 000 0,207 ( 7,00) 0,00523 0,85910
6 000 0,1805 ( 6,11) 0,00472 0,83361
7 000 0,1566 ( 5,30) 0,00425 0,80870
8 000 0,1356 ( 4,59) 0,00382 0,78434
9 000 0,1172 ( 3,97) 0,00343 0,76053
10 000 0,1010 ( 3,42) 0,00307 0,73722
15 000 0,0463 ( 1,57) 0,001710 0,62868
20 000 0,01978 ( 0,67) 0,000896 0,53263
25 000 0,00778 ( 0,26) 0,000436 0,44806
  1. c) La performance doit correspondre à la poussée propulsive disponible dans les conditions particulières atmosphériques ambiantes, la condition particulière de vol et l'humidité relative spécifiée au paragraphe b) de cette section. La poussée propulsive disponible doit correspondre à la puissance ou à la poussée moteur n'excédant pas la puissance ou poussée approuvée, diminuée :

    1. (1) Des pertes d'installation; et

    2. (2) De la puissance ou de la poussée équivalente absorbée par les accessoires et les servitudes appropriés aux conditions particulières atmosphériques ambiantes et à la condition particulière de vol.

  2. d) À moins qu'il en soit autrement prescrit, le postulant doit choisir les configurations décollage, en route, approche et atterrissage pour l'avion.

  3. e) Les configurations de l'avion peuvent varier en fonction de la masse, de l'altitude et de la température, dans la mesure où elles sont compatibles avec les procédures d'utilisation exigées par le paragraphe f) de cette section.

  4. f) À moins qu'il en soit autrement prescrit, dans la détermination des distances d'accélération-arrêt, des trajectoires en vol de décollage, des distances de décollage, et des distances d'atterrissage, des changements de configuration de l'avion, de vitesse, de puissance, et de poussée doivent être faits en accord avec les procédures établies par le postulant pour l'utilisation en service.

  5. g) Les procédures pour l'exécution des atterrissages interrompus et des approches manquées, associées aux conditions prescrites aux 525.119 et 525.121d), doivent être établies.

  6. h) Les procédures établies selon les paragraphes f) et g) de cette section doivent :

    1. (1) Pouvoir être exécutées de façon reproductible en service par des équipages d'habileté moyenne;

    2. (2) Utiliser des méthodes ou des dispositifs qui sont non dangereux et fiables; et

    3. (3) Inclure des marges pour tous délais dans l'exécution des procédures lesquels peuvent être raisonnablement attendus en service.

  7. (i) Les distances d'accélération-arrêt et les distances d'atterrissage stipulées en 525.109 et 525.125, respectivement, doivent être déterminées en fonction d'une usure de tous les ensembles freins de roues qui correspond à la limite maximale de la plage d'usure autorisée.

(M. à j. 525-8)

525.103 Vitesse de décrochage
  1. a) La vitesse de référence de décrochage, VSR, est une vitesse conventionnelle définie par le postulant. Elle ne peut être inférieure à la vitesse de décrochage équivalente à 1-g. Elle est exprimée de la façon suivante :
    (modifié 2003/11/10)



    Où :
    (modifié 2003/11/10)

    VCLMAX= Vitesse conventionnelle obtenue lorsque le coefficient de portance du facteur de charge corrigé



    est d'abord à son maximum pendant la manouvre visée au paragraphe c) de la présente section. De plus, lorsque la manouvre est limitée par un dispositif qui accentue brusquement le piqué à un angle d'attaque déterminé (pousseur de manche par exemple), la vitesse VCLMAX ne peut pas être inférieure à la vitesse indiquée au moment où le dispositif est en marche;

    nZW = Facteur de charge normal par rapport à la trajectoire de vol à la vitesse VCLMAX

    W= Masse brute de l'avion;

    S= Surface alaire aérodynamique de référence; et

    q = Pression dynamique.

  2. b) VCLMAX est déterminée selon :
    (modifié 2003/11/10)

    1. (1) Les moteurs au ralenti, ou, si la poussée résultante cause une diminution appréciable de la vitesse de décrochage, pas plus d'une poussée nulle est utilisée à la vitesse de décrochage;
      (modifié 2003/11/10)

    2. (2) Les commandes de pas de l'hélice (s'il y a lieu) dans la position de décollage;
      (modifié 2003/11/10)

    3. (3) L'avion étant par ailleurs (comme pour les volets, le train d'atterrissage et les accumulations de glace) dans la condition existante d'essai ou de performance dans laquelle la vitesse VSR est utilisée;
      (modifié 2008/10/30)

    4. (4) La masse utilisée quand la vitesse VSR est prise comme facteur pour déterminer la conformité à une condition de performance exigée;
      (modifié 2003/11/10)

    5. (5) Le centre de gravité dans la position qui résulte dans les valeurs les plus élevées de la vitesse de décrochage de référence; et
      (modifié 2003/11/10)

    6. (6) L'avion compensé pour le vol rectiligne à une vitesse choisie par le postulant mais qui n'est pas inférieure à 1,13VSR ni supérieure à 1,3VSR.
      (modifié 2003/11/10)

  3. c) En partant d'une condition de compensation stabilisée, appliquer la commande de profondeur pour décélérer l'avion afin que le taux de réduction de vitesse ne soit pas supérieur à un noud par seconde.
    (modifié 2003/11/10; pas de version précédente)

  4. d) En plus des exigences du paragraphe a) de la présente section, lorsqu'un dispositif dont le rôle consiste à accentuer brusquement le piqué à un angle d'attaque déterminé (pousseur de manche par exemple) est installé, la vitesse de décrochage de référence VSR ne peut être inférieure à 2 nouds ou à 2 pour cent, selon la plus élevée de ces deux valeurs, au-dessus de la vitesse à laquelle le dispositif est en fonctionnement.
    (modifié 2003/11/10; pas de version précédente)

  • 525.105 Décollage
    1. a) Les vitesses de décollage prescrites en 525.107, la distance d'accélération-arrêt prescrite en 525.109, la trajectoire de décollage prescrite en 525.111, la distance de décollage et la distance de roulement au décollage prescrites en 525.113 ainsi que la trajectoire nette de vol au décollage prescrite en 525.115 doivent être déterminées dans la configuration choisie pour le décollage à chaque masse, altitude et température ambiante à l'intérieur des limites d'utilisation choisies par le demandeur :
      (modifié 2008/10/30)

      1. (1) Dans des conditions non-givrantes; et
        (modifié 2008/10/30)

      2. (2) Dans des conditions givrantes si, dans la configuration de 525.121b) en présence de l'accumulation de glace au décollage définie à l'appendice C :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (i) La vitesse de décrochage à la masse maximale au décollage dépasse celle dans des conditions non-givrantes par la plus grande des valeurs entre 3 nœuds de la vitesse CAS ou 3 pour cent de VSR; ou
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

        2. (ii) La dégradation de la pente de montée déterminée conformément à 525.121b) est plus grande que la moitié de la réduction applicable entre la pente de la trajectoire véritable de vol au décollage et celle de la trajectoire nette définie en 525.115b).
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    2. b) Aucun décollage fait pour déterminer les données requises par cette section ne doit exiger une habilité de pilotage ou une vigilance exceptionnelle.

    3. c) Les données de décollage doivent être basées sur :

      1. (1) Dans le cas des avions terrestres et amphibies :

        1. (i) Des pistes unies, sèches et mouillées à surface dure; et

        2. (ii) Au choix du postulant, des pistes striées ou revêtues d'une couche de frottement poreuse mouillées à surface dure.

      2. (2) Une eau calme dans le cas des hydravions et des amphibies; et

      3. (3) Une neige sèche et unie dans le cas des avions à skis.

    4. d) Les données de décollage doivent inclure, à l'intérieur des limites d'utilisation établies pour l'avion, les facteurs de correction opérationnels suivants :

      1. (1) Pas plus de 50% des composantes de vent nominal le long de la trajectoire de décollage dans le sens opposé au sens de décollage, et pas moins de 150% des composantes de vent nominal le long de la trajectoire de décollage dans le sens du décollage.

      2. (2) Les pentes réelles de la piste.

    (M. à j. 525-2 (89-01-01))

    (M. à j. 525-8)

    525.107 Vitesses de décollage
    1. a) V1 doit être établie en fonction de VEF comme suit :

      1. (1) VEF est la vitesse air conventionnelle à laquelle le moteur critique est supposé tomber en panne. VEF doit être choisie par le postulant, mais ne doit pas être inférieure à VMCG déterminée selon le 525.149 e).

      2. (2) V1, en termes de vitesse air conventionnelle, est choisie par le postulant; cependant, V1 ne doit pas être inférieure à VEF augmentée de la vitesse acquise avec le moteur critique hors fonctionnement pendant l'intervalle de temps entre l'instant où le moteur critique est mis en panne et l'instant où le pilote la reconnaît et réagit à la panne du moteur, instant indiqué par l'application par le pilote du premier moyen de ralentissement (p. ex., serrer les freins, réduire la poussée, sortir les aérofreins) visant à immobiliser l'avion au cours des essais d'accélération-arrêt.

    2. b) V2min., en termes de vitesse conventionnelle ne doit pas être inférieure à

      1. (1) 1,13 VSR pour :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (i) Les avions bimoteurs et trimoteurs à turbopropulseurs et à moteurs à pistons; et

        2. (ii) Les avions à turboréacteurs sans aménagements pour l'obtention d'une réduction sensible de la vitesse de décrochage motorisé, un moteur en panne;

      2. (2) 1,08 VSR pour :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (i) Les avions à turbopropulseurs et à moteurs à pistons avec plus de trois moteurs; et

        2. (ii) Les avions à turboréacteurs avec aménagement pour l'obtention d'une réduction sensible de la vitesse de décrochage motorisé, un moteur en panne; et

      3. (3) 1,10 fois VMC établie selon la 525.149.

    3. c) V2 en termes de vitesse corrigée doit être choisie par le demandeur pour fournir au moins la pente de montée exigée par 525.121 b) mais ne doit pas être inférieure à :
      (modifié 2008/10/30)

      1. (1) V2min.;

      2. (2) VR plus l'augmentation de vitesse atteinte (en conformité avec 525.111 c)(2)) avant d'atteindre une hauteur de 35 pieds au-dessus de la surface de décollage; et
        (modifié 2008/10/30)

      3. (3) Une vitesse permettant d'effectuer les manoeuvres précisées en 525.143h).
        (modifié 2008/10/30)

    4. d) VMU est la vitesse air conventionnelle à laquelle et au-dessus de laquelle l'avion peut quitter le sol sans danger et poursuivre le décollage. Les vitesses VMU doivent être choisies par le postulant dans toute la plage des rapports poussée/poids à certifier. Ces vitesses peuvent être établies à partir de données en air libre si ces données sont vérifiées par des essais de décollage au sol.

    5. e) VR en termes de vitesse conventionnelle doit être choisie conformément aux conditions des sous-paragraphes (1) à (4) de ce paragraphe :
    6. (1) VR ne doit pas être inférieure à :

      1. (i) V1;

      2. (ii) 105% de VMC;

      3. (iii) La vitesse (déterminée conformément au 525.111 c)(2)) qui permet d'atteindre V2 avant d'atteindre une hauteur de 35 pieds au-dessus de la surface de décollage; ou

      4. (iv) Une vitesse à laquelle l’avion est cabré (mis en rotation) à son taux maximal praticable et se traduira par une VLOF non inférieure à :
        (en vigueur 2013/02/01)

        1.  
        2. (A) 110% de la VMU en mode tous moteurs en fonctionnement et 105% de la VMU déterminée selon le rapport poussée/poids correspondant au mode un moteur hors fonctionnement; ou

        3. (B) si l’assiette VMU est limitée par la géométrie de l’avion (c.-à-d. un contact de la queue avec la piste), 108% de la VMU en mode tous moteurs en fonctionnement et 104% de la VMU déterminée selon le rapport poussée/poids correspondant au mode un moteur hors fonctionnement.
    7. (2) Pour tout ensemble donné de conditions (telles que masse, configuration et température) une seule valeur de VR, obtenue selon ce paragraphe, doit être utilisée pour montrer la conformité aux conditions de décollage des deux cas un "moteur en panne" et "tous les moteurs en fonctionnement".

    8. (3) Il doit être montré que la distance de décollage "un moteur en panne", utilisant une vitesse de rotation inférieure de 5 noeuds à VR établie suivant les sous-paragraphes (1) et (2) de ce paragraphe, n'excède pas la distance de décollage correspondante "un moteur en panne", utilisant la VR établie. Les distances de décollage doivent être déterminées en conformité avec le 525.113 a)(1).

    9. (4) Les écarts raisonnablement envisagés en service à partir des procédures de décollage établies pour l'utilisation de l'avion (telle que rotation exagérée de l'avion et conditions d'écart de compensation ne doivent pas entraîner des caractéristiques de vol dangereuses ou des augmentations sensibles des distances prévues de décollage établies conformément au 525.113 a).

    10. f) VLOF est la vitesse conventionnelle à laquelle l'avion commence tout juste à voler.

    11. g) VFTO, en termes de vitesse corrigée, doit être choisie par le demandeur pour fournir au moins la pente de montée exigée par 525.121 c) mais ne doit pas être inférieure à :
      (modifié 2008/10/30)

      1. (1) 1,18VSR; et

      2. (2) Une vitesse permettant d'effectuer les manouvres précisées en 525.143h).
        (modifié 2008/10/30)

    12. h) Afin de déterminer les vitesses de décollage V1, VR et V2 propres au vol dans des conditions givrantes, il est possible d'utiliser les valeurs de VMCG, VMC et VMU déterminées pour des conditions non givrantes.
      (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

    13. (M. à j. 525-8)

      525.109 Distance d'accélération-arrêt
      1. a) La distance d'accélération-arrêt sur une piste sèche est la plus grande des distances suivantes :

        1. (1) La somme des distances nécessaires pour :

          1. (i) Accélérer l'avion depuis le départ arrêté avec tous les moteurs en fonctionnement jusqu'à VEF pour un décollage sur piste sèche;

          2. (ii) Accélérer l'avion depuis VEF jusqu'à la plus grande vitesse atteinte pendant le décollage interrompu, en supposant que le moteur critique tombe en panne à VEF et que le pilote prend la première mesure pour interrompre le décollage à V1 pour un décollage sur piste sèche; et

          3. (iii) Parvenir à un arrêt complet, sur piste sèche, à partir de la vitesse atteinte selon les consignes prescrites au paragraphe a)(1)(ii) de cette section; plus

          4. (iv) Une distance équivalente à 2 secondes à V1 pour un décollage sur piste sèche.

        2. (2) La somme des distances nécessaires pour :

          1. (i) Accélérer l'avion depuis le départ arrêté avec tous les moteurs en fonctionnement jusqu'à la plus grande vitesse atteinte pendant le décollage interrompu, en supposant que le pilote prend la première mesure pour interrompre le décollage à V1 pour un décollage sur piste sèche; et

          2. (ii) Avec tous les moteurs encore en fonctionnement, parvenir à un arrêt complet sur une piste sèche, à partir de la vitesse atteinte selon les consignes prescrites au paragraphe a)(2)(i) de cette section; plus,

          3. (iii) Une distance équivalente à 2 secondes à V1 pour un décollage sur piste sèche.

      2. b) La distance d'accélération-arrêt sur une piste mouillée est la plus grande des distances suivantes :

        1. (1) La distance d'accélération-arrêt sur piste sèche établie selon le paragraphe a) de cette section; ou

        2. (2) La distance d'accélération-arrêt établie selon le paragraphe a) de cette section, sauf que la piste est mouillée et que l'on doit utiliser les valeurs correspondantes pour piste mouillée de VEF et V1. Dans le calcul de la distance d'accélération-arrêt sur piste mouillée, la force d'arrêt des freins de roues ne doit jamais dépasser :

          1. (i) la force d'arrêt des freins de roues déterminée pour répondre aux exigences de 525.101(i) et du paragraphe a) de cette section; et

          2. (ii) La force obtenue par le coefficient de frottement de freinage sur piste mouillée déterminé conformément aux paragraphes c) ou d) de cette section, selon le cas, en tenant compte de la distribution de la charge normale entre les roues freinées et les roues non freinées à la position du centre de gravité la plus défavorable approuvée pour le décollage.

      3. c) Le coefficient de frottement de freinage sur piste mouillée unie est défini sous la forme d'une courbe de coefficient de frottement en fonction de la vitesse sol et il doit se calculer de la façon suivante :

        1. (1) Le coefficient de frottement de freinage maximal entre le pneu et le sol sur une piste mouillée est défini ainsi :

          Pression des pneus (lb/po2) Coefficient de freinage maximal (entre le pneu et le sol)

           

          où :

          Pression des pneus = pression (lb/po2) d'utilisation maximale des pneus de l'avion;

          (m t/gmax = coefficient de freinage maximal entre le pneu et le sol;

          V = vitesse sol vraie (noeuds) de l'avion; et

          On peut faire une extrapolation linéaire pour des pressions de pneu autres que celles mentionnées.

        2. (2) On doit adapter le coefficient de frottement de freinage maximal entre le pneu et le sol sur une piste mouillée pour tenir compte de l'efficacité d'un système antidérapant sur une piste mouillée. On doit démontrer le fonctionnement d'un système antidérapant au moyen d'essai en vol sur une piste mouillée unie, le coefficient de frottement de freinage maximal entre le pneu et le sol établi au paragraphe c)(1) de cette section doit être multiplié par le facteur d'efficacité relié au type de système antidérapant installé sur l'avion :

      Type de système antidérapant Facteur d'efficacité
      Marche-arrêt

      Quasi-modulant

      Entièrement modulant
      0,30

      0,50

      0,80
      1. d) Le postulant peut, s'il le désire, utiliser un coefficient de frottement de freinage sur piste mouillée plus élevé pour des surfaces de pistes ayant été striées ou revêtues d'une couche de frottement poreuse. Dans le cas des pistes striées ou revêtues d'une couche de frottement poreuse, le coefficient de frottement de freinage sur piste mouillée est défini comme étant soit :

        1. (1) 70 pour cent du coefficient de frottement de freinage sur piste sèche utilisé pour déterminer la distance d'accélération-arrêt sur piste sèche; ou

        2. (2) Le coefficient de frottement de freinage sur piste mouillée défini au paragraphe c) de cette section, sauf qu'un facteur d'efficacité de système antidérapant spécifique, s'il a été établi, convient pour des surfaces de pistes ayant été striées ou revêtues d'une couche de frottement poreuse, et le coefficient de frottement de freinage maximal entre le pneu et le sol est défini comme étant:

          Pression des pneus (lb/po2) Coefficient de freinage maximal (entre le pneu et le sol)



          où :

          Pression des pneus = pression (lb/po2) d'utilisation maximale des pneus de l'avion;

          (m t/gmax = coefficient de freinage maximal entre le pneu et le sol;

          V = vitesse sol vraie (noeuds) de l'avion; et

          On peut faire une extrapolation linéaire pour des pressions de pneu autres que celles mentionnées.

      2. e) Sous réserve des dispositions du paragraphe f)(1) de cette section, on peut utiliser des moyens autres que les freins de roues pour déterminer la distance d'accélération-arrêt, si ces moyens :

        1. (1) sont sûrs et fiables;

        2. (2) sont utilisés de façon à assurer des résultats constants dans les conditions de fonctionnement normal prévu; et

        3. (3) sont tels qu'ils n'exigent pas une compétence exceptionnelle pour commander l'avion.

      3. f) Les effets de la poussée inverse disponible :

        1. (1) Ne doivent pas être inclus comme moyen de décélération supplémentaire pour déterminer la distance d'accélération-arrêt sur piste sèche; et

        2. (2) Peuvent être inclus comme moyen de décélération supplémentaire en utilisant les procédures d'inversion de poussée recommandées pour déterminer la distance d'accélération-arrêt sur piste mouillée, sous réserve que les dispositions du paragraphe e) de cette section soient respectées.

      4. g) Le train d'atterrissage doit rester sorti tout au long de la distance d'accélération-arrêt.

      5. h) Si la distance d'accélération-arrêt inclut un prolongement d'arrêt ayant des caractéristiques de surface substantiellement différentes de celles de la piste, les données de décollage doivent inclure des facteurs de correction opérationnels pour la distance d'accélération-arrêt. Les facteurs de correction doivent tenir compte des caractéristiques particulières de surface du prolongement d'arrêt et des variations de ces caractéristiques en fonction des conditions météorologiques saisonnières (telle que température, pluie, neige et glace) dans les limites d'utilisation établies.

      6. i) Un vol d'essai de démonstration de la capacité d'énergie cinétique de freinage maximal sur la distance d'accélération-arrêt doit être effectué alors qu'il reste au plus 10 pour cent de la limite maximale de la plage d'usure autorisée de chacun des freins de roues de l'avion.

      (M. à j. 525-8)

      525.111 Trajectoire de décollage
      1. a) La trajectoire de décollage s'étend depuis le départ arrêté jusqu'à un point du décollage auquel l'avion se trouve à 1 500 pieds au-dessus de la surface de décollage, ou jusqu'au point auquel le passage de la configuration « décollage » à la configuration « en route » est terminé et une vitesse VFTO est atteinte, celui de ces points qui est le plus haut. De plus :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) La trajectoire de décollage doit être basée sur les procédures prescrites au 525.101 f);

        2. (2) L'avion doit être accéléré au sol jusqu'à VEF, point auquel le moteur critique doit être mis en panne, et rester en panne pendant le reste du décollage; et

        3. (3) Après avoir atteint VEF l'avion doit être accéléré jusqu'à V2.

      2. b) Au cours de l'accélération jusqu'à la vitesse V2, le train avant peut être soulevé du sol à une vitesse non inférieure à VR. Cependant, la rétraction du train d'atterrissage ne doit pas être commencée avant que l'avion ne soit en vol.

      3. c) Dans la détermination de la trajectoire de décollage suivant les paragraphes a) et b) de cette section :

        1. (1) La pente de la partie en vol de la trajectoire de décollage doit être positive en chaque point;

        2. (2) L'avion doit atteindre V2 avant d'être à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage et doit continuer à une vitesse aussi proche que possible de, mais non inférieure à V2, jusqu'à ce qu'il soit à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage;

        3. (3) En chaque point de la trajectoire de décollage, commençant au point auquel l'avion atteint 400 pieds au-dessus de la surface de décollage, la pente de montée disponible ne doit pas être inférieure à :

          1. (i) 1,2% pour les avions bimoteurs;

          2. (ii) 1,5% pour les avions trimoteurs; et

          3. (iii) 1,7% pour les avions quadrimoteurs; et

        4. (4) La configuration de l'avion ne doit pas être modifiée, à l'exception de la rentrée du train d'atterrissage et de la mise en drapeau automatique de l'hélice, et aucun changement de puissance ou de poussée exigeant une action de la part du pilote ne doit être effectué jusqu'à ce que l'avion soit à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage; et
          (modifié 2008/10/30)

        5. (5) Si 525.105a)(2) exige que la trajectoire de décollage soit déterminée pour le vol dans des conditions givrantes, la partie en vol de la trajectoire de décollage doit se baser sur la traînée de l'avion générée :
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          1. (i) Avec l'accumulation de glace le long de la trajectoire de vol au décollage définie à l'appendice C, entre une hauteur de 35 pieds au-dessus de la surface de décollage et le point où l'avion se trouve à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage; et
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          2. (ii) Avec l'accumulation de glace le long de la trajectoire finale de vol au décollage définie à l'appendice C, entre le point où l'avion se trouve à 400 pieds au-dessus de la surface de décollage et la fin de la trajectoire de décollage.
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

      4. d) La trajectoire de décollage doit être déterminée par une démonstration de décollage continu ou par une synthèse à partir des segments. Si la trajectoire de décollage est déterminée par la méthode des segments :
        (modifié 2005/06/03)

        1. (1) Les segments doivent être clairement définis et doivent être relatifs à des changements distincts de configuration de puissance ou de poussée et de vitesse;

        2. (2) La masse de l'avion, la configuration et la puissance ou la poussée doivent être constantes le long de chaque segment, et doivent correspondre à la condition la plus critique prépondérante dans le segment;

        3. (3) La trajectoire de vol doit être basée sur la performance de l'avion sans effet de sol; et

        4. (4) Les données de la trajectoire de décollage doivent être vérifiées par des démonstrations de décollages continus jusqu'au point auquel l'avion est en dehors de l'effet de sol et sa vitesse stabilisée pour s'assurer que la trajectoire est pénalisante par rapport à la trajectoire continue. L'avion est considéré être en dehors de l'effet de sol quand il atteint une hauteur égale à son envergure.

      5. e) Pour les avions équipés de moteurs-fusées d'appoint, la trajectoire de décollage peut être déterminée conformément à la section II de l'appendice E.

    14. (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      525.113 Distance de décollage et distance de roulement au décollage
      1. a) La distance de décollage sur piste sèche est la plus grande des valeurs suivantes :

        1. (1) La distance horizontale le long de la trajectoire de décollage depuis le départ du décollage jusqu'au point où l'avion est à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé selon la 525.111 pour une piste sèche; ou

        2. (2) 115% de la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage, avec tous les moteurs en fonctionnement depuis le départ du décollage jusqu'au point où l'avion est à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, comme déterminé par une procédure compatible avec la 525.111.

      2. b) La distance de décollage sur piste mouillée est la plus grande des valeurs suivantes :

        1. (1) La distance de décollage sur piste sèche déterminée selon le paragraphe a) de cette section; ou

        2. (2) décollage jusqu'au point où l'avion est à 15 pieds au-dessus de la surface de décollage, obtenue par une procédure permettant d'atteindre V2 avant d'atteindre 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé selon la 525.111 pour une piste mouillée.

      3. c) Si la distance de décollage n'inclut pas un prolongement dégagé, la distance de roulement au décollage est égale à la distance de décollage. Si la distance de décollage inclut un prolongement dégagé :

        1. (1) La distance de roulement au décollage sur piste sèche est la plus grande des deux valeurs suivantes :

          1. (i) La distance horizontale le long de la trajectoire de décollage depuis le départ du décollage, jusqu'à un point équidistant du point où VLOF est atteint, et du point où l'avion est à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé selon la 525.111 pour une piste sèche; ou

          2. (ii) 115% de la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage avec tous les moteurs en fonctionnement depuis le départ du décollage jusqu'à un point équidistant du point où VLOF est atteinte et du point où l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé par une procédure compatible avec la 525.111.

        2. (2) La distance de roulement au décollage sur piste mouillée est la plus grande des deux valeurs suivantes :

          1. (i) La distance horizontale le long de la trajectoire de décollage depuis le départ du décollage, jusqu'à un point où l'avion est à 15 pieds au-dessus de la surface de décollage, obtenue par une procédure permettant d'atteindre V2 avant d'atteindre 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé selon la 525.111 pour une piste mouillée; ou

          2. (ii) 115% de la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage avec tous les moteurs en fonctionnement depuis le départ du décollage jusqu'à un point équidistant du point où VLOF est atteinte et du point où l'avion se trouve à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, déterminé par une procédure compatible avec la 525.111.

      (M. à j. 525-8)

      525.115 Trajectoire en vol de décollage
      1. a) On doit considérer que la trajectoire en vol de décollage commence à 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, à la fin de la distance de décollage déterminée conformément au 525.113a) ou b), selon l'état de la surface de la piste.

      2. b) Les données correspondantes à la trajectoire nette en vol de décollage doivent être déterminées de manière qu'elles représentent les trajectoires en vol réelles de décollage (déterminées conformément à la 525.111 et du paragraphe a) de cette section) diminuées en chaque point d'une pente de montée égale à

        1. (1) 0,8% pour les avions bimoteurs;

        2. (2) 0,9% pour les avions trimoteurs; et

        3. (3) 1,0% pour les avions quadrimoteurs.

      3. c) La réduction prescrite de la pente de montée peut être appliquée sous forme d'une réduction équivalente d'accélération, le long de cette partie de la trajectoire en vol de décollage dans laquelle l'avion est accéléré en palier.

      (M. à j. 525-8)

      525.117 Montée : Généralités

      La conformité aux exigences des 525.119 et 525.121, doit être montrée à chaque masse, altitude, et température ambiante à l'intérieur des limites d'utilisation établies pour l'avion et avec le centrage le plus défavorable pour chaque configuration.

      525.119 Montée en configuration d'atterrissage : tous les moteurs en fonctionnement

      En configuration d'atterrissage, la pente stabilisée de montée ne doit pas être inférieure à 3,2%, avec les moteurs à la puissance ou à la poussée qui est disponible huit secondes après le début du déplacement des manettes de puissance ou de poussée, depuis la position ralentie de vol, jusqu'à la position de puissance de remise des gaz :
      (modifié 2008/10/30)

      1. a) Dans conditions non givrantes, à une vitesse de montée de VREF déterminée conformément à 525.125b)(2)(i); et
        (modifié 2008/10/30)

      2. b) Dans conditions givrantes durant l'atterrissage avec l'accumulation de glace à l'atterrissage définie à l'appendice C, et à une vitesse de montée de VREF déterminée conformément à 525.125b)(2)(ii).
        (modifié 2008/10/30)

      (M. à j. 525-7 (96-09-30))

      525.121 Montée : un moteur en panne
      1. a) Décollage : train d'atterrissage sorti. Dans la configuration de décollage critique existant le long de la trajectoire en vol (entre le point où l'avion atteint VLOF et celui où le train d'atterrissage est complètement rentré) et dans la configuration utilisée en 525.111 mais sans effet de sol, la pente stabilisée de montée doit être positive pour les avions bimoteurs et ne doit pas être inférieure à 0,3% pour les avions trimoteurs ou 0,5% pour les avions quadrimoteurs, à la vitesse VLOF, et avec :

        1. (1) Le moteur critique en panne et les moteurs restants à la puissance ou à la poussée disponible lorsque la rétraction du train d'atterrissage est commencée en accord avec la 525.111, à moins qu'une condition plus critique d'utilisation de puissance n'existe plus tard au cours de la trajectoire en vol, mais avant le point où le train d'atterrissage est complètement rentré; et

        2. (2) La masse égale à la masse existant lorsque la rétraction du train d'atterrissage est commencée, déterminée selon la 525.111.

      2. b) Décollage : train d'atterrissage rentré. Dans la configuration de décollage, qui existe au point de la trajectoire en vol où le train d'atterrissage est complètement rentré, et dans la configuration utilisée en 525.111 mais sans effet de sol :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) La pente stabilisée de montée ne doit pas être inférieure à 2,4 % pour les avions bimoteurs, 2,7 % pour les avions tri-moteurs, et 3 % pour les avions quadrimoteurs, à V2 et avec :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Le moteur critique en panne, les moteurs restants à la puissance ou à la poussée de décollage disponible au moment ou le train d'atterrissage est complètement rentré telle que déterminée à 525.111, à moins qu'une condition plus critique d'utilisation de puissance n'existe plus tard le long de la trajectoire en vol mais avant le point où l'avion atteint une hauteur de 400 pieds au-dessus de la surface de décollage; et
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) La masse égale à la masse existant lorsque le train d'atterrissage de l'avion est complètement rentré, telle que déterminée à 525.111.
            (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Les exigences de l'alinéa b)(1) du présent article doivent être respectées :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Dans des conditions non-givrantes; et
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) Dans des conditions givrantes, si, dans la configuration de 525.121b) en présence de l'accumulation de glace au décollage définie à l'appendice C :
            (modifié 2008/10/30)

            1. (A) La vitesse de décrochage à la masse maximale au décollage dépasse celle dans des conditions non-givrantes par la plus grande des valeurs entre 3 nœuds de la vitesse CAS ou 3 pour cent de VSR; ou
              (modifié 2008/10/30)

            2. (B) La dégradation de la pente de montée déterminée conformément à 525.121b) est plus grande que la moitié de la réduction applicable entre la pente de la trajectoire véritable de vol au décollage et celle de la trajectoire nette définie à 525.115b).
              (modifié 2008/10/30)

      3. c) Phase finale de décollage. Dans la configuration en route, à la fin de la trajectoire de décollage, déterminée conformément à 525.111 :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) La pente stabilisée de montée ne doit pas être inférieure à 1,2 % pour les avions bimoteurs, 1,5 % pour les avions tri-moteurs et 1,7 % pour les avions quadrimoteurs, à une vitesse VFTO et avec :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Le moteur critique en panne et les moteurs restants à la puissance ou à la poussée maximale continue disponible; et
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) La masse égale à la masse existant à la fin de la trajectoire de décollage, déterminée à 525.111.
            (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Les exigences de l'alinéa c)(1) du présent article doivent être respectées :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Dans des conditions non-givrantes; et
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) Dans des conditions givrantes, si, dans la configuration de 525.121b) en présence de l'accumulation de glace durant la phase finale de décollage telle que définie à l'appendice C :
            (modifié 2008/10/30)

            1. (A) La vitesse de décrochage à la masse maximale au décollage dépasse celle dans des conditions non givrantes par la plus grande des valeurs entre 3 nœuds de la vitesse CAS ou 3 pour cent de VSR; ou
              (modifié 2008/10/30)

            2. (B) La dégradation de la pente de montée déterminée conformément à 525.121b) est plus grande que la moitié de la réduction applicable entre la pente de la trajectoire véritable de vol au décollage et celle de la trajectoire nette définie à 525.115b).
              (modifié 2008/10/30)

      4. d) Approche. Dans la configuration correspondant à la procédure normale tous moteurs en fonctionnement, dans laquelle VSR, pour cette configuration, n'excède pas 110 % de la VSR pour la configuration d'atterrissage tous moteurs en fonctionnement correspondante :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) La pente stabilisée de montée ne doit pas être inférieure à 2,1 % pour les avions bimoteurs, 2,4 % pour les avions tri-moteurs et 2,7 % pour les avions quadrimoteurs, avec :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Le moteur critique en panne, les moteurs restants à la poussée ou à la puissance de remise des gaz;
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) La masse maximale à l'atterrissage;
            (modifié 2008/10/30)

          3. (iii) Une vitesse de montée établie en relation avec les procédures normales d'atterrissage, mais n'excédant pas 1,4 VSR; et
            (modifié 2008/10/30)

          4. (iv) Le train d'atterrissage rentré.
            (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Les exigences de l'alinéa d)(1) du présent article doivent être respectées :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Dans des conditions non givrantes; et
            (modifié 2008/10/30)

          2. (ii) Dans des conditions givrantes en présence de l'accumulation de glace en approche telles que définie à l'appendice C. La vitesse de montée choisie dans des conditions non givrantes peut être utilisée si la vitesse de montée dans des conditions givrantes, calculée conformément à d)(1)(iii) du présent article, ne dépasse pas celle des conditions non givrantes par la plus grande des valeurs entre 3 nœuds de la vitesse CAS ou 3 pour cent.
            (modifié 2008/10/30)

        3. (3) Une vitesse de montée établie en relation avec les procédures normales d'atterrissage, mais n'excédant pas 1,4 VSR; et
          (modifié 2003/11/10)

        4. (4) Le train d'atterrissage rentré.
          (modifié 2003/11/10; pas de version précédente)

      (M. à j. 525-7 (96-09-30))

      525.123 Trajectoires de vol en route
      1. a) Pour la configuration en route les trajectoires de vol prescrites aux paragraphes b) et c) de cette section, doivent être déterminées pour chaque masse, altitude et température ambiante, à l'intérieur des limites d'utilisation établies pour l'avion. La variation de masse le long de la trajectoire de vol, compte tenu de la consommation progressive de carburant et d'huile pour les moteurs en fonctionnement, peut être incluse dans le calcul. Les trajectoires de vol doivent être déterminées à une vitesse n'étant pas inférieure à VFTO avec :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) Le centrage le plus défavorable;

        2. (2) Les moteurs critiques en panne;

        3. (3) Les moteurs restants à la puissance ou poussée maximale continue disponible; et

        4. (4) Les moyens pour contrôler l'alimentation en air de refroidissement des moteurs dans la position qui fournit un refroidissement adéquat dans les conditions de temps chaud.
          (modifié 2008/10/30)

      2. b) Les données correspondant à la trajectoire nette en vol "un moteur en panne", doivent représenter la performance de montée réelle diminuée d'une pente de montée de 1,1 % pour les avions bimoteurs, 1,4 % pour les avions tri-moteurs et 1,6 % pour les avions quadrimoteurs :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) Dans des conditions non givrantes; et
          (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Dans des conditions givrantes en présence de l'accumulation de glace en route telles que définies à l'appendice C, si
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          1. (i) Une vitesse de 1,18 VSR en présence de l'accumulation de glace en route dépasse la vitesse en route choisie avec des conditions non-givrantes par la plus grande des valeurs entre 3 nœuds de la vitesse CAS ou 3 pour cent de VSR; ou
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          2. (ii) La dégradation de la pente de montée est plus grande que la moitié de la réduction applicable entre la pente de la trajectoire véritable de vol et celle de la trajectoire nette définie à b) du présent article.
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

      3. c) Pour les avions tri-moteurs ou quadrimoteurs, les données correspondant à la trajectoire nette en vol avec deux moteurs en panne doivent représenter la performance de montée réelle diminuée d'une pente de montée de 0,3% pour les avions tri-moteurs et 0,5% pour les avions quadrimoteurs.

      525.125 Atterrissage
      1. a) La distance horizontale nécessaire pour atterrir et amener à l'arrêt complet (ou à une vitesse approximative de 3 noeuds pour les amerrissages) à partir d'un point situé à 50 pieds au-dessus de la surface d'atterrissage, doit être déterminée (pour les températures standards, à chaque masse, altitude, et vent, à l'intérieur des limites d'utilisation établies par le demandeur pour l'avion) :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) Dans des conditions non-givrantes; et
          (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Dans des conditions givrantes en présence de l'accumulation de glace à l'atterrissage telles que définies à l'appendice C, si VREF dans des conditions givrantes dépasse VREF dans des conditions non-givrantes par plus de 5 nœuds de la vitesse CAS à la masse maximale à l'atterrissage.
          (modifié 2008/10/30)

      2. b) Pour déterminer la distance au paragraphe a) du présent article :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) L'avion doit être dans la configuration d'atterrissage.
          (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Une approche stabilisée avec une vitesse corrigée non inférieure à VREF, doit être maintenue jusqu'à 50 pieds de hauteur.
          (modifié 2008/10/30)

          1. (i) Dans des conditions non-givrantes, VREF ne doit pas être inférieure à
            (modifié 2008/10/30)

            1. (A) 1.23 VSRO;

            2. (B) VMCL spécifié à 525.149 f); et

            3. (C) Une vitesse permet d'effectuer les manoeuvres précisées à 525.143 h).

          2. (ii) Dans des conditions givrantes, VREF ne doit pas être inférieure à
            (modifié 2008/10/30)

            1. (A) La vitesse déterminée au sous-alinéa b)(2)(i) du présent article;

            2. (B) 1.23 VSRO en présence de l'accumulation de glace à l'atterrissage telle que définie à l'appendice C, si cette vitesse dépasse VREF dans des conditions non-givrantes par plus de 5 nœuds de la vitesse CAS; et

            3. (C) Une vitesse qui permet d'effectuer les manœuvres précisées à 525.143h) en présence de l'accumulation de glace à l'atterrissage telle que définie à l'appendice C.

        3. (3) Les changements de configuration, de puissance ou de poussée, et de vitesse, doivent être faits en conformité avec les procédures établies pour l'utilisation en service.
          (modifié 2008/10/30)

        4. (4) L'atterrrissage doit être fait sans accélération verticale excessive, ni tendance aux rebonds, au capotage, au cheval de bois, au marsouinage ou au cheval de bois à flot.
          (modifié 2008/10/30)

        5. (5) Les atterrissages ne doivent pas exiger une habileté de pilotage ou une vigilance exceptionnelle.
          (modifié 2008/10/30)

      3. c) Pour les avions terrestres et amphibies, la distance d'atterrissage doit être déterminée sur une piste horizontale, unie, sèche et dure. De plus :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) Les pressions sur le système de freinage des roues ne doivent pas excéder celles spécifiées par le fabricant des freins;

        2. (2) Les freins ne doivent pas être utilisés de manière à causer une usure excessive des freins ou des pneus; et

        3. (3) Des moyens autres que les freins de roues peuvent être utilisés si ces moyens :

          1. (i) Sont sans danger et fiables;

          2. (ii) Sont utilisés de façon telle que des résultats cohérents peuvent être escomptés en exploitation; et

          3. (iii) Sont tels qu'une habilité exceptionnelle n'est pas exigée pour le contrôle de l'avion.

      4. d) Pour les hydravions et les amphibies, la distance d'amerrissage doit être déterminée sur une eau calme.
        (modifié 2008/10/30)

      5. e) Pour les avions à skis, la distance d'atterrissage sur la neige doit être déterminée sur une neige unie et sèche.
        (modifié 2008/10/30)

      6. f) Les données relatives à la distance d'atterrissage doivent inclure des facteurs de correction pour une valeur n'excédant pas 50% des composantes de vent nominal le long de la trajectoire d'atterrissage dans le sens opposé au sens de l'atterrissage et non inférieure à 150% des composantes de vent nominal le long de la trajectoire d'atterrissage dans le sens de l'atterrissage.
        (modifié 2008/10/30)

      7. g) Si un dispositif quelconque qui dépend du fonctionnement d'un des moteurs est utilisé et si la distance d'atterrissage risque d'être sensiblement augmentée quand un atterrissage est fait avec ce moteur en panne, la distance d'atterrissage doit être déterminée avec ce moteur en panne, à moins que l'utilisation de moyens de compensation ne se traduise par une distance d'atterrissage non supérieure à celle déterminée avec chaque moteur en fonctionnement.
        (modifié 2008/10/30)

      (M. à j. 525-2 (89-01-01))
      (M. à j. 525-3 (91-11-01))
      (M. à j. 525-7 (96-09-30))
      (M. à j. 525-8)

      Contrôlabilité et manoeuvrabilité
      525.143 Généralités
      1. a) L'avion doit être contrôlable et manoeuvrable sans danger pendant :

        1. (1) Le décollage;

        2. (2) La montée;

        3. (3) Le vol en palier;

        4. (4) La descente; et

        5. (5) L'atterrissage.

      2. b) Il doit être possible d'effectuer une transition sans brusquerie d'une condition de vol à toute autre condition de vol sans habileté, vigilance ou efforts exceptionnels de pilotage et sans danger de dépasser le facteur de charge limite de l'avion dans toutes les conditions probables d'utilisation, y compris :

        1. (1) La panne soudaine du moteur critique;

        2. (2) Pour les avions à trois moteurs ou plus, la panne soudaine du second moteur critique, lorsque l'avion est dans la configuration en route, d'approche ou d'atterrissage et est compensé avec le moteur critique hors fonctionnement; et

        3. (3) Les changements de configuration, y compris la sortie ou la rentrée des dispositifs de décélération.

      3. c) Il doit être démontré que l'avion peut être contrôlé et manœuvré en toute sécurité en présence de l'accumulation de glace applicable à la phase de vol définie à l'appendice C et lorsque le moteur critique est en panne et que son hélice (le cas échéant) est en position de traînée minimale :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) À la V2 minimale au décollage;
          (modifié 2008/10/30)

        2. (2) Pendant une approche et une remise des gaz; et
          (modifié 2008/10/30)

        3. (3) Pendant une approche et un atterrissage.
          (modifié 2008/10/30)

      4. d) Le tableau prescrit, dans le cas des commandes conventionnelles de type volant, les efforts maximaux aux commandes permis pendant les essais exigés par les paragraphes a)à c)de la présente section :
        (modifié 2008/10/30)

      Valeur en lb de l'effort exercé sur le volant ou sur les pédales de direction Tangage Roulis Lacet
      Dans le cas d'efforts exercés pendant une courte durée sur la commande en tangage et en roulis - le volant pouvant être manoeuvré à l'aide des deux mains. 75 50 ---
      Dans le cas d'efforts exercés pendant une courte durée sur la commande en tangage et en roulis - le volant pouvant être manoeuvré à l'aide d'une seule main. 50 25 ---
      Dans le cas d'efforts exercés pendant une courte durée sur la commande en lacet. --- --- 150
      Dans le cas d'efforts exercés pendant une longue durée. 10 5 20
      1. e) Les procédures d'utilisation approuvées ou les pratiques conventionnelles d'utilisation doivent être suivies lorsqu'on démontre la conformité aux limites des efforts sur les commandes dans le cas des efforts exercés pendant une courte durée qui sont prescrits au paragraphe d) de la présente section. L'avion doit être compensé ou être aussi près que possible de ce niveau de compensation dans l'état de vol stabilisé qui précède. En ce qui concerne le décollage, l'avion doit être compensé conformément aux procédures d'utilisation approuvées.
        (modifié 2008/10/30)

      2. f) Lorsqu'on démontre la conformité aux limites des efforts sur les commandes dans le cas des efforts exercés pendant une longue durée qui sont prescrits au paragraphe d) de la présente section, l'avion doit être compensé ou être aussi près que possible de ce niveau de compensation.
        (modifié 2008/10/30)

      3. g) Lorsqu'on vole à une vitesse ou à un nombre de Mach constants (jusqu'à VFC/MFC), les efforts sur le manche et le gradient de ces efforts en fonction du facteur de charge de vol doivent se situer dans des limites satisfaisantes. Les efforts sur le manche ne doivent pas être importants au point de nécessiter une force excessive de la part du pilote, et ils ne doivent pas être minimes au point que le pilote puisse exercer facilement et par mégarde une surcharge sur l'avion. Les changements de gradient qui se produisent avec les changements de facteur de charge ne doivent pas causer de problème indu dans la conservation de la maîtrise de l'avion, et les gradients locaux ne doivent pas être minimes au point de présenter un risque de réactions excessives sur les commandes.
        (modifié 2008/10/30)

      4. h) Les possibilités de manœuvres à une vitesse constante lors d'un virage coordonné avec un centrage avant tel que précisé dans le tableau suivant ne doivent pas s'effectuer à l'aide d'un avertisseur de décrochage ou de toute autre caractéristique qui pourrait compromettre une manœuvre normale :
        (modifié 2008/10/30)

      Configuration Vitesse Manouvre visant à établir un angle d'inclinaison latérale dans un virage coordonné Réglage de la poussée du moteur
      Décollage V2 30o WAT limité asymétrique1
      Décollage 2V2 +XX 40o À la vitesse de montée tous moteurs en fonctionnement3
      En route VFTO 40o WAT limité asymétrique1
      Atterrissage VREF 40o Symétrique avec un angle d'inclinaison latéreale au vol de -3o
      1 Une combinaison de masse, d'altitude et de température (WAT) de sorte que le réglage de la poussée ou de la puissance du moteur produisent le gradient minimal de montée précisé à 525.121 pour la condition de vol donnée

      2 Une vitesse-air approuvée pour une montée initiale tous moteurs en fonctionnement.

      3 Le réglage de la poussée ou de la puissance, advenant une panne du moteur le plus défavorable et sans aucune intervention de l'équipage de conduite en vue d'ajuster la poussée ou la puissance des autres moteurs, aboutirait à la poussée ou la puissance précisée dans le cas des conditions de décollage à une vitesse V2, ou tout autre réglage inférieur de poussée ou de puissance utilisé dans des procédures de montée initiale tous moteurs en fonctionnement.
      (modifié 2008/10/30)
      1. i) Pour démontrer la conformité de 525.143 dans des conditions givrantes :
        (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

        1. (1) Il faut démontrer que l'avion est contrôlable en présence de l'accumulation de glace définie à l'appendice C qui est la plus critique pour la phase de vol donnée;
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

        2. (2) Il faut montrer qu'un effort de poussée est nécessaire tout au long d'une manœuvre d'amorce de descente jusqu'à un facteur de charge de zéro g, ou jusqu'au facteur de charge le plus faible qu'il soit possible d'obtenir en cas de limite de la puissance de la profondeur ou de toute autre caractéristique de conception du système des commandes de vol. Il doit être possible de sortir rapidement de la manœuvre sans avoir à tirer sur les commandes en exerçant une force de plus de 50 livres;
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

        3. (3) Toute modification à la force que doit exercer le pilote sur la commande de tangage afin de maintenir la vitesse en augmentant l'angle de dérapage, doit augmenter de façon régulière et sans inversion des forces, à moins que la modification à la force sur la commande soit graduelle et que le pilote puisse la contrôler facilement sans avoir à exercer une habileté de pilotage, une vigilance ou une force exceptionnelle.
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

      2. j) Les exigences pour le vol dans des conditions givrantes avant que le système de protection contre le givrage n'ait été mis en marche et fonctionne, il faut démontrer que, pendant un vol en présence de l'accumulation de glace définie à la partie IIe) de l'appendice C du présent chapitre :
        (en vigueur 2014/11/30)

        1. (1) L'avion est contrôlable pendant une manœuvre de cabré jusqu'à un facteur de charge de 1,5 g;
          (en vigueur 2014/11/30)

        2. (2) Il n'y a aucune inversion des forces de contrôle en tangage pendant une manœuvre d'amorce de descente jusqu'à un facteur de charge de 0,5 g.
          (en vigueur 2014/11/30)

      (M. à j. 525-2 (89-01-01))
      (M. à j. 525-7 (96-09-30))

      525.145 Contrôle longitudinal

      1. a) Il doit être possible à une vitesse quelconque entre la vitesse de compensation prescrite au 525.103b)(6) et l'identification de décrochage (telle que définie au 525.201 d)) pour imprimer un mouvement à piquer tel que l'accélération vers cette vitesse de compensation choisie, soit prompte, avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) L'avion compensé à la vitesse de compensation prescrite au 525.103b)(6);
          (modifié 2003/11/10)

        2. (2) Le train d'atterrissage sorti;

        3. (3) Les volets d'aile (i) rentrés et (ii) sortis; et

        4. (4) La puissance (i) réduite à fond et (ii) à la puissance maximale continue des moteurs.

      2. b) Avec le train d'atterrissage sorti, il ne doit pas être nécessaire de modifier le réglage des compensateurs, ni d'exercer sur les commandes un effort supérieur à 50 livres (représentant l'effort maximal de courte durée qui peut être appliqué facilement à l'aide d'une seule main) pour les manoeuvres suivantes :

        1. (1) Avec la puissance réduite à fond, volets rentrés, et l'avion compensé à 1,3 VSR1, sortir les volets aussi vite que possible en maintenant la vitesse à 30% environ au-dessus de la vitesse de décrochage de référence existant à chaque instant tout au long de la manoeuvre.
          (modifié 2003/11/10)

        2. (2) Répéter le sous-paragraphe b)(1) sauf avec les volets initialement sortis, puis rentrés aussi vite que possible.
          (modifié 2003/11/10)

        3. (3) Répéter le sous-paragraphe b)(2), sauf à la poussée ou à la puissance de remise des gaz tout en maintenant la même vitesse.

        4. (4) Avec la puissance réduite à fond, volets rentrés et l'avion compensé à 1,3 VSR1, mettre rapidement la poussée ou la puissance de remise des gaz tout en maintenant la même vitesse.
          (modifié 2003/11/10)

        5. (5) Répéter le sous-paragraphe b)(4) sauf avec les volets sortis.
          (modifié 2003/11/10)

        6. (6) Avec la puissance réduite à fond, volets sortis et l'avion compensé à 1,3 VSR1 obtenir et maintenir des vitesses comprises entre VSW et soit 1,6 VSR1, soit VFE, celle de ces valeurs qui est la plus basse.
          (modifié 2003/11/10)

      3. c) Il doit être possible, sans habileté exceptionnelle de pilotage, d'éviter une perte d'altitude lorsque la rentrée complète des dispositifs hypersustentateurs à partir d'une position quelconque, est amorcée au cours d'un vol en palier rectiligne stabilisé, à 1,08 VSR1 pour les avions propulsés par hélices ou 1,13 VSR1 pour les avions propulsés par réacteurs, avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Déplacement simultané des commandes de puissance ou de poussée jusqu'à la position de poussée ou de puissance de remise des gaz;

        2. (2) Le train d'atterrissage sorti; et

        3. (3) Les combinaisons critiques à l'atterrissage de masses et d'altitudes. Si des positions à chicanes sont aménagées sur les commandes des dispositifs hypersustentateurs, la rentrée doit être montrée à partir de toute position de la position maximale d'atterrissage jusqu'à la position de la première chicane, entre les chicanes, et de la dernière position de chicane jusqu'à la position de rentrée complète. De plus, la première position de chicane de la commande à partir de la position d'atterrissage doit correspondre à la configuration des dispositifs hypersustentateurs utilisés pour établir la procédure de remise des gaz à partir de la configuration d'atterrissage. Chaque position de chicane de la commande doit nécessiter un mouvement séparé et distinct de la commande pour passer d'une position de chicane à l'autre, et doit avoir des dispositifs pour prévenir les mouvements par inadvertance de la commande d'une position de chicane à l'autre.

      4. d) Si des positions à chicanes sont aménagées sur les commandes des dispositifs hypersustentateurs, l'alinéa c) du présent article s'applique à la rentrée des dispositifs hypersustentateurs à partir de toute position de la position maximale d'atterrissage jusqu'à la position de la première chicane, entre les chicanes, et de la dernière position de chicane jusqu'à la position de la rentrée complète. Les exigences relatives à l'alinéa c) s'appliquent aussi aux rentrées des dispositifs à partir de chaque position d'atterrissage approuvée jusqu'à la (les) position(s) de chicane de la commande correspondant à la(les) configuration(s) du dispositif hypersustentateur utilisé pour établir la procédure de remise des gaz à partir de cette position d'atterrissage. De plus, la première position de chicane de la commande à partir de la position maximale d'atterrissage doit correspondre à la configuration des dispositifs hypersustentateurs utilisés pour établir la procédure de remise des gaz à partir de la configuration d'atterrissage. Chaque position de chicane de la commande doit nécessiter un mouvement séparé et distinct de la commande pour passer d'une position de commande à l'autre et doit avoir des dispositifs pour prévenir les mouvements par inadvertance de la commande d'une position de chicane à l'autre. Le mouvement séparé et distinct de la commande de chicane n'est possible qu'une fois cette dernière se trouvant en position de chicane.

      (M. à j. 525-2 (89-01-01))
      (M. à j. 525-3 (91-11-01))
      (M. à j. 525-7 (96-09-30))
      (M. à j. 525-8)

      525.147 Contrôle directionnel et latéral
      1. a) Contrôle directionnel : Généralités. Il doit être possible, tout en maintenant les ailes horizontales, de faire un mouvement de lacet du côté du moteur en fonctionnement et de faire, sans danger, un changement raisonnablement brusque de cap atteignant 15 degrés dans la direction du moteur critique en panne. Ceci doit être montré à 1,3 VSR1 pour des changements de cap jusqu'à 15° (sauf que le changement de cap pour lequel l'effort sur le palonnier est de 150 livres (66,72 daN) n'a pas besoin d'être dépassé) et avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Le moteur critique en panne et son hélice dans la position de traînée minimale;

        2. (2) La puissance exigée pour le vol en palier à 1,3 VSR1, mais non supérieure à la puissance maximale continue;
          (modifié 2003/11/10)

        3. (3) Le centrage le plus défavorable;

        4. (4) Le train d'atterrissage rentré;

        5. (5) Les volets en position d'approche; et

        6. (6) La masse maximale d'atterrissage.

      2. b) Contrôle directionnel : avions avec quatre moteurs ou plus. Les avions avec quatre moteurs ou plus doivent satisfaire aux exigences du paragraphe a) de cette section excepté que :

        1. (1) Les deux moteurs critiques doivent être en panne avec leurs hélices (si applicable) dans la position de traînée minimale;

        2. (2) (Réservé);

        3. (3) Les volets doivent être dans la position la plus favorable pour la montée.

      3. c) Contrôle latéral : Généralités. Il doit être possible de faire des virages inclinés à 20°, du côté et à l'opposé du côté moteur en panne à partir d'un vol stabilisé et à une vitesse égale à 1,3 VSR1, avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Le moteur critique en panne et son hélice (si applicable) dans la position de traînée minimale;

        2. (2) Les moteurs restants à la puissance maximale continue;

        3. (3) Le centrage le plus défavorable;

        4. (4) Le train d'atterrissage (i) rentré, et (ii) sorti;

        5. (5) Les volets dans la position la plus favorable pour la montée; et

        6. (6) La masse maximale de décollage.

      4. d) Contrôle latéral : capacité de roulis. Avec le moteur critique en panne, la réponse en roulis doit permettre des manœuvres normales. Le contrôle latéral doit être suffisant, aux vitesses susceptibles d'être utilisées avec un moteur en panne, pour offrir un taux de roulis nécessaire à la sécurité, sans efforts ou déplacements excessifs des commandes.
        (modifié 2005/06/03)

      5. e) Contrôle latéral : avions avec quatre moteurs ou plus. Les avions avec quatre moteurs ou plus, doivent être capables de faire des virages inclinés à 20° du côté et à l'opposé du côté des moteurs en panne à partir du vol stabilisé et à une vitesse égale à 1,3 VSR1, avec la puissance maximale continue et avec l'avion dans la configuration prescrite au paragraphe b) de cette section.

      6. f) Contrôle latéral : tous les moteurs en fonctionnement. Avec les moteurs en fonctionnement, la réponse en roulis doit permettre des manoeuvres normales (telles la récupération à partir d'upsets produits par des rafales et l'amorce de manoeuvres évasives). Il doit exister suffisamment d'excédant de contrôle latéral dans les dérapages (jusqu'à des angles de dérapage pouvant être nécessaires en utilisation normale) pour permettre une certaine possibilité de manoeuvres, et pour contrer les rafales. Le contrôle latéral doit être suffisant à toute vitesse jusqu'à VFC/MFC pour fournir un taux de roulis de pointe nécessaire à la sécurité, sans efforts ou déplacements excessifs des commandes.

      (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      525.149 Vitesse minimale de contrôle
      1. a) Dans l'établissement des vitesses minimales de contrôle exigées par cette section, la méthode utilisée pour simuler la panne du moteur critique doit représenter le mode le plus critique de panne de l'installation motrice en ce qui concerne la contrôlabilité attendue en service.

      2. b) VMC est la vitesse-air conventionnelle à laquelle, lorsque le moteur critique est brusquement mis en panne, il est possible de garder le contrôle de l'avion avec ce moteur toujours mis en panne, et de maintenir un vol rectiligne avec une inclinaison latérale ne dépassant pas 5°.

      3. c) VMC ne doit pas dépasser 1,13 VSR avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) La puissance ou la poussée maximale de décollage disponible sur les moteurs;

        2. (2) Le centrage le plus défavorable;

        3. (3) L'avion compensé pour le décollage;

        4. (4) La masse maximale de décollage au niveau de la mer (ou toute masse inférieure nécessaire pour montrer VMC);

        5. (5) L'avion dans la configuration de décollage la plus critique existant le long de la trajectoire de vol, après que l'avion soit en l'air, sauf avec le train d'atterrissage rentré;

        6. (6) L'avion sustenté et l'effet de sol négligeable; et

        7. (7) Si applicable, l'hélice du moteur hors fonctionnement :

          1. (i) En moulinet;

          2. (ii) Dans la position la plus probable pour la conception spécifique de la commande d'hélice; ou

          3. (iii) En drapeau, si l'avion a un dispositif de mise en drapeau automatique acceptable pour montrer la conformité aux exigences de montée de la 525.121.

      4. d) Les efforts sur la commande de direction exigés pour maintenir le contrôle à VMC, ne doivent pas dépasser 150 livres (66,72 daN), et il ne doit pas être nécessaire de réduire la puissance ou la poussée des moteurs en fonctionnement. Pendant la manoeuvre de récupération, l'avion ne doit pas prendre des assiettes dangereuses ou exiger une habileté de pilotage, une vigilance ou des efforts exceptionnels pour éviter une variation de cap de plus de 20°.

      5. e) VMCG, la vitesse minimale de contrôle au sol est la vitesse-air conventionnelle pendant le roulage au décollage à laquelle, lorsque le moteur critique est brusquement mis en panne, il est possible de garder le contrôle de l'avion en utilisant la commande de direction seule (sans utilisation de la commande de direction de la roue de nez) et ce, jusqu'à un effort de 150 livres, et de maîtriser l'inclinaison latérale de façon à garder les ailes horizontales, pour pouvoir continuer le décollage en sécurité avec une habileté normale de pilotage. Dans la détermination de VMCG, en supposant que la trajectoire de l'avion, l'avion étant en accélération avec tous ses moteurs en fonctionnement, est parallèle à l'axe de la piste, sa trajectoire, depuis le point où le moteur critique est mis en panne, jusqu'au point où la reprise d'une direction parallèle à l'axe de la piste est effectuée, ne doit dévier de plus de 30 pieds latéralement en aucun point de l'axe de la piste. La VMCG doit être établie avec :

        1. (1) L'avion dans chaque configuration de décollage ou, au choix du postulant, dans la configuration de décollage la plus critique;

        2. (2) La puissance ou la poussée de décollage maximale disponible sur les moteurs en fonctionnement;

        3. (3) Le centrage le plus défavorable;

        4. (4) L'avion compensé pour le décollage; et

        5. (5) La masse la plus défavorable dans la plage des masses de décollage.

      6. f) VMCL, la vitesse minimale de contrôle au cours de l'approche et l'atterrissage avec tous les moteurs en fonctionnement, est la vitesse conventionnelle à laquelle, lorsque le moteur critique est brusquement mis en panne, il est possible de garder le contrôle de l'avion avec ce moteur toujours en panne et de maintenir un vol rectiligne, avec un angle d'inclinaison latérale ne dépassant pas 5 degrés. La VMCL doit être établie de la façon suivante :

        1. (1) L'avion dans la configuration la plus critique (ou au choix du requérant, chaque configuration) pour l'approche et l'atterrissage avec tous les moteurs en fonctionnement;

        2. (2) Le centrage le plus défavorable;

        3. (3) L'avion compensé pour l'approche avec tous les moteurs en fonctionnement;

        4. (4) La masse la plus favorable ou, au choix du requérant, en fonction de la masse;

        5. (5) Pour les avions à hélices, l'hélice du moteur qui ne fonctionne pas dans la position qu'elle atteint sans la sollicitation du pilote, si on suppose que le moteur tombe en panne alors qu'il est à la puissance ou à la poussée nécessaires pour maintenir un angle de trajectoire d'approche de trois degrés; et

        6. (6) La poussée ou la puissance de remise des gaz pour le ou les moteurs en fonctionnement.

      7. g) Pour les avions ayant trois moteurs ou plus, VMCL-2, la vitesse de contrôle minimale au cours de l'approche et de l'atterrissage avec un moteur critique en panne est la vitesse conventionnelle à laquelle, lorsqu'un second moteur critique est brusquement mis en panne, il est possible de garder le contrôle de l'avion avec les deux moteurs toujours en panne et de maintenir un vol rectiligne avec un angle d'inclinaison latérale ne dépassant pas 5 degrés. La VMCL-2 doit être établie de la façon suivante :

        1. (1) L'avion dans la configuration la plus critique (ou, au choix du requérant, chaque configuration) pour l'approche et l'atterrissage avec un moteur critique qui ne fonctionne pas;

        2. (2) Le centrage le plus défavorable;

        3. (3) L'avion compensé pour l'approche avec un moteur critique qui ne fonctionne pas;

        4. (4) La masse la plus défavorable ou, au choix du requérant, en fonction de la masse;

        5. (5) Pour les avions à hélices, l'hélice du moteur le plus critique qui ne fonctionne pas dans la position qu'elle atteint sans la sollicitation du pilote, si on suppose que le moteur tombe en panne alors qu'il est à la puissance ou à la poussée nécessaires pour maintenir un angle de trajectoire d'approche de trois degrés; et l'hélice de l'autre moteur qui ne fonctionne pas mise en drapeau;

        6. (6) La puissance ou la poussée sur le ou les moteurs en fonctionnement, nécessaire pour maintenir un angle de trajectoire d'approche de trois degrés lorsqu'un moteur critique ne fonctionne pas; et

        7. (7) La puissance ou la poussée sur le ou les moteurs en fonctionnement rapidement modifiée, immédiatement après la mise en panne du second moteur critique, de la puissance ou de la poussée prescrite au paragraphe g)(6) de la présente section à :

          1. (i) La puissance ou la poussée minimale; et

          2. (ii) La poussée ou la puissance de remise des gaz.

      8. h) Au cours des démonstrations de la VMCL et de la VMCL-2 :

        1. (1) Les efforts sur la commande de direction ne doivent pas dépasser 150 livres;

        2. (2) L'avion ne doit pas présenter de caractéristiques de vol dangereuses ni exiger une habileté, une vigilance ou des efforts exceptionnels de pilotage;

        3. (3) Le contrôle latéral doit être suffisant pour incliner latéralement l'avion, à partir d'un état initial de vol stabilisé, sur un angle de 20 degrés dans la direction nécessaire pour amorcer un virage du côté opposé du ou des moteurs qui ne fonctionnent pas, en moins de cinq secondes; et

        4. (4) Pour les avions à hélices, les caractéristiques de vol dangereuses ne doivent pas être présentées à cause des positions d'hélice atteintes lorsque le moteur tombe en panne ou pendant tout déplacement subséquent probable des commandes du moteur ou de l'hélice.

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

      Compensation

      525.161 Compensation
      1. a) Généralités. Chaque avion doit satisfaire aux exigences de compensation de cette section, après avoir été compensé, et sans pression additionnnelle sur, ou mouvement des autres commandes principales ou des commandes correspondantes des compensateurs de la part du pilote ou du pilote automatique.

      2. b) Compensation latérale et directionnelle. L'avion doit conserver une compensation latérale et directionnelle avec le déplacement latéral le plus défavorable du centre de gravité, dans les limites d'utilisation correspondantes, durant les conditions d'utilisation normalement envisagées (comprenant l'utilisation à toute vitesse de 1,3 VSR1 à VMO/MMO).
        (modifié 2003/11/10)

      3. c) Compensation longitudinale. L'avion doit conserver une compensation longitudinale pendant :

        1. (1) Une montée à la puissance maximale continue, à une vitesse non supérieure à 1,3 VSR1, avec le train d'atterrissage rentré, et les volets :
          (modifié 2003/11/10)

          1. (i) rentrés, et

          2. (ii) dans la position de décollage;

        2. (2) Une descente avec la puissance réduite à fond à une vitesse non supérieure à 1,3 VSR1, soit une approche menée dans la plage normale des vitesses d'approche pertinentes à la masse et à la configuration, la puissance étant réglée de manière à correspondre à une pente de trajectoire de descente de 3 degrés, selon la plus élevée de ces deux valeurs, avec le train d'atterrissage sorti, les volets d'ailes (i) rentrés, et (ii) sortis, et avec la combinaison la plus défavorable de centrage et de masse approuvée pour l'atterrissage; et
          (modifié 2005/06/03)

        3. (3) Le vol en palier à toute vitesse de 1,3 VSR1 à VMO/MMO, avec le train et les volets rentrés, et de 1,3 VSR1 à VLE avec le train d'atterrissage sorti.
          (modifié 2003/11/10)

      4. d) Compensation longitudinale, latérale et directionnelle. L'avion doit conserver une compensation longitudinale, latérale, et directionnelle (et, pour la compensation latérale, l'angle d'inclinaison latérale ne doit pas dépasser 5°) à 1,3 VSR1 pendant le vol de montée, avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Le moteur critique en panne;

        2. (2) Les moteurs restants à la puissance maximale continue; et

        3. (3) Le train d'atterrissage et les volets rentrés.

      5. e) Avions avec quatre moteurs ou plus. Chaque avion avec quatre moteurs ou plus, doit également conserver une compensation en vol rectiligne avec le centrage le plus défavorable et à la vitesse de montée, dans la configuration et à la puissance exigées par le 525.123a), dans le but d'établir les trajectoires de vol en route avec deux moteurs en panne.
        (modifié 2005/06/03)

      Stabilité

      525.171 Généralités

      L'avion doit être stable longitudinalement, directionnellement et latéralement conformément aux conditions des 525.173 à 525.177. En outre, une stabilité et une réaction aux commandes (stabilité statique) convenables sont exigées à toutes conditions normalement rencontrées en service, si des essais en vol montrent que c'est nécessaire, pour une utilisation sans danger.

      525.173 Stabilité longitudinale statique

      Dans les conditions spécifiées en 525.175, les caractéristiques des efforts sur la commande de profondeur (comprenant les frottements) doivent être telles que :

      1. a) Une traction doit être nécessaire pour obtenir et maintenir des vitesses inférieures à la vitesse de compensation spécifiée, et une poussée doit être nécessaire pour obtenir et maintenir des vitesses supérieures à la vitesse de compensation spécifiée. Ceci doit être montré à toute vitesse qui peut être obtenue, sauf à des vitesses supérieures aux vitesses limites d'utilisation du train d'atterrissage ou des volets d'aile, ou VFC/MFC, laquelle est la plus appropriée, ou à des vitesses inférieures à la vitesse minimale pour le vol stabilisé sans décrochage.

      2. b) La vitesse-air doit revenir à une valeur ne différant pas de plus de 10% de la vitesse initiale de compensation pour les conditions de montée, d'approche et d'atterrissage spécifiées aux 525.175a), c) et d) et doit revenir à une valeur ne différant pas de plus de 7,5% de la vitesse de compensation initiale pour la condition de croisière spécifiée au 525.175b), lorsque l'effort sur la commande est relâché lentement à partir de toute vitesse comprise dans la plage spécifiée au paragraphe a) de cette section.

      3. c) Le gradient moyen de la pente stable de la courbe d'efforts sur le manche en fonction de la vitesse, ne doit pas être inférieur à 1 lb pour chaque 6 noeuds (0,445 daN / 6Kts).

      4. d) À l'intérieur de la plage de vitesse avec retour libre spécifiée au paragraphe b) de cette section, il est permis à l'avion, sans effort aux commandes de se stabiliser à des vitesses supérieures ou inférieures aux vitesses de compensation désirées, si une attention exceptionnelle de la part du pilote n'est pas exigée pour revenir et se maintenir à la vitesse de compensation et à l'altitude désirées.

      525.175 Démonstration de la stabilité longitudinale statique

      La stabilité longitudinale statique doit être démontrée de la façon suivante :
      (modifié 2005/06/03)

      1. a) Montée. La courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à des vitesses comprises entre 85 et 115% de la vitesse à laquelle l'avion :

        1. (1) Est compensée avec :

          1. (i) Les volets d'aile rentrés;

          2. (ii) Le train d'atterrissage rentré;

          3. (iii) La masse maximale de décollage;

          4. (iv) 75% de la puissance maximale continue pour les moteurs à pistons, ou la puissance ou la poussée maximale choisie par le demandeur comme une limitation d'utilisation pour l'utilisation au cours de la montée pour les turbomoteurs; et
            (modifié 2005/06/03)

        2. (2) Est compensé à la vitesse pour le meilleur taux de montée, sauf que la vitesse n'est pas nécessairement inférieure à 1,3 VSR1.
          (modifié 2003/11/10)

      2. b) Croisière. La stabilité longitudinale statique doit être démontrée dans la condition de croisière de la façon suivante :
        (modifié 2005/06/03)

        1. (1) Avec le train d'atterrissage rentré, à grande vitesse, la courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à toutes les vitesses comprises dans la plage la plus grande soit de 15% de la vitesse de compensation augmentée de la plage de vitesse résultant du retour libre; soit de 50 kt augmenté de la plage de vitesse résultant du retour libre, au-dessus et au-dessous de la vitesse de compensation (sauf que la plage de vitesse n'inclut pas nécessairement des vitesses inférieures à 1,3 VSR1 ni des vitesses supérieures à VFC/MFC, ni des vitesses qui requièrent un effort au manche de plus de 50 livres (22,24 daN)) avec :
          (modifié 2003/11/10)

          1. (i) Les volets d'aile rentrés;

          2. (ii) Le centrage le plus défavorable (voir 525.27);

          3. (iii) La masse la plus critique entre la masse maximale de décollage et la masse maximale d'atterrissage;

          4. (iv) 75% de la puissance maximale continue pour les moteurs à pistons ou, pour les turbomoteurs, la puissance maximale de croisière choisie par le demandeur, comme une limitation d'utilisation (voir 525.1521), sauf que la puissance ne dépasse pas nécessairement celle requise à VMO/MMO; et
            (modifié 2005/06/03)

          5. (v) L'avion compensé pour le vol en palier avec la puissance exigée en b)(1)(iv) ci-dessus.
            (modifié 2005/06/03)

        2. (2) Avec le train d'atterrissage rentré, à faible vitesse, la courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à toutes les vitesses comprises dans la plage la plus grande : soit de 15% de la vitesse de compensation augmentée de la plage de vitesse résultant du retour libre; soit de 50 kt augmenté de la plage de vitesse résultant du retour libre, au-dessus et au-dessous de la vitesse de compensation (sauf que la plage de vitesse n'inclut pas nécessairement des vitesses inférieures à 1,3 VSR1, ni des vitesses supérieures à la vitesse minimale de la plage de vitesses applicables, prescrite en b)(1), ni des vitesses qui requièrent un effort au manche de plus de 50 livres (22,24 daN)) avec :
          (modifié 2005/06/03)

          1. (i) Volets d'ailes, centrage et masse comme spécifiés en b)(1) de cette section;
            (modifié 2005/06/03)

          2. (ii) la puissance exigée pour le vol en palier à une vitesse égale à :

            et

            (modifié 2003/11/10)

          3. (iii) L'avion compensé pour le vol en palier avec la puissance exigée en b)(2)(ii) ci-dessus.
            (modifié 2005/06/03)

        3. (3) Avec le train d'atterrissage sorti, la courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable à toutes les vitesses comprises dans la plage la plus grande soit de 15% de la vitesse de compensation augmentée de la plage de vitesse résultant du retour libre; soit de 50 kt augmenté de la plage de vitesse résultant du retour libre, au-dessus et au-dessous de la vitesse de compensation (sauf que la plage de vitesse n'inclut pas nécessairement des vitesses inférieures à 1,3 VSR1, ni des vitesses supérieures à VLE, ni des vitesses qui requièrent un effort au manche de plus de 50 livres (22,24 daN)) avec :
          (modifié 2005/06/03)

          1. (i) Volets d'ailes, centrage et masse comme spécifiés en b)(1) ci-dessus;
            (modifié 2005/06/03)

          2. (ii) 75% de la puissance maximale continue pour les moteurs à pistons ou, pour les turbomoteurs la puissance maximale de croisière choisie par le demandeur, comme une limitation d'utilisation, sauf que la puissance ne dépasse pas nécessairement celle requise pour le vol en palier à VLE; et
            (modifié 2005/06/03)

          3. (iii) L'avion compensé pour le vol en palier avec la puissance exigée en b)(3)(ii) ci-dessus.
            (modifié 2005/06/03)

      3. c) Approche. La courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable aux vitesses comprises entre VSW et 1,7 VSR1 avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Volets d'aile dans la position approche;

        2. (2) Train d'atterrissage rentré;

        3. (3) La masse maximale d'atterrissage; et

        4. (4) L'avion compensé à 1,3 VSR1, avec suffisamment de puissance pour maintenir le vol en palier à cette vitesse.
          (modifié 2005/06/03)

      4. d) Atterrissage. La courbe des efforts au manche doit avoir une pente stable, et l'effort au manche ne doit pas dépasser 80 livres (35,58 daN) aux vitesses comprises entre VSW et 1,7 VSR0 avec :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) Volets d'aile dans la position d'atterrissage;

        2. (2) Train d'atterrissage sorti;

        3. (3) La masse maximale d'atterrissage;

        4. (4) L'avion compensé à 1,3 VSRO, avec :
          (modifié 2005/06/03)

          1. (i) La puissance ou la poussée réduite à fond; et

          2. (ii) La puissance ou la poussée pour le vol en palier.

        5. (5) L'avion compensé à 1,3 VSR0, avec la puissance ou la poussée réduite à fond.
          (modifié 2003/11/10)

      (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      525.177 Stabilité statique directionnelle et latérale
      1. a) La stabilité statique directionnelle (telle qu'elle se présente sous la forme d'une tendance à sortir d'un glissement latéral sans recourir à la gouverne de direction) doit être positive pour toute position du train d'atterrissage et des volets, dans des conditions de puissance symétrique et ce, à des vitesses comprises entre 1,13 VSR1 et VFE, VLE ou VFC/MFC (selon la configuration de l'avion).
        (en vigueur 2013/02/01)

      2. b) La stabilité statique latérale (telle qu'elle se présente par la tendance de l'aile basse à se soulever dans une glissade sans recourir à la commande des ailerons), dans toutes les positions du train d'atterrissage et des volets, et toutes les conditions de puissance symétrique, ne peut être négative à aucune vitesse-air (si ce n'est que les vitesses supérieures à VFE n'ont pas à être prises en compte pour les configurations volets sortis, ni les vitesses supérieures à VLE pour les configurations train sorti) dans les plages de vitesse suivantes :
        (en vigueur 2013/02/01)

        1. (1) entre 1,13 VSR1 et VMO/MMO;

        2. (2) entre VMO/MMO et VFC/MFC, à moins que la divergence soit à la fois :

          1. (i) graduelle;

          2. (ii) facilement reconnaissable par le pilote;

          3. (iii) facilement maîtrisable par le pilote.

      3. c) Les exigences suivantes doivent être respectées en ce qui concerne les configurations et la vitesse précisées au paragraphe a) du présent article. En glissement latéraux stabilisés rectilignes effectués dans la plage des angles de glissements latéraux propres à l'utilisation de l'avion, les déplacements et les efforts des commandes d'ailerons et de direction doivent être sensiblement proportionnels à l'angle de glissement latéral du point de vue stabilité. Le facteur de proportionnalité doit se situer entre des limites jugées nécessaires pour une utilisation sécuritaire. La plage des angles de glissement latéral évalués doit comprendre les angles de glissement latéral résultant de la moins élevée des valeurs suivantes :
        (en vigueur 2013/02/01)

        1. (1) la moitié du braquage disponible de la gouverne de direction;

        2. (2) un effort à la gouverne de direction de 180 livres.

      4. d) Pour des angles de glissement latéral supérieurs à ceux précisés au paragraphe c) du présent article, jusqu'à l'angle auquel le plein braquage de la gouverne de direction est utilisé ou un effort à la gouverne de direction de 180 livres est atteint, les efforts à la gouverne de direction ne doivent pas s'inverser et des braquages accrus de la gouverne de direction doivent être nécessaires pour produire des angles accrus de glissement latéral. Le respect de cette exigence doit être montré en effectuant des glissements latéraux stabilisés rectilignes, à moins que la commande latérale soit pleinement braquée avant d'atteindre le plein braquage de la gouverne de direction ou un effort à la gouverne de direction de 180 livres. Un glissement latéral stabilisé rectiligne n'a pas à être maintenu après que la commande latérale est pleinement braquée. Cette exigence doit être respectée dans toutes les positions approuvées de train d'atterrissage et de volets et cela, dans toutes les conditions de vitesse et de puissance applicables à chaque position de train d'atterrissage et de volets en mode tous les moteurs en fonctionnement.
        (en vigueur 2013/02/01)

      (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      525.181 Stabilité dynamique
      1. a) Toute oscillation de courte période, ne comprenant pas d'oscillations combinées latérales/directionnelles, se produisant entre 1,13 VSR et la vitesse maximale autorisée appropriée à la configuration de l'avion, doit être fortement amortie avec les commandes principales :
        (modifié 2003/11/10)

        1. (1) libres; et

        2. (2) bloquées.

      2. b) Toute oscillation combinée latérale/directionnelle (roulis hollandais), se produisant entre 1,13 VSR et la vitesse maximale autorisée, appropriée à la configuration de l'avion, doit être amortie de manière efficace avec les commandes libres et est contrôlable par l'utilisation normale des commandes principales sans exiger une habileté exceptionnelle de pilotage.
        (modifié 2003/11/10)

      (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      Décrochages

      525.201 Démonstration de décrochage
      1. a) Les décrochages doivent être montrés en vol rectiligne et en virage incliné à 30° avec :

        1. (1) Puissance réduite à fond; et

        2. (2) La puissance nécessaire pour maintenir le vol en palier à 1,5 VSR1 (lorsque VSR1 correspond à la vitesse de décrochage avec les volets dans la position approche, le train d'atterrissage rentré).
          (modifié 2003/11/10)

      2. b) Dans chaque condition exigée par le paragraphe a) de la présente section, il doit être possible de satisfaire aux exigences applicables de la section 525.203 de la façon suivante :

        1. (1) Volets, train d'atterrissage et dispositifs de décélération dans toutes les combinaisons vraisemblables de positions approuvées pour le vol;

        2. (2) Masses représentatives à l'intérieur de la plage pour laquelle la certification est demandée;

        3. (3) Le centrage le plus défavorable pour la redressement; et

        4. (4) L'avion compensé pour le vol rectiligne à la vitesse prescrite en 525.103b)(6).
          (modifié 2003/11/10)

      3. c) Les procédure suivante doivent être utilisées pour montrer la conformité à la 525.203 :

        1. (1) Commencer à une vitesse suffisamment supérieure à la vitesse de décrochage pour s'assurer qu'un taux régulier de réduction de vitesse puisse être établi, et solliciter la commande longitudinale de façon que la réduction de vitesse ne dépasse pas un noeud par seconde jusqu'à ce que l'avion ait décroché.

        2. (2) En outre, pour les décrochages en virage, solliciter la commande longitudinale pour obtenir des taux de diminution de vitesse atteignant trois noeuds par seconde.

        3. (3) Aussitôt que l'avion a décroché, reprendre le contrôle par des techniques normales de redressement.

      4. d) On considère que l'avion a décroché lorsque son comportement donne au pilote une indication acceptable nette et caractéristique qu'il a décroché. Les indications acceptables de décrochage, qu'elles se produisent séparément ou qu'elles soient combinées, sont les suivantes :

        1. (1) Un piqué qui ne peut pas être facilement arrêté;

        2. (2) Un tremblement d'une amplitude et d'une gravité qui dissuade fortement et efficacement de continuer à réduire la vitesse; ou

        3. (3) La commande en tangage atteint la butée arrière, et aucun autre accroissement de l'assiette longitudinale ne se produit lorsque la commande est retenue complètement à la position arrière pendant une courte période avant que le redressement ne soit amorcé.

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

      525.203 Caractéristiques de décrochage
      1. a) Il doit être possible de produire et de corriger un roulis et un lacet par action de sens non inversé sur les commandes de gauchissement et de direction jusqu'au moment où l'avion est décroché. Aucun tangage anormal à cabrer ne doit se produire. L'effort sur la commande de profondeur doit être positif jusqu'au et pendant le décrochage. De plus, il doit être possible d'empêcher rapidement le décrochage et de faire la récupération à partir d'un décrochage par l'utilisation normale des commandes.

      2. b) Pour les décrochages ailes horizontales, le roulis se produisant entre le décrochage et l'achèvement de la récupération, ne doit pas dépasser approximativement 20°.

      3. c) Pour les décrochages de vol en virage, les réactions de l'avion après le décrochage, ne doivent pas être si violentes ou extrêmes qu'elles rendent difficile, avec une habileté de pilotage normale, un redressement rapide et la reprise du contrôle de l'avion. L'angle d'inclinaison latéral maximal qui est obtenu pendant le redressement ne doit pas dépasser :

        1. (1) environ 60 degrés dans la direction initiale du virage, ou 30 degrés dans la direction opposée, pour des taux de décélération atteignant un noeud par seconde; et

        2. (2) environ 90 degrés dans la direction initiale du virage, ou 60 degrés dans la direction opposée, pour des taux de décélération dépassant un noeud par seconde.

      (M. à j. 525-7 (96-09-30))

      525.205 (Enlevé)

      (M. à j. 525-3 (91-11-01))

      525.207 Avertissement de décrochage
      1. a) L'avertissement de décrochage avec une marge suffisante pour prévenir des décrochages par inadvertance, avec les volets et le train d'atterrissage dans toute position normale, doit être clair et distinct pour le pilote, en vol rectiligne et en virage.

      2. b) L'avertissement doit être fourni soit par les qualités aérodynamiques inhérentes à l'avion, soit par un dispositif qui donnera des indications clairement distinctes dans les conditions envisagées de vol. Cependant, un dispositif avertisseur visuel de décrochage qui exige l'attention de l'équipage de conduite dans la cabine de pilotage n'est pas acceptable par lui-même. Si un dispositif d'avertissement est utilisé, il doit fournir un avertissement dans chacune des configurations de l'avion prescrites à l'article a) de cette section, à la vitesse prescrite aux articles c) et d) de cette section. À l'exception de l'avertissement de décrochage prescrit à h) (3)(ii) du présent article, l'avertissement de décrochage pour le vol dans des conditions givrantes prescrit à l'alinéa e) du présent article doit être fourni par le même moyen que l'avertissement de décrochage dans des conditions non-givrantes. aEn plus, un système avertisseur de décrochage, quand il est requis, doit donner un avertissement approprié de façon qu'il soit clairement entendu par l'équipage de conduite dans toutes les conditions opérationnelles prévisibles.
        (en vigueur 2014/11/30)

      a Variantes canadiennes

      Note d'information : À titre de référence, le texte correspondant du FAR [Traduction] :
      (en vigueur 2014/11/30) :

      b) L'avertissement doit être fourni soit par les qualités aérodynamiques inhérentes à l'avion, soit par un dispositif qui donnera les indications clairement distinctes dans les conditions envisagées de vol. Cependant, un dispositif avertisseur visuel de décrochage qui exige l'attention de l'équipage dans la cabine de pilotage n'est pas acceptable par lui-même. Si un dispositif d'avertissement est utilisé, il doit fournir un avertissement dans chacune des configurations de l'avion prescrites à l'article a) de cette section, à la vitesse prescrite aux articles c) et d) de cette section. À l'exception de démontrer la conformité avec l'avertissement de la marge de décrochage prescrit au paragraphe h)(3)(ii) du présent article, l'avertissement de décrochage pour le vol dans des conditions givrantes doit être fourni par le même moyen que l'avertissement de décrochage dans des conditions non-givrantes.
      (en vigueur 2014/11/30)

      1. c) Lorsque la vitesse est réduite à un taux ne dépassant pas un noud par seconde, l'avertissement de décrochage doit débuter, dans chaque configuration normale, à une vitesse VSW supérieure à la vitesse à laquelle le décrochage est identifié conformément au paragraphe 525.201d) mais non inférieure à cinq nouds ou à 5 % de la vitesse CAS, selon la plus élevée des deux. Une fois l'avertissement de décrochage amorcé, il doit se poursuivre jusqu'à ce que l'angle d'attaque soit réduit pour atteindre environ le même point où il se trouvait au début de l'avertissement de décrochage.
        (modifié 2003/11/10)

      2. d) En plus des exigences relatives au paragraphe c) de la présente section, lorsque la vitesse est réduite à un taux ne dépassant pas un noud par seconde, en vol rectiligne avec les moteurs au ralenti et selon le centrage tel que précisé au 525.103b)(5), la vitesse VSW, dans chaque configuration normale, doit dépasser la vitesse VSR sans être inférieure à trois nouds ou à trois % de la vitesse CAS, selon la plus élevée des deux.
        (modifié 2003/11/10; pas de version précédente)

      3. e) Dans des conditions givrantes, la marge d'avertissement de décrochage en vol rectiligne et en virage doit être suffisante pour permettre au pilote de prévenir le décrochage (tel que défini à 525.201d)) si le pilote entame une manœuvre de redressement pas moins de trois secondes après le début de l'avertissement de décrochage. Pour démontrer la conformité de cet alinéa, le pilote doit exécuter la manœuvre de redressement de la même manière que si l'avion évoluait dans des conditions non-givrantes. La conformité de cette exigence doit être démontrée en vol à une vitesse dont les taux de réduction ne dépassent pas un nœud par seconde, selon les modalités suivantes :
        (modifié 2008/10/30)

        1. (1) L'accumulation de glace la plus critique entre celle de la phase de décollage et celle de la phase finale de décollage, selon la définition de l'appendice C, pour chaque configuration utilisée dans la phase de décollage du vol;
          (modifié 2008/10/30)

        2. (2) L'accumulation de glace en route définie à l'appendice C pour la configuration en route;
          (modifié 2008/10/30)

        3. (3) L'accumulation de glace en attente définie à l'appendice C pour la ou les configurations d'attente;
          (modifié 2008/10/30)

        4. (4) L'accumulation de glace en approche définie à l'appendice C pour la ou les configurations d'approche; et
          (modifié 2008/10/30)

        5. (5) L'accumulation de glace à l'atterrissage définie à l'appendice C pour la ou les configurations d'atterrissage et de remise des gaz.
          (modifié 2008/10/30)

          1. (1) Les volets et le train d'atterrissage en toute position normale;

          2. (2) L'avion compensé pour le vol rectiligne à la vitesse de 1,3 VSR; et

          3. (3) Avec la puissance ou la poussée nécessaire pour maintenir le vol en palier à la vitesse de 1,3 VSR.
            (modifié 2008/10/30)

        6. g) L'avertissement de décrochage doit aussi être prévu dans chaque configuration anormale des dispositifs hypersustentateurs lesquels sont susceptibles d'être utilisés dans des vols, à la suite d'une défaillance des systèmes (y compris toute configuration faisant partie des procédures relatives au manuel de vol de l'avion).
          (modifié 2008/10/30)

        7. h) Les exigences suivantes s'appliquent pour le vol dans des conditions givrantes avant que le système de protection contre le givrage n'ait été mis en marche et fonctionne tel que prévu, en présence de l'accumulation de glace définie à la partie IIe) de l'Appendice C du présent chapitre, la marge d'avertissement de décrochage en vol rectiligne et en virage doit être suffisante pour permettre au pilote de prévenir le décrochage sans être confronté à des caractéristiques de vol adverses lorsque :
          (en vigueur 2014/11/30)

          1. (1) la vitesse est réduite à des taux ne dépassant pas un nœud par seconde;
            (en vigueur 2014/11/30)

          2. (2) le pilote exécute la manœuvre de redressement de la même manière que si l'avion évoluait dans des conditions non-givrantes; et
            (en vigueur 2014/11/30)

          3. (3) la manœuvre de redressement est entamée pas moins de :
            (en vigueur 2014/11/30)

            1. (i) une seconde après le début de l'avertissement de décrochage si l'avertissement de décrochage est fourni par le même moyen que celui utilisé dans des conditions non givrantes;

            2. (ii) trois secondes après le début de l'avertissement de décrochage si l'avertissement de décrochage est fourni par un moyen différent de celui utilisé dans des conditions non-givrantes.

        8. i) Lorsque la conformité à h) du présent article est démontrée, si l'avertissement de décrochage est fourni dans des conditions givrantes par un moyen différent de celui utilisé dans des conditions non-givrantes, la conformité à l'article 525.203 doit être démontré à l'aide de l'accumulation de glace définie à la Partie II e) de l'Appendice C du présent chapitre. Il faut montrer le respect de cette exigence en procédant à la démonstration prescrite à l'article 525.201, sauf que les taux de décélération de 525.201 c) (2) n'ont pas à être démontrés.
          (en vigueur 2014/11/30)

        Caractéristiques de manoeuvrabilité au sol et à flot

        525.231 Stabilité et contrôle longitudinal
        1. a) Les avions terrestres ne doivent pas présenter de tendance incontrôlable à capoter dans toute condition d'utilisation raisonnablement envisagée, ou lorsqu'un rebond se produit au cours de l'atterrissage ou du décollage. De plus :

          1. (1) Les freins de roues doivent fonctionner progressivement et ne doivent pas causer de tendance excessive au capotage; et

          2. (2) Si un train d'atterrissage à atterrissage auxiliaire arrière est utilisé, il doit être possible, pendant le roulement au décollage sur béton, de maintenir toute assiette jusqu'à l'horizontalité de l'axe de poussée, à 75% de la vitesse VSR1.
            (modifié 2003/11/10)

        2. b) Pour les hydravions et avions amphibies, les conditions du plan d'eau les plus défavorables sans danger pour le décollage, les évolutions à flot et l'amerrissage doivent être établies.

        525.233 Stabilité et contrôle directionnel
        1. a) Il ne doit pas y avoir de tendance incontrôlable au cheval de bois par vents de travers de 90° jusqu'à des vitesses de vent de 20 noeuds ou 0,2 VSR0, celle de ces deux vitesses qui est la plus grande, excepté que la vitesse du vent n'a pas lieu de dépasser 25 noeuds à toute vitesse à laquelle l'avion peut être prévu pour être utilisé au sol. Ceci peut être montré pendant l'établissement de la composante de la vitesse du vent à 90° de travers, exigée par la 525.237;
          (modifié 2003/11/10)

        2. b) Les avions terrestres doivent être contrôlables de façon satisfaisante, sans habileté ou vigilance exceptionnelles de pilotage, dans les atterrissages puissance réduite à fond, à vitesse normale d'atterrissage, sans utilisation des freins ou de la puissance moteur pour maintenir une trajectoire rectiligne. Ceci peut être montré au cours d'atterrissages puissance réduite à fond faits conjointement avec d'autres essais.

        3. c) L'avion doit avoir un contrôle directionnel convenable pendant le roulement au sol. Ceci peut être montré pendant le roulement précédant le décollage effectué conjointement avec d'autres essais.

        525.235 Condition de roulement au sol

        Le système amortisseur de chocs ne doit pas endommager la structure de l'avion lorsque l'avion roule sur un sol le plus inégal qui peut être raisonnablement envisagé en utilisation normale.

        525.237 Vitesses de vent
        1. a) Pour les avions terrestres et amphibies, les conditions suivantes s'appliquent :
          (modifié 2008/10/30)

          1. (1) Une composante de la vitesse du vent à 90° de travers, démontrée être sans danger pour le décollage et l'atterrissage, doit être établie pour les pistes sèches et doit être au moins de 20 noeuds ou 0,2 VSR0, selon la plus grande de ces vitesses, excepté qu'il n'est pas nécessaire qu'elle dépasse 25 noeuds.
            (modifié 2008/10/30)

          2. (2) La composante du vent de travers au décollage établie sans accumulation de glace est valide en conditions givrantes.
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          3. (3) La composante du vent de travers à l'atterrissage doit être établie :
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

            1. (i) Pour des conditions non givrantes, et
              (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

            2. (ii) Pour des conditions givrantes en présence de l'accumulation de glace à l'atterrissage telle que définie à l'appendice C.
              (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

        2. b) Pour les hydravions et les avions amphibies, ce qui suit s'applique :

          1. (1) Une composante de la vitesse du vent à 90° de travers, jusqu'à laquelle le décollage et l'atterrissage sont sûrs dans toutes les conditions du plan d'eau qui peuvent être raisonnablement attendues en utilisation normale, doit être établie et doit être au moins de 20 noeuds ou 0,2 VSR0, celle de ces deux vitesses qui est la plus grande, excepté qu'il n'est pas nécessaire qu'elle dépasse 25 noeuds.
            (modifié 2003/11/10)

          2. (2) Une vitesse de vent, pour laquelle les évolutions à flot sont sûres dans toute direction, dans toutes les conditions de plan d'eau qui peuvent être raisonnablement envisagées en utilisation normale, doit être établie et doit être au moins de 20 noeuds ou 0,2 VSR0, celle de ces deux vitesses qui est la plus grande, excepté qu'il n'est pas nécessaire qu'elle dépasse 25 noeuds.
            (modifié 2003/11/10)

        525.239 Caractéristiques de projection d'eau, contrôle et stabilité à flot
        1. a) Pour les hydravions et avions amphibies, au cours du décollage, des évolutions à flot et de l'amerrissage, et dans les conditions présentées au paragraphe b) de cette section, il ne doit pas y avoir :

          1. (1) Des caractéristiques de projection d'eau qui gêneraient la vision du pilote, causeraient des dommages, ou entraîneraient une prise d'une quantité excessive d'eau;

          2. (2) De tendance dangereusement incontrôlable de marsouinage de rebond ou de balancement; ou

          3. (3) D'immersion des flotteurs auxiliaires ou des flotteurs de bout d'ailes, des saumons d'ailes, des pales d'hélices ou autres parties non conçues pour résister aux charges hydro-dynamiques ainsi créées.

        2. b) La conformité aux exigences du paragraphe a) de cette section, doit être montrée :

          1. (1) Dans des conditions de plan d'eau allant d'une surface calme à la condition la plus défavorable établie conformément à la 525.231;

          2. (2) Avec des vitesses de vent et de vent de travers, des courants marins et des vagues et houles associées qui peuvent être raisonnablement escomptés en utilisation sur l'eau;

          3. (3) Aux vitesses qui peuvent être raisonnablement escomptées en utilisation sur l'eau;

          4. (4) Avec panne soudaine du moteur critique, à tout moment pendant l'évolution sur l'eau; et

          5. (5) À chaque masse et centrage correspondant à chaque condition d'utilisation, dans la plage des conditions de chargement pour lesquelles la certification est demandée.

        3. c) Dans les conditions de plan d'eau du paragraphe b) de cette section, et dans les conditions correspondantes de vent, l'hydravion ou l'avion amphibie doit être capable de rester 5 minutes en dérive, avec les moteurs en panne, en s'aidant si nécessaire d'une ancre flottante.

        Exigences de vol diverses

        525.251 Vibrations et tremblement
        1. a) Il doit être démontré en vol que l'avion est exempt de toute vibration ou de tout tremblement susceptible de mettre en cause la sécurité du vol dans toute condition d'utilisation vraisemblable.

        2. b) Il doit être démontré en vol que chaque partie de l'avion est exempte de vibrations excessives dans toutes conditions de vitesse et de puissance appropriées allant jusqu'à VDF/MDF. Les vitesses maximales obtenues doivent servir à fixer les limites d'utilisation de l'avion conformément au 525.1505.

        3. c) À l'exception de ce qui est fourni dans le paragraphe d) de cette section, il ne doit pas y avoir de conditions de tremblement en vol normal, y compris les changements de configuration pendant la croisière, suffisamment sévères pour gêner le contrôle de l'avion, causer des dommages structuraux. Un tremblement avertisseur de décrochage dans ces limites est admissible.

        4. d) Il ne doit pas exister de condition de tremblement perceptible dans la configuration croisière en vol rectiligne à toute vitesse jusqu'à VMO/MMO, excepté que le tremblement avertisseur de décrochage est admissible.

        5. e) Dans le cas d'un avion ayant un MD supérieur à 0,6 ou une altitude maximale d'exploitation supérieure à 25 000 pieds, les facteurs de charge positifs en manoeuvre auxquels le début d'un tremblement perceptible se produit doivent être déterminés, l'avion étant en configuration de croisière, pour les gammes de vitesse ou de nombre de Mach, de masse et d'altitude pour lesquelles l'avion est à certifier. Les domaines de facteur de charge, de vitesse, d'altitude et de masse doivent fournir une gamme suffisante de vitesses et de facteurs de charge pour une utilisation normale. Les excursions involontaires éventuelles hors des limites des domaines de début de tremblement ne doivent pas entraîner de conditions dangereuses.

        (M. à j. 525-3 (91-11-01))
        (M. à j. 525-5 (92-10-30))

        525.253 Caractéristiques à grandes vitesses
        1. a) Caractéristiques d'augmentation de vitesse et de récupération. Les caractéristiques suivantes d'augmentation de vitesse et de récupération doivent être satisfaites :

          1. (1) Les caractéristiques et les conditions de fonctionnement susceptibles de provoquer des augmentations par inadvertance de vitesse (incluant des upsets en tangage et en roulis) doivent être simulées avec l'avion compensé à toute vitesse vraisemblable de croisière jusqu'à la vitesse VMO/MMO. Ces conditions et caractéristiques comprennent des « upsets » dus aux rafales, des mouvements par inadvertance des commandes, des variations lentes d'effort au manche en relation avec le frottement de la commande, des mouvements de passagers, des mises en palier à partir d'une montée, et des descentes depuis l'altitude limite de Mach jusqu'à l'altitude limite de vitesse-air.

          2. (2) En tenant compte du temps de réponse du pilote après l'apparition d'un avertissement efficace naturel ou artificiel de vitesse, il doit être montré que l'avion peut être récupéré dans une attitude normale et sa vitesse réduite à VMO/MMO, sans

            1. (i) Efforts ou habileté exceptionnels de pilotage;

            2. (ii) Dépassement de VD/MD, VDF/MDF, ou des limitations structurales; et

            3. (iii) Tremblement qui diminuerait l'aptitude du pilote à lire les instruments ou à contrôler l'avion pour la récupération.

          3. (3) L'avion étant compensé pour une vitesse quelconque jusqu'à VMO/MMO, il ne doit y avoir d'inversion de la réponse aux sollicitations autour d'aucun axe, à aucune vitesse jusqu'à VDF/MDF. Toute tendance à un mouvement de tangage, de roulis ou de lacet doit être faible et facilement maîtrisable au moyen des techniques normales de pilotage. Lorsque l'avion est compensé à VMO/VMO, la pente de l'effort à la commande de profondeur en fonction de la courbe de vitesse n'a pas besoin d'être stable aux vitesses supérieures à VFC/MFC, mais il doit exister un effort de poussée à toutes les vitesses jusqu'à VDF/MDF, et il ne doit pas y avoir de réduction brusque ou excessive de l'effort à la commande de profondeur quand VDF/MDF est atteint.

          4. (4) Une capacité de roulis suffisante pour assurer une récupération rapide en cas de perte de contrôle latéral doit être disponible à toute vitesse jusqu'à VDF/MDF.
            (en vigueur 2013/02/01)

          5. (5) Une fois la vitesse de l'avion compensée à VMO/MMO, la sortie des aérofreins dans la plage de déplacement disponible de la commande du pilote, à toutes les vitesses au-dessus de VMO/MMO, mais pas trop élevées pour excéder VDF/MDF durant la manœuvre, ne doit pas entraîner :
            (en vigueur 2013/02/01)

            1. (i) soit un facteur de charge positif excessif lorsque le pilote ne prend pas de mesure pour contrebalancer les effets de la sortie des aérofreins;

            2. (ii) soit des vibrations qui empêcheraient le pilote de consulter les instruments ou de maîtriser l'avion lors d'une manoeuvre de récupération;

            3. (iii) soit une inclinaison vers l'avant, à moins qu'elle soit faible.

        2. b) La vitesse maximale pour les caractéristiques de stabilité, VFC/MFC. La VFC/MFC est la vitesse maximale à laquelle les exigences des sections 525.143g), 525.147f), 525.175b)(1), 525.177a) à c) et 525.181 doivent être respectées avec volets et train d'atterrissage rentrés. Sauf exception prévue à 525.253c), VFC/MFC, ne doit pas être inférieure à une vitesse située à mi-chemin entre VMO/MMO et VDF/MDF, excepté, pour les altitudes où le nombre de Mach est le facteur limitant, MFC ne dépasse pas nécessairement le nombre de Mach auquel l'avertissement efficace de vitesse se produit.
          (en vigueur 2013/02/01)

        3. (c) Vitesse maximale pour les caractéristiques de stabilité dans des conditions givrantes. La vitesse maximale pour les caractéristiques de stabilité en présence des accumulations de glace définies à l'appendice C à laquelle les exigences de 525.143g), 525.147e), 525.175b)(1), 525.177 et 525.181 doivent être satisfaites, est la plus basse des vitesses suivantes :
          (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

          1. (1) 300 nœuds en vitesse CAS;
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

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

          3. (3) La vitesse à laquelle il est démontré que la cellule sera exempte d'accumulation de glace à cause des effets de l'augmentation de la pression dynamique.
            (modifié 2008/10/30; pas de version précédente)

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

        525.255 Caractéristiques hors-compensation
        1. a) À partir d'une condition initiale où l'avion est compensé à des vitesses de croisière allant jusqu'à VMO/MMO, l'avion doit avoir une contrôlabilité et une stabilité de manoeuvre satisfaisantes avec le degré d'hors-compensation, à la fois dans les sens cabré et piqué, qui résulte du plus grand des écarts suivants :

          1. (1) Un mouvement de trois secondes du système de compensation longitudinale à sa vitesse normale pour la condition particulière de vol, sans charge aérodynamique (ou un degré équivalent d'hors-compensation pour les avions qui n'ont pas de système de compensation assisté), sauf comme limité par les butées du système décompensation, y compris celles exigées par le 525.655 b) pour les plans fixes réglables; ou

          2. (2) La mauvaise compensation maximale qui peut être supportée par le pilote automatique tout en maintenant le vol en palier en condition de croisière à grande vitesse.

        2. b) Dans la condition d'hors-compensation spécifiée au paragraphe a) de cette section, lorsque l'accélération normale varie depuis +1 g jusqu'aux valeurs positives et négatives spécifiées au paragraphe c) de cette section :

          1. (1) La courbe d'efforts au manche en fonction de l'accélération doit avoir une pente positive pour toute vitesse jusqu'à et y compris VFC/MFC; et

          2. (2) Aux vitesses comprises entre VFC/MFC et VDF/MDF, le sens de l'effort sur la commande longitudinale principale ne doit pas s'inverser.

        3. c) Sauf comme prévu aux paragraphes d) et e) de cette section, la conformité aux dispositions du paragraphe a) de cette section doit être démontrée en vol dans la plage d'accélérations de :

          1. (1) -1 g à +2,5 g; ou de

          2. (2) 0 g à 2,0 g, et une extrapolation par une méthode acceptable à -1 g et +2,5 g.

        4. d) Si la procédure énoncée au paragraphe c)(2) de cette section est utilisée pour démontrer la conformité et si des conditions marginales existent au cours d'essai en vol en ce qui concerne l'inversion de l'effort sur la commande longitudinale principale, les essais en vol doivent être effectués à partir de l'accélération normale à laquelle une condition marginale est découverte, jusqu'à la limite applicable spécifiée au paragraphe b)(1) de cette section.

        5. e) Au cours des essais en vol exigés par le paragraphe a) de cette section, les facteurs de charge de manoeuvre limite prescrits aux 525.333 b) et 525.337, et les facteurs de charge de manoeuvre associés aux excursions probables par inadvertance au-delà des limites des domaines d'apparition du buffeting déterminées selon le 525.251 e), n'ont pas à être dépassés. De plus, les vitesses d'entrée pour les démonstrations d'essais en vol aux valeurs normales d'accélération inférieures à 1 g doivent être limitées à la valeur nécessaire pour réaliser une récupération sans dépasser VDF/MDF.

        6. f) Dans la condition d'hors-compensation spécifiée au paragraphe a) de cette section, il doit être possible, à partir d'une condition de survitesse à VDF/MDF, de produire au moins 1,5 g pour la récupération, en appliquant un effort sur la commande longitudinale non supérieur à 125 livres (55,6 daN), en utilisant soit la commande longitudinale principale seule, soit la commande longitudinale principale et le système de compensation longitudinale. Si la compensation longitudinale est utilisée pour aider à produire le facteur de charge exigé, il doit être démontré à VDF/MDF que la compensation longitudinale peut être actionnée dans le sens avion cabré, avec la gouverne principale sous une charge correspondant au plus faible des efforts aux commandes, avion cabré, suivants :

          1. (1) Les efforts maximaux aux commandes escomptés en service, comme spécifié aux 525.301 et 525.397.

          2. (2) L'effort sur la commande exigé pour produire 1,5 g.

          3. (3) L'effort sur la commande correspondant au buffeting ou autres phénomènes d'une intensité telle qu'elle constitue une dissuasion puissante de poursuivre l'application de l'effort sur la commande longitudinale principale.