Manuel de navigabilité Chapitre 529 Sous-chapitre A - Généralités, Sous-chapitre B - Vol - Règlement de l'aviation canadien (RAC)

Règlement de l'aviation canadien (RAC)

Dernière modification apportée au chapitre : 2024/01/24

Préambule

SOUS-CHAPITRES

  • A (529.1-529.20),
  • B (529.21-529.300),
  • C (529.301-529.600),
  • D (529.601-529.900),
  • E (529.901-529.1300),
  • F (529.1301-529.1500),
  • G (529.1501-525.1589)

APPENDICES

A, B, C, D, E

SOUS-CHAPITRE A - GÉNÉRALITÉS

529.1 Applicabilité

(modifié 2009/12/01)

  1. a) Ce chapitre prescrit les normes de navigabilité applicables pour la délivrance des certificats de type et des changements à ces certificats de type pour les giravions de la catégorie transport.
    (modifié 2009/12/01)
  2. b) Les giravions de la catégorie transport doivent être certifiés soit avec les exigences de la catégorie A, soit avec les exigences de la catégorie B du présent chapitre. Un giravion multimoteurs peut recevoir un certificat de type à la fois dans la catégorie A et dans la catégorie B avec les limitations d’utilisation différentes et appropriées pour chaque catégorie.
    (modifié 2009/12/01)
  3. c) Les giravions avec une masse (poids) maximale supérieure à 9 000 kg (20 000 lbs.) et 10 sièges de passagers ou plus, doivent recevoir un certificat de type de giravion de la catégorie A.
    (modifié 2009/12/01)
  4. d) Les giravions avec une masse (poids) maximale supérieure à 9 000 kg (20 000 lbs.) et 9 sièges de passagers ou moins peuvent recevoir un certificat de type de giravion de la catégorie B, pourvu que les exigences de la catégorie A des sous-chapitres C, D, E et F du présent chapitre soient satisfaites.
    (modifié 2009/12/01)
  5. e) Les giravions avec une masse (poids) maximale de 9 000 kg (20 000 lbs.) ou moins, et 10 sièges de passagers ou plus peuvent recevoir un certificat de type de giravion de la catégorie B pourvu que les exigences de la catégorie A énoncées à 529.67a)(2), 529.87529.1517 et aux sous-chapitres C, D, E et F du présent chapitre soient respectées.
    (modifié 2009/12/01)
  6. f) Les giravions avec une masse (poids) maximale de 9 000 kg (20 000 lbs.) ou moins et 9 sièges de passagers ou moins peuvent recevoir un certificat de type de giravion de la catégorie B.
    (modifié 2009/12/01)
  7. g) Réservé.
    (modifié 2009/12/01)

Note d’information  :

Le libellé suivant du FAR (des États-Unis) correspond au libellé canadien.

FAR 529.1(g) Chaque personne qui postule en vertu de la Partie 21 pour un certificat ou un changement décrit aux paragraphes a) à f) de cette section doit montrer la conformité aux exigences applicables de cette Partie.

529.2 Exigences rétroactives spéciales

Pour chaque giravion construit après le 16 septembre 1992, chaque demandeur doit démontrer que chaque siège d’occupant est muni d’une ceinture de sécurité et d’un harnais qui satisfont aux exigences de a), b) et c) du présent article.

  1. a) Chaque siège d’occupant doit avoir une ceinture de sécurité combinée à un harnais avec une seule boucle d’attache. Quand le pilote est assis avec sa ceinture de sécurité et son harnais bouclés, ceux-ci doivent lui permettre d’accomplir toutes les fonctions nécessaires au pilotage. Il doit y avoir un moyen de fixer les ceintures et les harnais, quand ils ne sont pas utilisés, pour empêcher l’interférence avec l’utilisation du giravion et avec une sortie rapide en cas d’urgence.
  2. b) Chaque occupant doit être protégé contre de graves blessures à la tête par une ceinture de sécurité plus un harnais qui empêcheront la tête de heurter des objets blessants.
  3. c) La ceinture de sécurité et le harnais doivent satisfaire aux exigences de résistance statique et dynamique, si elles sont applicables, précisées dans les données originales du certificat de type du giravion.
  4. d) Au présent article, la date de fabrication est :
    1. (1) soit la date à laquelle la déclaration de conformité ou le document équivalent d’approbation de l’inspection démontre que le giravion est complet et qu’il rencontre les données de conception de type approuvées par le Ministre;

Note d’information :

Le libellé suivant du FAR (des États-Unis), correspond au libellé canadien.

FAR 529.2(d)(1) : soit la date à laquelle le document d’approbation de l’inspection, ou l’équivalent, montre que le giravion est complet et qu’il rencontre les données de conception de type approuvées par la FAA; ou

  1. (2) soit la date à laquelle les autorités civiles étrangères chargées de la navigabilité attestent que le giravion est complet et délivrent un certificat de navigabilité original et normalisé, ou l’équivalent, dans ce pays.

Note d’information :

On doit satisfaire aux exigences de l’article 529.2 afin de se conformer au paragraphe 605.24(4) du Règlement de l’aviation canadien, qui exige l’installation de ceintures de sécurité et de harnais sur tous les giravions construits après le 16 septembre 1992.

SOUS-CHAPITRE B - VOL

Généralités

529.21 Preuve de conformité

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 démontré comme suit :

  1. a) par des essais sur un giravion 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;
  2. b) par une étude systématique de chaque combinaison exigée de masse et de centrage, si la conformité ne peut être raisonnablement déduite des combinaisons examinées.

529.25 Limites de masse

  1. a) Masse maximale. La masse maximale (masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre est démontrée) ou, au choix du postulant, la masse la plus élevée pour chaque altitude et pour chaque condition d’utilisation pratiquement distincte telle que le décollage, la phase en route et l’atterrissage, doit être établie de façon à ne pas être supérieure à l’une des masses suivantes :
    1. (1) la masse la plus élevée choisie par le postulant;
    2. (2) la masse maximale de calcul (masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque condition applicable de charge structurale de ce chapitre est démontrée);
    3. (3) la masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence de vol applicable de ce chapitre est démontrée.
    4. (4) dans le cas d’un giravion de catégorie B ayant au plus 9 sièges passagers, la masse, l’altitude et la température maximales auxquelles le giravion peut être utilisé en toute sécurité près du sol à la vitesse maximale du vent déterminée en 529.143c), ce qui peut inclure d’autres vitesses et directions du vent démontrées. Les domaines d’utilisation doivent être énoncés dans la section des limites du Manuel de vol du giravion.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  2. b) Masse minimale. La masse minimale (masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre est démontrée) doit être établie de façon à ne pas être inférieure à l’une des masses suivantes :
    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 charge structurale de ce chapitre est démontrée);
    3. (3) la masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque exigence de vol applicable de ce chapitre est démontrée.
  3. c) Masse totale avec les charges externes largables. Une masse totale pour le giravion avec une charge externe fixée largable, qui est supérieure à la masse maximale établie selon a) du présent article peut être établie pour toute combinaison de charges du giravion si les conditions suivantes sont réunies :
    (modifié 1999/12/01)
    1. (1) cette combinaison de charges du giravion n’inclut pas le fret externe composé de personnes;
    2. (2) il y a approbation des composants de structure pour les utilisations de charges externes selon l’article 529.865 ou des normes d’exploitation équivalentes;
    3. (3) la partie de la masse totale qui est supérieure à la masse maximale établie selon a) du présent article est constituée uniquement de la masse de toute ou partie de la charge externe largable;
    4. (4) il est démontré que les composants de structure du giravion ont satisfait aux exigences de structure applicables du présent chapitre sous les charges et contraintes accrues causées par l’accroissement de la masse au-delà de celle établie selon a) du présent article;
    5. (5) l’utilisation du giravion à une masse totale supérieure à la masse maximale certifiée établie selon a) du présent article est limitée par les limitations d’utilisation appropriées spécifiées à l’article 529.865 a) et d) du présent chapitre.

529.27 Limites de centrage

Les centrages extrêmes avant et arrière et, lorsqu’ils sont critiques, les centrages extrêmes latéraux doivent être établis pour chaque masse selon l’article 529.25. Une telle limite ne doit pas aller au-delà de l’une des conditions suivantes :

  1. a) des valeurs extrêmes choisies par le postulant;
  2. b) des valeurs extrêmes à l’intérieur desquelles la structure est approuvée;
  3. c) des valeurs extrêmes à l’intérieur desquelles la conformité aux exigences de vol applicables est montrée.

529.29 Masse à vide et centrage correspondant

  1. a) La masse à vide et le centrage correspondant doivent être déterminés par la pesée du giravion, sans équipage ni charge payante, mais avec :
    1. (1) le lest fixe;
    2. (2) le carburant inutilisable;
    3. (3) le plein des fluides de fonctionnement, comprenant :
      1. (i) l’huile,
      2. (ii) le fluide hydraulique,
      3. (iii) les autres fluides exigés pour le fonctionnement normal des systèmes de giravions, à l’exception de l’eau destinée à l’injection dans les moteurs.
  2. b) L’état du giravion, au moment de la détermination de sa masse à vide, doit être celui qui est bien défini et qui peut être aisément reproduit particulièrement en ce qui concerne les masses de carburant, d’huile, de liquide de refroidissement et des équipements installés.

529.31 Lest amovible

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

529.33 Limites de vitesses de rotation et de pas du rotor principal

  1. a) Limites de vitesses du rotor principal. Une plage de vitesses du rotor principal doit être établie de sorte que :
    1. (1) avec puissance, elle offre une marge adéquate pour supporter les variations de vitesse du rotor qui se produisent dans toute manœuvre appropriée, et soit compatible avec le type de régulateur ou de synchronisateur utilisé;
    2. (2) sans puissance, elle permette l’exécution de chaque manœuvre d’autorotation appropriée, dans toutes les plages de vitesse-air et de masse pour lesquelles la certification est demandée.
  2. b) Limites normales de grand pas du rotor principal (avec puissance). Pour les giravions, à l’exception des hélicoptères tenus d’avoir un avertisseur de basse vitesse de rotor principal, selon e) du présent article, il doit être démontré, avec application de puissance, et sans dépasser les limitations maximales approuvées pour le moteur, que des vitesses du rotor principal sensiblement inférieures à la vitesse minimale approuvée du rotor principal ne se produiront pas dans aucune condition entretenue de vol. Les conditions suivantes doivent être réunies :
    1. (1) un réglage approprié de la butée grand pas du rotor principal;
    2. (2) des caractéristiques inhérentes au giravion qui rendent improbables les basses vitesses dangereuses du rotor principal;
    3. (3) un moyen adéquat pour avertir le pilote des vitesses dangereuses du rotor principal.
  3. c) Limite normale de petit pas du rotor principal (sans puissance). Il doit être démontré, sans puissance :
    1. (1) que la limite normale petit pas du rotor principal permet une vitesse suffisante du rotor dans toute condition d’autorotation, avec les combinaisons les plus critiques de masse et de vitesse-air;
    2. (2) qu’il est possible d’éviter une survitesse du rotor sans habileté exceptionnelle de pilotage.
  4. d) Grand pas en secours. Si la butée grand pas du rotor principal est réglée pour satisfaire à b)(1) du présent article, et si cette butée ne peut pas être dépassée par inadvertance, un plus grand angle de pas doit être rendu disponible pour utilisation en secours.
  5. e) Avertissement de basse vitesse du rotor principal pour hélicoptères. Pour chaque hélicoptère monomoteur, et pour chaque hélicoptère multimoteur qui n’est pas équipé d’un dispositif approuvé qui augmente automatiquement la puissance sur les moteurs en fonctionnement lorsqu’un moteur tombe en panne, il doit y avoir un avertissement de basse vitesse du rotor principal qui satisfait aux exigences suivantes :
    1. (1) l’avertissement doit être fourni au pilote dans toutes les conditions de vol, y compris le vol avec puissance et sans puissance, lorsque la vitesse d’un rotor principal approche d’une valeur qui peut compromettre la sécurité du vol;
    2. (2) l’avertissement peut être fourni soit par les qualités aérodynamiques inhérentes de l’hélicoptère, soit par un dispositif;
    3. (3) l’avertissement doit être clair et caractérisé dans toutes les conditions, et doit pouvoir être clairement distingué de tous les autres avertissements. Un dispositif visuel qui nécessite l’attention de l’équipage dans le poste de pilotage n’est pas acceptable par lui-même;
    4. (4) si un dispositif d’avertissement est utilisé, le dispositif doit automatiquement s’arrêter et se réarmer lorsque la condition de basse vitesse est corrigée. Si le dispositif a un avertisseur sonore, il doit être également équipé d’un moyen pour le pilote d’arrêter manuellement l’avertisseur sonore avant que la condition de basse vitesse soit corrigée.

Performances

529.45 Généralités

  1. a) Les performances prescrites dans ce sous-chapitre doivent être déterminées selon les conditions suivantes :
    1. (1) avec une habileté normale de pilotage;
    2. (2) sans conditions exceptionnellement favorables.
  2. b) La conformité aux exigences de performance du présent sous-chapitre doit être démontrée :
    1. (1) en air calme au niveau de la mer et en atmosphère standard;
    2. (2) pour la plage des variations atmosphériques approuvée.
  3. c) La puissance disponible doit correspondre à la puissance du moteur, sans dépasser la puissance approuvée, diminuée :
    1. (1) des pertes dues à l’installation;
    2. (2) de la puissance absorbée par les accessoires et les servitudes appropriés aux conditions pour lesquelles la certification est demandée et envisagée.
  4. d) Pour les giravions propulsés par moteurs à pistons, les performances, telles qu’affectées par la puissance du moteur, doivent être basées sur une humidité relative de 80 % en atmosphère type.
  5. e) Pour les giravions propulsés par moteurs à turbine, les performances, telles qu’affectées par la puissance du moteur, doivent être basées sur une humidité relative de :
    1. (1) 80 % à la température type et en-dessous;
    2. (2) 34 % à la température type plus 50°F (27,8°C) et au-dessus.

      Entre ces deux températures, l’humidité relative doit varier linéairement.

  6. f) Pour les giravions propulsés par turbomoteur, des moyens doivent être fournis pour permettre au pilote de déterminer avant le décollage que chaque moteur est capable de développer la puissance nécessaire pour accomplir les performances applicables prescrites dans ce sous-chapitre.

529.49 Performance à la vitesse d’utilisation minimale

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Pour chaque hélicoptère de catégorie A, la performance en vol stationnaire doit être déterminée en fonction des plages de masse, d’altitude et de température pour lesquelles les données de décollage sont prévues à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) tout juste à la puissance de décollage;
    2. (2) lorsque le train d’atterrissage est sorti;
    3. (3) à une hauteur correspondant à la procédure utilisée pour établir les trajectoires de décollage, de montée initiale et de décollage interrompu.
  2. b) Pour chaque hélicoptère de catégorie B, la performance en vol stationnaire doit être déterminée en fonction des plages de masse, d’altitude et de température pour lesquelles la certification est requise à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) à la puissance de décollage;
    2. (2) lorsque le train d’atterrissage est sorti;
    3. (3) lorsque l’hélicoptère se trouve dans l’effet de sol à une hauteur correspondant aux procédures de décollage normal.
  3. c) Pour chaque hélicoptère, la performance en vol stationnaire hors de l’effet de sol doit être déterminée en fonction des plages de masse, d’altitude et de température pour lesquelles la certification est demandée à la puissance de décollage.
    (modifié 1997/04/07)
  4. d) Pour les giravions autres que les hélicoptères, le taux de montée constant à la vitesse d’utilisation minimale doit être déterminé en fonction des plages de masse, d’altitude et de température pour lesquelles la certification est requise :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) à la puissance de décollage;
    2. (2) lorsque le train d’atterrissage est sorti.

529.51 Caractéristiques de décollage : généralités

  1. a) Les données de décollage exigées en vertu des articles 529.53, 529.55, 529.59, 529.60, 529.61, 529.62529.63 et 529.67 doivent être déterminées :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) d’une part à chaque masse, altitude et température choisies par le postulant;
    2. (2) d’autre part avec les moteurs fonctionnant à l’intérieur des limitations approuvées de fonctionnement.
  2. b) Les caractéristiques de décollage doivent à la fois :
    1. (1) être déterminées sur une surface lisse, sèche et dure;
    2. (2) être corrigées pour présumer une surface de décollage horizontale.
  3. c) Aucun décollage fait pour déterminer les caractéristiques exigées par le présent article ne doit nécessiter une habileté ou une attention exceptionnelle de pilotage, ou des conditions exceptionnellement favorables.

529.53 Décollage : catégorie A

La performance au décollage doit être déterminée et prévue de façon que si un moteur tombe en panne à n’importe quel moment après le début du décollage, le giravion peut soit :
(modifié 1997/04/07)

  1. a) revenir et s’arrêter en toute sécurité sur l’aire de décollage,
    (modifié 1997/04/07)
  2. b) poursuivre le décollage et la montée initiale pour atteindre une configuration et une vitesse conformes à l’article 529.67a)(2).
    (modifié 1997/04/07)

529.55 Point de décision au décollage (PDD) : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Le PDD est le premier point à partir duquel la capacité de poursuivre le décollage est assurée selon l’article 529.59 et est le dernier point de la trajectoire de décollage à partir duquel un décollage interrompu peut se faire dans les limites de la distance déterminée à l’article 529.62.
    (modifié 1997/04/07)
  2. b) Le PDD doit être établi par rapport à la trajectoire de décollage à partir d’au plus deux paramètres, p. ex. la hauteur et la vitesse.
    (modifié 1997/04/07)
  3. c) La détermination du PDD doit comprendre l’intervalle de temps pendant lequel le pilote reconnaît une défaillance du moteur critique.
    (modifié 1997/04/07)

529.59 Trajectoire de décollage : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

  1. a) La trajectoire de décollage s’étend du point où commence la procédure de décollage jusqu’à un point où le giravion se trouve à 1 000 pieds au-dessus de la surface de décollage, le tout étant conforme à l’article 529.67a)(2). En outre, les conditions suivantes doivent être réunies :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) la trajectoire de décollage doit demeurer à l’extérieur du domaine hauteur vitesse établi conformément à l’article 529.87;
    2. (2) le giravion doit être piloté jusqu’au point de défaillance moteur, auquel point le moteur critique doit être coupé et doit demeurer coupé pour le reste du décollage;
    3. (3) après que le moteur critique a été coupé, le giravion doit continuer jusqu’au point de décision au décollage, puis atteindre VTOSS;
    4. (4) seules les commandes primaires peuvent être utilisées lorsqu’on atteint VTOSS et pendant qu’on établit une montée franche. Les commandes secondaires situées sur les commandes primaires peuvent être utilisées après qu’une montée franche et que VTOSS ont été établis, mais en aucun cas en moins de 3 secondes après qu’on a coupé le moteur critique;
    5. (5) après avoir atteint VTOSS et une montée franche, le train d’atterrissage peut être rentré.
  2. b) Au cours de la détermination de la trajectoire de décollage effectuée conformément à a) du présent article et après avoir atteint VTOSS et établi une montée franche, la montée doit se poursuivre à une vitesse aussi proche que possible de VTOSS mais non inférieure à cette dernière jusqu’à ce que le giravion soit à 200 pieds au-dessus de la surface de décollage. Pendant cet intervalle, la performance en montée doit atteindre ou dépasser celle qui est exigée à l’article 529.67a)(1).
    (modifié 1997/04/07)
  3. c) Pendant la poursuite du décollage, le giravion ne doit pas descendre à moins de 15 pieds au-dessus de la surface de décollage lorsque le point de décision au décollage est au-dessus de 15 pieds.
    (modifié 1997/04/07)
  4. d) À partir de 200 pieds au-dessus de la surface de décollage, la trajectoire de décollage du giravion doit être en palier ou en montée jusqu’à l’atteinte d’une hauteur de 1 000 pieds au-dessus de la surface de décollage selon au moins le taux de montée exigé à l’article 529.67a)(2). Toute commande secondaire ou auxiliaire peut être utilisée après qu’on a atteint une hauteur de 200 pieds au-dessus de la surface de décollage.
    (modifié 1997/04/07)
  5. e) La distance de décollage doit être déterminée conformément à l’article 529.61.
    (modifié 1997/04/07)

529.60 Trajectoire de décollage à partir d’un héliport sur terrasse : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

  1. a) La trajectoire de décollage à partir d’un héliport sur terrasse doit s’étendre du point où commence la procédure de décollage jusqu’au point dans la trajectoire de décollage auquel le giravion se trouve à 1 000 pieds au-dessus de la surface de décollage et pour lequel la conformité de l’article 529.67a)(2) est démontrée. En outre, les conditions suivantes doivent être réunies :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) les exigences à l’article 529.59a) doivent être satisfaites;
    2. (2) alors qu’il atteint VTOSS et qu’il est en montée franche, le giravion peut descendre sous le niveau de la surface de décollage si, lorsqu’il le fait et qu’il s’écarte du bord de l’héliport sur terrasse, chaque partie du giravion se trouve à au moins 15 pieds de tout obstacle;
    3. (3) la distance verticale de toute descente sous la surface de décollage doit être déterminée;
    4. (4) après l’atteinte de VTOSS et d’une montée franche, le train d’atterrissage peut être rentré.
  2. b) La masse au décollage prévue doit être telle que les exigences de montée énoncées dans l’article 529.67a)(1) et a)(2) seront respectées.
    (modifié 1997/04/07)
  3. c) La distance de décollage doit être déterminée conformément à l’article 529.61.
    (modifié 1997/04/07)

529.61 Distance de décollage : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

  1. a) La distance de décollage normale doit être la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage à partir du début du décollage jusqu’au point auquel le giravion atteint et maintient un hauteur d’au moins 35 pieds au-dessus de la surface de décollage, atteint et maintient une vitesse au moins égale à VTOSS et établit une montée franche, si l’on admet que la défaillance du moteur critique se produit au point de défaillance moteur précédant le point de décision au décollage.
    (modifié 1997/04/07)
  2. b) Dans le cas des héliports sur terrasse, la distance de décollage normale doit être la distance horizontale le long de la trajectoire de décollage à partir du début du décollage jusqu’au point auquel le giravion atteint et maintient une vitesse au moins égale à VTOSS et établit une montée franche, si l’on présume que la défaillance du moteur critique se produit au point de défaillance moteur avant le point de décision au décollage.
    (modifié 1997/04/07)

529.62 Interruption de décollage : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

La distance et les procédures de décollage interrompues pour chaque condition pour laquelle le décollage est approuvé sont établies de manière qu’à la fois :
(modifié 1997/04/07)

  1. a) les exigences de trajectoire de décollage énoncées dans les articles 529.59 et 529.60 soient utilisées jusqu’au point de défaillance moteur, le giravion poursuivant jusqu’au point de décision au décollage et pouvant être posé et arrêté sur la surface de décollage;
    (modifié 1999/12/01)
  2. b) les autres moteurs qui restent fonctionnent dans les limites approuvées;
    (modifié 1997/04/07)
  3. c) le train d’atterrissage demeure sorti pendant toute la phase de décollage interrompu;
    (modifié 1997/04/07)
  4. d) seules les commandes primaires soient utilisées jusqu’à ce que le giravion se trouve au sol. Les commandes secondaires situées sur les commandes primaires ne doivent pas être utilisées tant que le giravion n’est pas au sol. Des moyens autres que les freins de roue peuvent être utilisés pour stopper le giravion si ces moyens sont sûrs, fiables et qu’on puisse s’attendre à des résultats uniformes dans des conditions d’utilisation normales.
    (modifié 1997/04/07)

529.63 Décollage : catégorie B

La distance horizontale exigée pour décoller et monter au-delà d’un obstacle de 50 pieds doit être établie avec le centrage le plus défavorable. Le décollage peut être commencé d’une manière quelconque si à la fois :

  1. a) la surface de décollage est définie;
  2. b) des précautions adéquates sont observées pour assurer un centrage et un positionnement corrects des commandes;
  3. c) un atterrissage peut être fait sans danger en n’importe quel point de la trajectoire de vol si un moteur tombe en panne.

529.64 Montée : généralités

(modifié 1997/04/07)

La conformité aux exigences des articles 529.65 et 529.67 doit être démontrée pour chaque masse, altitude et température s’inscrivant dans les limites opérationnelles établies pour le giravion et pour le centrage le moins favorable dans chaque configuration. Les volets de capot, ou les autres moyens de commander l’alimentation en air de refroidissement des moteurs, doivent se trouver dans une position qui offre un refroidissement adéquat aux températures et aux altitudes pour lesquelles la certification est demandée.
(modifié 1997/04/07)

529.65 Montée : tous les moteurs en fonctionnement

  1. a) Le taux de montée constant doit être déterminé à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) avec la puissance maximale continue;
    2. (2) lorsque le train d’atterrissage est rentré;
    3. (3) à VY pour des conditions standard de niveau de la mer et à des vitesses choisies par le demandeur pour d’autres conditions.
  2. b) Pour chaque giravion de la catégorie B, à l’exception des hélicoptères, la vitesse ascensionnelle déterminée selon a) du présent article doit permettre un gradient de montée stabilisé d’au moins 1 : 6 dans les conditions standard de niveau de la mer.
  3. c) Annulé
    (modifié 1997/04/07)

529.67 Montée : un moteur inopérant

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Pour les giravions de la catégorie A, dans la configuration de décollage critique prévalant dans la trajectoire de décollage, les éléments suivants s’appliquent :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) le taux de montée constant sans effet de sol, à 200 pieds au-dessus de la surface de décollage, doit être d’au moins 100 pieds par minute pour chaque masse, altitude et température pour lesquelles des données de décollage sont prévues :
      (modifié 1997/04/07)
      1. (i) avec le moteur critique inopérant et les moteurs qui restent fonctionnant dans les limites d’utilisation approuvées, sauf que pour les giravions pour lesquels l’utilisation de 30 secondes à 2 minutes de la puissance avec un moteur inopérant est exigée, seule la puissance avec un moteur inopérant pendant 2 minutes peut être utilisée pour démontrer la conformité à (1) du présent article,
        (modifié 1997/04/07)
      2. (ii) lorsque le train d’atterrissage est sorti,
        (modifié 1997/04/07)
      3. (iii) avec la vitesse de sécurité au décollage choisie par le demandeur;
        (modifié 1997/04/07)
    2. (2) la vitesse ascensionnelle stabilisée sans effet de sol doit être au moins de 150 pieds par minute, 1 000 pieds au-dessus de l’aire de décollage, pour chaque masse, altitude et température pour lesquelles les caractéristiques de décollage sont à programmer, à la fois :
      (modifié 1997/04/07)
      1. (i) avec le moteur critique en panne et les autres moteurs fonctionnant à la puissance maximale continue, y compris la puissance continue OEI si approuvée, ou à la puissance OEI 30 minutes pour les giravions pour lesquels la certification de puissance continue OEI est demandée,
        (modifié 1999/12/01)
      2. (ii) lorsque le train d’atterrissage est rentré,
        (modifié 1997/04/07)
      3. (iii) avec la vitesse choisie par le demandeur;
        (modifié 1997/04/07)
    3. (3) le taux de montée (ou de descente) constant en pieds par minute, à chaque altitude et température auxquelles le giravion devrait voler et à toute masse de la plage des masses pour laquelle la certification est demandée, doit être déterminée à la fois :
      (modifié 1997/04/07)
      1. (i) avec le moteur critique et les autres moteurs fonctionnant à la puissance maximale continue, y compris la puissance continue OEI si approuvée, et à la puissance OEI 30 minutes pour les giravions pour lesquels la certification de puissance continue OEI est demandée,
        (modifié 1999/12/01)
      2. (ii) lorsque le train d’atterrissage est rentré,
        (modifié 1997/04/07)
      3. (iii) avec la vitesse choisie par le demandeur.
        (modifié 1997/04/07)
  2. b) Pour les giravions multimoteurs de la catégorie B qui satisfont aux exigences d’isolement moteur pour la catégorie A, la vitesse ascensionnelle (ou de descente) stabilisée doit être déterminée à la vitesse optimale de montée (ou à la vitesse de descente minimale) pour chaque altitude, température et masse auxquelles le giravion est supposé voler, le moteur critique et les autres moteurs fonctionnant à la puissance maximale continue, y compris la puissance continue OEI si approuvée, et à la puissance OEI 30 minutes pour les giravions pour lesquels la certification de puissance continue OEI est demandée.
    (modifié 1999/12/01)

529.71 Angle de plané d’hélicoptère : catégorie B

Pour chaque hélicoptère de la catégorie B, à l’exception des hélicoptères multimoteurs, satisfaisant aux exigences de l’article 529.67 b) et aux exigences d’installations motrices de catégorie A, l’angle de plané stabilisé doit être déterminé en autorotation, à la fois :

  1. a) à la vitesse d’avancement pour le taux minimal de descente tel que choisi par le postulant;
  2. b) à la vitesse d’avancement pour le meilleur angle de plané;
  3. c) à la masse maximale;
  4. d) à la (ou aux) vitesse(s) rotor choisie(s) par le postulant.

Note d’information :

L’article 529.73 a été remplacé par l’article 529.49 de ce chapitre.
(modifié 1997/04/07)

529.75 Atterrissage : généralités

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Pour chaque giravion, les conditions suivantes doivent être réunies :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) les données d’atterrissage corrigées doivent être déterminées pour une surface de niveau, dure, sèche et lisse;
    2. (2) l’approche et l’atterrissage ne nécessitent pas des compétences de pilotage exceptionnelles ni des conditions exceptionnellement favorables;
    3. (3) l’atterrissage doit être effectué sans accélération verticale excessive ni tendance à rebondir, à piquer du nez, à effectuer une giration au sol, à marsouiner ou à effectuer une embardée à l’amerrissage.
  2. b) Les données d’atterrissage requises aux articles 529.77529.79529.81529.83, et 529.85 doivent être déterminées à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) pour chaque masse, altitude et température pour lesquelles les données d’atterrissage sont approuvées;
    2. (2) avec chaque moteur en service dans les limites d’utilisation approuvées;
    3. (3) avec le centrage le moins favorable.

529.77 Point de décision à l’atterrissage : catégorie A

(modifié 1999/12/01)

a) Le point de décision à l’atterrissage est le dernier point de la trajectoire d’approche et d’atterrissage auquel un atterrissage peut être interrompu conformément à l’article 529.85.
(modifié 1999/12/01)

b) Pour déterminer le point de décision à l’atterrissage, on doit tenir compte de l’intervalle d’identification de la panne du moteur critique par le pilote.
(modifié 1999/12/01)

529.79 Atterrissage : catégorie A

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Pour les giravions de catégorie A, les conditions suivantes doivent être réunies :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) la performance à l’atterrissage doit être déterminée et prévue de manière que si le moteur critique tombe en panne en n’importe quel point de la trajectoire d’approche, le giravion puisse soit se poser et s’arrêter en toute sécurité, soit monter et atteindre une configuration et une vitesse lui permettant d’être conforme à l’exigence de montée indiquée à l’article 529.67a)(2);
    2. (2) les trajectoires d’approche et d’atterrissage doivent être établies avec le moteur critique inopérant de manière que la transition entre chaque étape puisse être faite en douceur et en toute sécurité;
    3. (3) les vitesses d’approche et d’atterrissage doivent être choisies par le demandeur et doivent convenir au type de giravion;
    4. (4) la trajectoire d’approche et d’atterrissage doit être établie de manière à éviter les zones critiques du domaine hauteur-vitesse déterminées conformément à l’article 529.87.
  2. b) Il doit être possible d’atterrir en toute sécurité sur une surface d’atterrissage aménagée après qu’une panne de puissance complète se soit produite en vol de croisière normale.
    (modifié 1997/04/07)

529.81 Distance d’atterrissage : catégorie A

(modifié 1999/12/01)

La distance horizontale nécessaire pour atterrir et effectuer un arrêt complet (ou ralentir jusqu’à une vitesse d’environ 3 nœuds dans le cas d’un amerrissage) à partir d’une altitude de 50 pieds au-dessus de l’aire d’atterrissage doit être déterminée à partir des trajectoires d’approche et d’atterrissage établies conformément à l’article 529.79.

529.83 Atterrissage : catégorie B

(modifié 1997/04/07)

  1. a) Pour chaque giravion de catégorie B, la distance horizontale requise pour se poser et s’immobiliser complètement (ou se déplacer à une vitesse 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 à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) avec des vitesses convenant au type de giravion et choisies par le demandeur de manière à éviter les zones critiques du domaine hauteur-vitesse établies selon l’article 529.87;
    2. (2) lorsque l’approche et l’atterrissage sont effectués en puissance et dans les limites approuvées.
  2. b) Chaque giravion multimoteur de catégorie B qui est conforme aux exigences du groupe propulseur de catégorie A doit être conforme aux exigences :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) soit des articles 529.79 et 529.81;
    2. (2) soit de a) du présent article.
  3. c) Il doit être possible de se poser en toute sécurité sur une surface d’atterrissage aménagée si une perte de puissance complète se produit en vol de croisière normale.
    (modifié 1997/04/07)

529.85 Atterrissage interrompu : catégorie A

(modifié 1999/12/01)

Pour les giravions de catégorie A, la trajectoire d’atterrissage interrompu dans le cas d’une panne du moteur critique doit être déterminée de façon à ce que :
(modifié 1999/12/01)

  1. a) la transition entre deux étapes successives de la manœuvre s’effectue sans à-coups et de façon sécuritaire;
    (modifié 1999/12/01)
  2. b) à partir du point de décision à l’atterrissage de la trajectoire d’approche choisie par le postulant, une montée initiale sécuritaire puisse s’effectuer à des vitesses permettant de respecter les exigences en matière de montée spécifiées à l’article 529.67a)(1) et (2);
    (modifié 1999/12/01)
  3. c) le giravion ne descende pas à moins de 15 pieds au-dessus de l’aire d’atterrissage. Dans le cas d’opérations à un héliport sur terrasse, il peut descendre sous le niveau de l’aire d’atterrissage en autant qu’il maintienne avec la plate-forme le dégagement spécifié à l’article 529.60 et que sa descente (diminution d’altitude) au-dessous de l’aire d’atterrissage soit déterminée.
    (modifié 1999/12/01)

529.87 Domaine hauteur-vitesse

(modifié 1997/04/07)

  1. a) S’il existe une combinaison de hauteur et de vitesse vers l’avant (y compris le vol stationnaire) selon laquelle un atterrissage en toute sécurité ne peut être fait après la défaillance du moteur critique alors que les autres moteurs (le cas échéant) fonctionnent dans les limites approuvées, un domaine hauteur-vitesse doit être établi pour à la fois :
    (modifié 1997/04/07)
    1. (1) toutes les combinaisons d’altitude barométrique et de température ambiante pour lesquelles le décollage et l’atterrissage sont approuvés;
    2. (2) la masse à partir de la masse maximale (au niveau de la mer) jusqu’à la masse la plus élevée approuvée pour le décollage et l’atterrissage à chaque altitude. Pour les hélicoptères, il n’est pas nécessaire que cette masse dépasse la masse la plus élevée permettant de voler en stationnaire hors de l’effet de sol à chaque altitude.
  2. b) Pour les giravions monomoteurs ou multimoteurs non conformes aux exigences d’isolation des moteurs de catégorie A, le domaine hauteur-vitesse pour une perte de puissance complète doit être établi.
    (modifié 1997/04/07)

Caractéristiques de vol

529.141 Généralités

Le giravion doit :

  1. a) exception faite des exigences spécifiques à l’article applicable, satisfaire aux exigences des caractéristiques de vol du présent sous-chapitre :
    1. (1) aux altitudes et températures d’utilisation approuvées;
    2. (2) dans toute condition de chargement critique à l’intérieur de la gamme des masses et centrages pour laquelle la certification est demandée;
    3. (3) Pour les utilisations avec puissance, dans toute condition de vitesse, puissance et de régime rotor pour laquelle la certification est demandée;
    4. (4) Pour les utilisations sans puissance, dans toute condition de vitesse et de régime rotor pour laquelle la certification est demandée et qui peut être atteinte avec les commandes réglées conformément aux instructions et tolérances de réglage approuvées;
  2. b) être capable de maintenir toute condition de vol exigée et de faire une transition sans brusquerie de toute 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 dans toute condition d’utilisation probable pour le type, incluant :
    1. (1) panne soudaine d’un moteur, sur les giravions multimoteurs répondant aux exigences d’isolement moteur pour giravions de la catégorie transport A;
    2. (2) perte soudaine et complète de puissance sur les autres giravions;
    3. (3) pannes soudaines et complètes du système de commande spécifiées à l’article 529.695 du présent chapitre;
  3. c) avoir toute caractéristique supplémentaire exigée pour l’utilisation de nuit ou aux instruments, si la certification pour ces types d’utilisation est demandée. Les exigences pour le vol aux instruments des hélicoptères sont contenues dans l’appendice B de ce chapitre.

529.143 Contrôlabilité et manœuvrabilité

  1. a) Le giravion doit être contrôlable et manœuvrable de façon sécuritaire :
    1. (1) pendant le vol stabilisé;
    2. (2) pendant toute manœuvre appropriée au type, incluant :
      1. (i) le décollage,
      2. (ii) la montée,
      3. (iii) le vol en palier,
      4. (iv) le vol en virage;
      5. (v) le vol plané,
      6. (vi) l’atterrissage (avec puissance et sans puissance).
  2. b) La marge de la commande cyclique doit permettre un contrôle satisfaisant en roulis et en tangage à VNE, avec :
    1. (1) la masse critique;
    2. (2) le centrage critique;
    3. (3) le régime rotor critique;
    4. (4) sans puissance (à l’exception des hélicoptères démontrant la conformité à e) du présent article) et avec puissance.
  3. c) Des vitesses de vent allant de 1 à au moins 17 nœuds, provenant de toutes les directions, pour lesquelles le giravion peut être utilisé sans perte de contrôle au sol ou près du sol dans toute manœuvre appropriée au type (telle que décollage par vent de travers, vol de côté et vol vers l’arrière) doivent être établies :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) la masse critique;
    2. (2) le centrage critique;
    3. (3) le régime rotor critique;
    4. (4) l’altitude, des conditions standard au niveau de la mer jusqu’à la capacité d’altitude maximale de décollage et d’atterrissage du giravion.
      (modifié 2009/05/11)
  4. d) Des vitesses de vent allant de 0 à au moins 17 nœuds, provenant de toutes les directions, pour lesquelles le giravion peut être utilisé sans perte de contrôle hors effet de sol, doivent être établies avec :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) la masse choisie par le demandeur;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) le centrage critique;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    3. (3) le régime rotor choisi par le demandeur;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    4. (4) l’altitude, à partir des conditions standard au niveau de la mer jusqu’à la capacité d’altitude maximale de décollage et d’atterrissage du giravion.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  5. e) Le giravion, après une (1) panne d’un moteur, (dans le cas d’un giravion multimoteur qui satisfait aux exigences d’isolement moteur de la catégorie transport A), ou deux (2) pannes complètes de puissance dans le cas d’autres giravions, doit être contrôlable dans la gamme des vitesses et des altitudes pour laquelle la certification est demandée, lorsqu’une telle perte de puissance survient avec la puissance maximale continue et la masse critique. Aucun délai d’action corrective pour toute condition consécutive à une perte de puissance ne peut être inférieur à la fois à :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (i) pour la condition de croisière, une seconde ou le temps normal de réaction du pilote (en prenant la plus grande des deux),
    2. (ii) pour toute autre condition, le temps normal de réaction du pilote.
  6. f) Pour les hélicoptères pour lesquels une VNE (sans puissance) est établie selon l’article 529.1505c), la conformité aux exigences suivantes doit être démontrée, avec la masse critique, le centrage critique et le régime rotor critique :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) l’hélicoptère doit être ralenti d’une manière sûre à VNE (sans puissance), sans habileté exceptionnelle de pilotage, après avoir mis en panne le dernier moteur en fonctionnement, à VNE avec puissance;
    2. (2) à une vitesse de 1,1 VNE (sans puissance), la marge de la commande cyclique doit permettre un contrôle satisfaisant en roulis et en tangage avec la puissance coupée.

529.151 Commandes de vol

  1. a) Les commandes longitudinale, latérale, directionnelle et de pas collectif ne doivent pas présenter de réaction, de friction ou de précharge excessive à vaincre.
  2. b) Les réactions du système de commande et le libre jeu ne doivent pas empêcher une réponse souple, directe du giravion, à l’action du système de commande.

529.161 Commande de compensation

La commande de compensation :

  1. a) doit compenser toutes les réactions stables des commandes longitudinales, latérales et de pas collectif pour les annuler en vol en palier à toute vitesse appropriée;
  2. b) ne doit introduire aucune discontinuité indésirable dans les gradients des forces de commande.

529.171 Stabilité : généralités

Le giravion doit être pilotable, sans engendrer de fatigue ou de tension excessive due au pilotage, dans toutes les manœuvres normales pendant une période de temps aussi longue que celle envisagée en utilisation normale. Au moins trois atterrissages et trois décollages doivent être effectués pendant cette démonstration.

529.173 Stabilité statique longitudinale

  1. a) La commande longitudinale doit être conçue de façon qu’un mouvement vers l’arrière de la commande soit nécessaire pour obtenir une vitesse inférieure à la vitesse-air de compensation et un mouvement vers l’avant de la commande soit nécessaire pour obtenir une vitesse supérieure à la vitesse-air de compensation.
    (modifié 2009/05/11)
  2. b) Dans la plage entière d’altitudes pour laquelle la certification est demandée, avec la manette des gaz et le pas collectif maintenus constants, au cours des manœuvres spécifiées à l’article 529.175 a) à d), la pente de la courbe de position de commande en fonction de la vitesse doit être positive. Toutefois, dans des conditions de vol ou des modes d’utilisation limités jugés acceptables par le ministre, la pente de la courbe de position de commande en fonction de la vitesse-air peut être neutre ou négative si le giravion possède des caractéristiques de vol qui permettent au pilote de conserver une vitesse-air à ±5 nœuds de la vitesse de compensation désirée sans une habileté ou une attention exceptionnelle de pilotage.
    (modifié 2009/05/11)

529.175 Démonstration de la stabilité statique longitudinale

  1. a) Montée. La stabilité statique longitudinale doit être montrée dans la condition de montée à des vitesses comprises entre VY -10 kt et +10 kt, avec :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) la masse critique;
    2. (2) le centrage critique;
    3. (3) la puissance maximale continue;
    4. (4) le train d’atterrissage rentré;
    5. (5) le giravion compensé à VY.
  2. b) Croisière. La stabilité statique longitudinale doit être montrée dans la condition de croisière à des vitesses allant de 0,8 VNE –10 kt à 0,8 VNE +10 kt ou, si VH est inférieure à 0,8 VNE, de VH –10 kt à VH +10 kt, avec :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) la masse critique;
    2. (2) le centrage critique;
    3. (3) la puissance de vol en palier à 0,8 VNE ou VH, en retenant la plus faible des deux;
      (modifié 2009/05/11)
    4. (4) le train d’atterrissage rentré;
    5. (5) le giravion compensé à 0,8 VNE ou VH, en retenant la plus faible des deux.
      (modifié 2009/05/11)
  3. c) VNE. La stabilité statique longitudinale doit être montrée en autorotation à des vitesses allant de VNE -20 kt à VNE, avec :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) la masse critique;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) le centrage critique;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    3. (3) la puissance nécessaire pour le vol en palier à VNE -10 kt ou la puissance maximale continue, en retenant la plus faible des deux;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    4. (4) le train d’atterrissage rentré;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    5. (5) le giravion compensé à VNE –10 kt.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  4. d) Autorotation. La stabilité statique longitudinale doit être montrée en autorotation:
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) à des vitesses-air allant de la vitesse-air correspondant au taux minimal de descente +10 kt jusqu’à la vitesse-air correspondant au taux minimal de descente -10 kt, avec :
      (modifié 2009/05/11)
      1. (i) la masse critique;
      2. (ii) le centrage critique;
      3. (iii) le train d’atterrissage sorti :
        (modifié 2009/05/11)
      4. (iv) le giravion compensé à la vitesses-air correspondant au taux minimal de descente;
        (modifié 2009/05/11)
    2. (2) à des vitesses-air allant de la vitesse de meilleur angle de plané -10 kt jusqu’à la vitesse de meilleur angle de plané +10 kt, avec :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      1. (i) la masse critique,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      2. (ii) le centrage critique,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      3. (iii) le train d’atterrissage rentré,
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      4. (iv) le giravion compensé à la vitesse-air correspondant au taux minimal de descente.
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

529.177 Stabilité statique directionnelle

  1. a) Les commandes directionnelles doivent fonctionner de manière telle que le sens et la direction du déplacement du giravion suivant le déplacement des commandes aillent dans la direction du déplacement de la pédale, les commandes de gaz et de pas collectif étant maintenues constamment dans les conditions de compensation spécifiées en 529.175a), b), c) et d). Les angles de dérapage doivent augmenter pendant l’accroissement constant du braquage des commandes directionnelles pour des angles de dérapage allant jusqu’à la moindre des valeurs suivantes :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) ±25 degrés pour une compensation à une vitesse de 15 nœuds inférieure à la vitesse du taux minimal de descente variant de façon linéaire jusqu’à ±10 degrés de la compensation à VNE;
      (modifié 2009/05/11)
    2. (2) les angles de dérapage stabilisé établis en 529.351;
      (modifié 2009/05/11)
    3. (3) un angle de dérapage choisi par le demandeur et correspondant à une force latérale d’au moins 0,1g; ou
      (modifié 2009/05/11)
    4. (4) l’angle de dérapage atteint en cas de braquage maximal des commandes directionnelles.
      (modifié 2009/05/11)
  2. b) Des indications suffisantes doivent accompagner le dérapage pour alerter le pilote lorsqu’il approche des limites de dérapage.
    (modifié 2009/05/11)
  3. c) Au cours de la manœuvre spécifié au paragraphe a) du présent article, l’angle de dérapage par rapport à la courbe de position des commandes directionnelles peut avoir une pente négative dans une petite plage d’angles autour de la compensation, à condition que le cap souhaité puisse être maintenu sans une habileté ou une attention exceptionnelle de pilotage.
    (modifié 2009/05/11)

529.181 Stabilité dynamique : giravions de la catégorie A

Toute oscillation de courte durée qui se produit à n’importe quelle vitesse comprise entre VY et VNE doit être positivement amortie, les commandes de vol principales étant libres et en position fixe.

Caractéristiques de manœuvrabilité au sol et à flot

529.231 Généralités

Le giravion doit avoir des caractéristiques satisfaisantes de manœuvrabilité au sol et à flot, comprenant l’absence de tendances incontrôlables dans toute condition envisagée en utilisation.

529.235 Condition de roulement au sol

Le giravion doit être conçu pour résister aux charges qui sont susceptibles de se produire lorsqu’il roule sur un sol le plus inégal qui peut être raisonnablement envisagé en utilisation normale.

529.239 Caractéristiques de projection d’eau

Si la certification pour l’utilisation sur l’eau est demandée, aucune caractéristique de projection d’eau au cours des évolutions à flot, du décollage ou de l’amerrissage ne doit gêner la vision du pilote ou endommager les rotors, les hélices ou autres parties du giravion.

529.241 Résonance au sol

Le giravion ne doit avoir aucune tendance dangereuse à osciller sur le sol avec le rotor tournant.

Exigences de vol diverses

529.251 Vibrations

Chaque partie du giravion doit être libre de vibrations excessives dans chaque condition de vitesse et de puissance appropriée.