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

Généralités

527.21 Preuves 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 montré :

  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; et
  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.

527.25 Limites de masse

  1. a) Masse maximale. La masse maximale (masse la plus élevée à la quelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre est montrée) doit être établie de façon à être :
    1. (1) Non supérieure à :
      1. (i) La masse la plus élevée choisie par le postulant;
      2. (ii) La masse maximale de calcul (masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque condition applicable de charge structurale de ce chapitre est montrée);
      3. (iii) La masse la plus élevée à laquelle la conformité à chaque exigence de vol applicable de ce chapitre est montrée; ou
        (modifié 2009/05/11)
      4. (iv) La masse la plus élevée à laquelle il y a démonstration du respect des dispositions de 527.87 ou de 527.143c)(1), ou d'une combinaison des deux, si les masses et les conditions d'utilisation (altitude et température) prescrites par ces exigences ne peuvent être satisfaites; et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) Non inférieure à la somme de :
      1. (i) La masse à vide déterminée selon la 527.29;
      2. (ii) La masse de carburant utilisable, appropriée à l'utilisation prévue avec charge payante complète;
      3. (iii) La masse de toute la capacité d'huile; et
      4. (iv) Pour chaque siège, une masse d'occupant de 170 livres (77 kg) ou toute masse inférieure pour laquelle la certification est demandée.
  2. b) Masse minimale. La masse minimale (masse la plus faible à la quelle la conformité à chaque exigence applicable de ce chapitre est montrée) doit être établie de façon à être :
    1. (1) Non supérieure à la somme de :
      1. (i) La masse à vide déterminée selon la 527.29; et
      2. (ii) La masse de l'équipage minimal nécessaire à l'utilisation du giravion en supposant pour chaque membre de l'équipage une masse non supérieure à 170 livres (77 kg), ou toute masse inférieure choisie par le postulant ou incluse dans les instructions de chargement; et
    2. (2) Non inférieure à :
      1. (i) La masse la plus faible choisie par le postulant;
      2. (ii) La masse minimale de calcul (masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque condition applicable de charge structurale de ce chapitre est montrée); ou
      3. (iii) La masse la plus faible à laquelle la conformité à chaque exigence de vol applicable de ce chapitre est montrée.
  3. c) Masse totale avec charges externes largables. Une masse totale pour le giravion avec une charge externe fixée largable, qui est supérieure à la masse maximale établie selon le paragraphe a) de cette section peut être établie pour toute combinaison de charges du giravion si :
    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 527.865 ou des normes d'exploitation équivalentes;
    3. (3) La partie de la masse totale qui est supérieure à la masse maximale établie selon le paragraphe a) de cette section est constituée uniquement de la masse de toute ou partie de la charge externe largable;
    4. (4) Il est montré que les composants de structure du giravion ont satisfait aux exigences de structure applicables de cette part sous les charges et contraintes accrues causées par l'accroissement de la masse au-delà de celle établie selon le paragraphe a) de cette section; et
    5. (5) L'utilisation du giravion à une masse totale supérieure à la masse maximale certifiée établie selon le paragraphe a) de cette section est limitée par les limitations d'utilisation appropriées spécifiées à 527.865 a) et d) de ce chapitre.

    (M. à j. 527-4)

527.27 Limites de centrage

Les centrages extrêmes avant et arrière et, lorsqu'ils sont critiques, les centrages extrêmes latéraux doivent être établis pour chaque masse établie, selon la 527.25. Une telle limite ne doit pas aller au-delà :

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

527.29 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; et
    3. (3) Le plein des fluides de fonctionnement, comprenant :
      1. (i) L'huile;
      2. (ii) Le fluide hydraulique; et
      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.

527.31 Lest amovible

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

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

  1. a) Limites de vitesses du rotor principal. Une plage des 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 manoeuvre appropriée, et soit compatible avec le type de régulateur ou de synchronisateur utilisé, et
    2. (2) Sans puissance, elle permette l'exécution de chaque manoeuvre 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 le paragraphe e) de cette section, il doit être montré, 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. Ceci doit être obtenu par :
    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; ou
    3. (3) Un moyen adéquat pour avertir le pilote des vitesses dangereuses du rotor principal.
  3. c) Limites normales de petit pas du rotor principal (sans puissance). Il doit être montré, sans puissance, que :
    1. (1) 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; et
    2. (2) Il est possible d'éviter une survitesse du rotor sans habileté exceptionnelle de pilotage.
  4. d) Grand pas du rotor en secours. Si la butée grand pas du rotor principal est réglée pour satisfaire le paragraphe b)(1) de cette section, 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 audible, il doit également être équipé d'un moyen pour le pilote d'arrêter manuellement l'avertisseur audible avant que la condition de basse vitesse soit corrigée.

Performances

527.45 Généralités

  1. a) Sauf prescriptions contraires, les exigences de performances de ce sous-chapitre doivent être satisfaites en air calme et en atmosphère type.
  2. b) Les performances doivent correspondre à la puissance moteur disponible dans les conditions atmosphériques ambiantes particulières, la condition de vol particulière et l'humidité relative spécifiée aux paragraphes d) et e) de cette section, suivant le cas.
  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; et
    2. (2) De la puissance absorbée par les accessoires et les servitudes appropriés aux conditions atmosphériques ambiantes particulières et à la condition de vol particulière.
  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; et
    2. (2) 34%, à la température type plus 50°F (10°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.

527.49 Performances à la vitesse minimale d'utilisation

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  1. a) Pour les hélicoptères :
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    1. (1) Le plafond de vol stationnaire doit être déterminé dans toute la plage des masses, des altitudes et des températures pour lesquelles la certification est demandée, et ce :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      1. (i) à la puissance de décollage;
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      2. (ii) le train d'atterrissage sorti; et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      3. (iii) l'hélicoptère se trouvant dans l'effet de sol à une hauteur compatible avec les procédures normales de décollage; et
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) Le plafond de vol stationnaire déterminé selon l'alinéa a)(1) du présent article doit être au moins :
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      1. (i) pour les hélicoptères à moteurs à pistons, de 4 000 pieds à la masse maximale en atmosphère standard;
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
      2. (ii) pour les hélicoptères à moteurs à turbine, de 2 500 pieds d'altitude pression à la masse maximale à la température standard plus 22 °C (standard plus 40 °F).
        (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    3. (3) Les performances en vol stationnaire hors effet de sol doivent être déterminées dans toute la plage des masses, des altitudes et des températures pour lesquelles la certification est demandée, et ce, à la puissance de décollage.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  2. b) Pour les giravions autres que les hélicoptères, la vitesse ascensionnelle stabilisée à la vitesse minimale d'utilisation doit être déterminée dans toute la plage des masses, des altitudes et des températures pour lesquelles la certification est demandée, et ce :
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    1. (1) à la puissance de décollage; et (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) le train d'atterrissage sorti. (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

527.51 Décollage

Le décollage, à la puissance et régime de décollage, au centrage le plus critique et à la masse allant de la masse maximale au niveau de la mer à la masse à laquelle la certification de décollage est demandée, et ce, à chaque altitude couverte par le présent article :
(modifié 2009/05/11)

  1. a) ne doit pas exiger une habileté exceptionnelle de pilotage ou des conditions exceptionnellement favorables dans toute la plage des masses, des altitudes et des températures pour lesquelles la certification de décollage et d'atterrissage est demandée, et
    (modifié 2009/05/11)
  2. b) doit être fait de telle manière qu'un atterrissage puisse être fait sans danger en un point quelconque de la trajectoire de vol si un moteur tombe en panne. Cette démonstration doit être réalisée à l'altitude maximale pour laquelle la certification de décollage et d'atterrissage est demandée ou à une altitude-densité de 7 000 pieds, selon la moins élevée des deux.
    (modifié 2009/05/11)

527.65 Montée : tous les moteurs en fonctionnement

  1. a) Pour les giravions autres que les hélicoptères :
    1. (1) La vitesse ascensionnelle stabilisée à VY, doit être déterminée :
      1. (i) Avec la puissance maximale continue sur chaque moteur;
      2. (ii) Avec le train d'atterrissage rentré; et
      3. (iii) Pour les masses, altitudes et températures pour lesquelles la certification est demandée; et
    2. (2) Le gradient de montée à la vitesse ascensionnelle déterminée conformément au paragraphe a)(1) de cette section, doit être soit :
      1. (i) Au moins 1/10 si la distance horizontale exigée pour le décollage et le franchissement d'un obstacle de 50 pieds est déterminée pour chaque masse, altitude et température de la plage pour laquelle la certification est demandée; soit
      2. (ii) Au moins 1/6 dans les conditions types du niveau de la mer.
  2. b) Chaque hélicoptère doit satisfaire aux exigences suivantes :
    1. (1) VY doit être déterminée :
      1. (i) Pour les conditions types du niveau de la mer;
      2. (ii) À la masse maximale; et
      3. (iii) Avec la puissance maximale continue sur chaque moteur.
    2. (2) La vitesse ascensionnelle stabilisée doit être déterminée :
      1. (i) À la vitesse de montée, inférieure ou égale à VNE, choisie par le postulant;
      2. (ii) [Dans la plage s'étendant du niveau de la mer jusqu'à l'altitude maximale pour laquelle la certification est demandée;
      3. (iii) Pour les masses et températures qui correspondent à la plage d'altitude énoncée au paragraphe b)(2)(ii) de cette section et pour lesquelles la certification est demandée; et
      4. (iv) Avec la puissance maximale continue sur chaque moteur.

    (M. à j. 527-4)

527.67 Montée : un moteur en panne

Pour les hélicoptères multimoteurs, la vitesse verticale stabilisée de montée (ou de descente) à VY (ou à la vitesse correspondant à la vitesse minimale verticale de descente), doit être déterminée avec :

  1. a) La masse maximale;
  2. b) Le moteur critique en panne et les autres moteurs fonctionnant soit :
    1. (1) À la puissance maximale continue et, pour les hélicoptères pour lesquels la certification pour la puissance 30 minutes OEI est demandée, à la puissance 30 minutes OEI : ou
    2. (2) À la puissance continue OEI pour les hélicoptères pour lesquels la certification pour la puissance continue OEI est demandée.

    (M. à j. 527-1 (89-01-01))

527.71 Performances en autorotation

(modifié 2009/05/11)

Pour les hélicoptères monomoteurs et tous les hélicoptères multimoteurs qui ne satisfont pas aux exigences d'isolement moteur du chapitre 529 de ce manuel applicables à la catégorie A, la vitesse-air correspondant au taux de descente minimal et la vitesse-air correspondant au meilleur angle de plané doivent être déterminées en autorotation à :

  1. a) la masse maximale; et
  2. b) le(s) régime(s) du rotor sélectionné(s) par le postulant.

(modifié 2009/05/11)

527.75 Atterrissage

  1. a) Le giravion doit pouvoir atterrir sans accélération verticale excessive, ni tendance aux rebonds, au capotage, au cheval de bois, au marsouinage, ou au cheval de bois à flot, et sans habileté exceptionnelle de pilotage, ni conditions exceptionnellement favorables, avec :
    1. (1) Des vitesses d'approche ou d'autorotation appropriées au type de giravion et choisies par le postulant;
      (modifié 2009/05/11)
    2. (2) L'approche et l'atterrissage faits :
      (modifié 2009/05/11)
      1. (i) Sans puissance pour les giravions monomoteurs, à partir d'une autorotation stabilisée; ou
        (modifié 2009/05/11)
      2. (ii) Avec un moteur en panne pour les giravions multimoteurs, chaque moteur en marche fonctionnant dans les limitations opérationnelles approuvées, et à partir d'une approche stabilisée avec un moteur en panne.
        (modifié 2009/05/11)
    3. (3) L'approche et l'atterrissage amorcés à partir d'une autorotation stabilisée.
  2. b) Les giravions multimoteurs doivent pouvoir atterrir sans danger après une perte complète de puissance dans des conditions normales d'utilisation.

527.87 Domaine des hauteurs-vitesses

(modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

  1. a) S'il existe une combinaison quelconque de hauteur et de vitesse d'avancement (y compris le vol stationnaire) dans laquelle un atterrissage sans danger ne peut être fait dans la condition applicable de la perte de puissance du paragraphe b) du présent article, un domaine limite de hauteur-vitesse doit être établi (comprenant toutes les informations correspondantes) pour cette condition, dans les plages :
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    1. (1) d'altitudes, à partir des conditions standards au niveau de la mer jusqu'à l'altitude maximale possible du giravion ou jusqu'à 7 000 pieds, selon la moins élevée des deux; et
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) des masses, à partir de la masse maximale (au niveau de la mer) jusqu'aux masses inférieures choisies par le postulant pour chaque altitude couverte par l'alinéa (1) du présent paragraphe. Pour les hélicoptères, la masse aux altitudes au-dessus du niveau de la mer ne doit pas être moindre que la masse maximale ou la masse la plus forte permettant le vol stationnaire hors effet de sol, selon la moins élevée des deux.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
  2. b) Les conditions applicables de perte de puissance sont :
    (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    1. (1) pour les hélicoptères monomoteurs, autorotation complète;
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    2. (2) pour les hélicoptères multimoteurs, un moteur en panne (lorsque les caractéristiques d'isolement du moteur assurent un fonctionnement continu des autres moteurs), et le ou les autres moteurs fonctionnant dans les limites approuvées et à la puissance minimale installée répondant aux spécifications qui est disponible dans la combinaison la plus critique de température ambiante et d'altitude pression approuvées se traduisant par une altitude-densité de 7 000 pieds ou à l'altitude maximale à laquelle l'hélicoptère peut évoluer, selon la moins élevée des deux; et
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)
    3. (3) pour les autres giravions, selon les conditions appropriées au type.
      (modifié 2009/05/11; pas de version précédente)

Caractéristiques de vol

527.141 Généralités

Le giravion doit :

  1. a) Excepté comme spécifiquement exigé dans la section applicable, satisfaire aux exigences des caractéristiques de vol de ce sous-chapitre :
    1. (1) Aux altitudes et températures envisagées en utilisation;
    2. (2) Dans toute condition de chargement critique à l'intérieure 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, de puissance et de régime rotor pour laquelle la certification est demandée; et
    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 satisfaisant aux exigences d'isolement moteur pour la catégorie transport A, du chapitre 529 de ce manuel;
    2. (2) Perte soudaine et complète de puissance sur tous les autres giravions; et
    3. (3) Pannes soudaines et complètes du système de commande, spécifiées dans le 527.695 de ce chapitre; et
  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 en hélicoptère sont contenues dans l'appendice B de ce chapitre.

527.143 Contrôlabilité et manoeuvrabilité

  1. a) Le giravion doit être contrôlable et manoeuvrable sans danger :
    1. (1) Pendant le vol stabilisé; et
    2. (2) Pendant toute manoeuvre appropriée au type, incluant :
      1. (i) Le décollage;
      2. (ii) La montée;
      3. (iii) Le vol en palier;
      4. (iv) Les virages;
      5. (v) L'autorotation;
        (modifié 2009/05/11)
      6. (vi) L'atterrissage (avec puissance ou sans puissance); et
      7. (vii) Reprise du vol avec puissance à partir d'une approche manquée en autorotation.
  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; et
    4. (4) Sans puissance (à l'exception des hélicoptères démontrant la conformité au paragraphe f) de cette section) et avec puissance.
      (modifié 2009/05/11)
  3. c) Des vitesses de vent allant de 0 à au moins 17 kt, provenant de toutes les direction, pour lesquelles le giravion peut être utilisé sans perte de contrôle au sol ou près du sol dans toute manoeuvre appropriée au type (telle que décollage avec vent de travers, vol de côté et vol vers l'arrière) doivent être établies :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) 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 ou 7 000 pieds d'altitude-densité, en retenant la plus faible de ces valeurs, avec :
      (modifié 2009/05/11)
      1. (i) Masse critique;
        (modifié 2009/05/11)
      2. (ii) Centrage critique;
        (modifié 2009/05/11)
      3. (iii) Régime rotor critique;
        (modifié 2009/05/11)
    2. (2) Pour toute altitude-densité de décollage et d'atterrissage supérieure à 7 000 pieds, avec :
      (modifié 2009/05/11)
      1. (i) Masse choisie par le demandeur;
        (modifié 2009/05/11)
      2. (ii) Centre de gravité critique; et
        (modifié 2009/05/11)
      3. (iii) Régime rotor critique.
        (modifié 2009/05/11)
  4. d) Des vitesses de vent allant de 0 à au moins 17 kt, 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) Masse choisie par le demandeur;
      (modifié 2009/05/11)
    2. (2) Centre de gravité critique;
      (modifié 2009/05/11)
    3. (3) Régime rotor choisi par le demandeur; et
      (modifié 2009/05/11)
    4. (4) 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)
  5. e) Le giravion, après :
    1. (1) panne d'un moteur, dans le cas d'un giravion multimoteur qui satisfait aux exigences d'isolement moteur de la catégorie transport A,
    2. (2) la perte complète 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 doit être inférieur à :
      1. (i) Pour la condition de croisière, une seconde ou le temps de réaction normal du pilote (en prenant la plus grande des deux); et
      2. (ii) Pour toute autre condition, le temps de réaction normal du pilote.
  6. f) Pour les hélicoptères pour lesquels une VNE (sans puissance) est établie selon le 527.1505 c), la conformité aux exigences suivantes doit être démontrée, avec la masse critique, le centrage critique et le régime rotor critique :
    1. (1) L'hélicoptère doit être ralenti d'une manière sûre à VNE (sans puissance), sans habileté exceptionnelle du pilote, 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.

527.151 Commandes de vol

  1. a) Les commandes longitudinale, latérale, directionnelle et du collectif ne doivent pas présenter une réaction, une friction, ou une 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.

527.161 Commande de compensation

La commande de compensation :

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

527.171 Stabilité : généralités

Le giravion doit être pilotable, sans fatigue ou efforts anormaux du pilote, dans toutes les manoeuvres normales pendant une période de temps aussi longue que celle envisagée en utilisation normale. Au moins trois atterrissages et trois décollages doivent être faits pendant cette démonstration.

527.173 Stabilité statique longitudinale

  1. a) La commande cyclique longitudinale doit être conçue de façon que, un mouvement vers l'arrière de la commande soit nécessaire pour obtenir une vitesse-air inférieure à la vitesse 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 manoeuvres spécifiées dans la 527.175 a) à d), la pente de la courbe de position de commande en fonction de la vitesse-air 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)
  3. c) Pendant la manoeuvre spécifiée dans la 527.175 d), la courbe de position de commande longitudinale en fonction de la vitesse peut avoir une pente négative à l'intérieur de la plage des vitesses spécifiées si le déplacement négatif n'est pas supérieur à 10% du déplacement total de la commande.

527.175 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 VY+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; et
    5. (5) Le giravion compensé à VY.
  2. b) Croisière. La stabilité longitudinale statique 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; et
    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 longitudinale statique doit être montrée à des vitesses allant de VNE -20 kt à VNE, avec :
    (modifié 2009/05/11)
    1. (1) La masse critique;
      (modifié 2009/05/11)
    2. (2) Le centrage critique;
      (modifié 2009/05/11)
    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)
    4. (4) Le train d'atterrissage rentré; et
      (modifié 2009/05/11)
    5. (5) Le giravion compensé à VNE -10 kt.
      (modifié 2009/05/11)
  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, et avec :
      (modifié 2009/05/11)
      1. (i) La masse critique;
        (modifié 2009/05/11)
      2. (ii) Le centrage critique;
        (modifié 2009/05/11)
      3. (iii) Le train d'atterrissage sorti; et
        (modifié 2009/05/11)
      4. (iv) Le giravion compensé à la vitesse-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)
      1. (i) La masse critique;
        (modifié 2009/05/11)
      2. (ii) Le centrage critique;
        (modifié 2009/05/11)
      3. (iii) Le train d'atterrissage rentré; et
        (modifié 2009/05/11)
      4. (iv) Le giravion compensé à la vitesse de meilleur angle de plané.
        (modifié 2009/05/11)

    (M. à j. 527-4)

527.177 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 527.175a), b) et c). 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 527.351;
      (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)

Caractéristiques de manoeuvrabilité au sol et à flot

527.231 Généralités

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

527.235 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.

527.239 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.

527.241 Résonance au sol

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

Exigences de vol diverses

527.251 Vibrations

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