bg_0490oxford_glazkov / oxford_doc / glava7

Глава 7

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

Содержание

ВВЕДЕНИЕ 145

ПРОВЕРКИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ 146

НАТЯЖЕНИЕ КАБЕЛЯ 146

ТЕМПЕРАТУРНАЯ КОМПЕНСАЦИЯ 147

БЕЗОПАСНОСТЬ И ФИКСАЦИЯ 147

ДИАПАЗОН ПЕРЕСЕЩЕНИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ 148

ТРЕНИЕ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ 148

ЛЮФТ 148

ФИКСАТОРЫ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ 148

ДВОЙНАЯ ИНСПЕКЦИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ 149

СИГНАЛИЗАЦИЯ ВЗЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ 149

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА 149

ЗАКРЫЛКИ НА ЗАДНЕЙ КРОМКЕ 149

МЕХАНИЗАЦИЯ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ КРЫЛА 152

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТОРМОЗА 154

ТИПИЧНАЯ СИСТЕМА ПОЛЕТНОГО СПОЙЛЕРА 155

РАБОТА СПОЙЛЕРА 156

РАБОТА АВТОМАТИЧЕСКИХ НАЗЕМНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТОРМОЗОВ 156

ПРИЛОЖЕНИЕ А 157

Рис. 7.1. Органы управления самолетом – общая схема расположения

ВВЕДЕНИЕ

Перемещение поверхностей управления самолета в соответствии с перемещением органов управления в кабине, может осуществляться следующими способами:

• Механически. Поверхности управления напрямую соединены с органами управления в кабине с помощью системы кабелей, тяг, рычагов и цепей.

• Гидравлически. Поверхности управления перемешаются с помощью гидравлической энергии. Контрольный клапан может иметь механическое управление.

• Электрически. При перемещении органов управления в кабине посылаются электрические сигналы на поверхности управления. Перемещение органов управления может осуществляться гидравлически.

На рис. 7.2 изображена ручная система управления рулем высоты для легкого самолета, где показаны основные неотъемлемые компоненты.

Рис. 7.2. Система управления рулем высоты

Управление креном осуществляется с помощью элеронов. Поворот рулевого колеса вправо вызывает перемещение вверх правого элерона и перемещение вниз левого элерона, что создает правый крен.

Управление рысканием осуществляется с помощью руля направления. Перемещение правой педали руля направления вперед вызывает перемещение руля вправо и изменение курса самолета вправо. Перемещения осуществляются с помощью кабелей, тянуще-толкающих тяг и цепей, аналогичных системе руля высоты.

Основные органы управления полетом в ручной системе управления являются реверсивными. Это означает, что сила, приложенная к органу управления в кабине, будет перемещать поверхность управления, и наоборот, сила, приложенная к поверхности управления, будет вызывать перемещение органа управления в кабине. Это означает, что давление воздуха на поверхности управления передается пилоту через органы управления. Это не относится к полностью силовым органам управления. Силовые органы управления являются нереверсивными, т.е., нагрузка, приложенная к поверхности управления, не может вызвать перемещение органа управления в кабине, и система не дает реального ощущения.

ПРИМЕЧАНИЕ: Частично силовые органы управления сохраняют реальные ощущения, если нагрузки на поверхности достаточно высоки, и являются реверсивными.

Из-за отсутствия реальных ощущений необходимо внедрить их в систему искусственно. Автомат загрузки должен повышать нагрузку на орган управления в кабине пропорционально скорости. [Ручной триммер является нереверсивным, если его положение было задано с помощью штурвала управления, оно не может быть изменено от нагрузки на триммер].

ПРОВЕРКИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Во время обслуживания и после любых регулировок в системе управления полетом, требуется выполнение различных проверок. В некоторых случаях от пилотов может потребоваться выполнить часть этих проверок. Существуют следующие основные виды проверок системы управления:

• Натяжение кабеля;

• Безопасность и фиксация органов управления;

• Диапазон перемещения органов управления (свободное перемещение и правильность восприятия при работе);

• Трение в системе;

• Люфт в системе.

НАТЯЖЕНИЕ КАБЕЛЯ

Важно иметь правильное натяжение кабелей управления. Если натяжение слишком низкое, кабели будут ослаблены, что приведет к излишнему перемещению кабелей, а если натяжение слишком высокое, органы управления будет сложно перемещать. Натяжение кабеля регулируется с помощью винтовых муфт и измеряется тензиметром.

Рис. 7.3. Бочкообразная винтовая натяжная муфта

На рис. 7.3. представлена типичная натяжная муфта. Она состоит из центральной бочки и двух соединительных частей (фитингов), к которым присоединены концы кабеля.

Натяжение кабеля измеряется тензиметром. Иллюстрация простого тензиметра приведена на рис. 7.4.

Рис. 7.4. Простой тензиметр

ТЕМПЕРАТУРНАЯ КОМПЕНСАЦИЯ

При проверке натяжения кабеля, необходимо делать допуск на температуру, и правильная величина натяжения кабеля используется в соответствии с наружной температурой. Изменения температуры влияют на длину кабелей и конструкции самолета, но, т.к. они изготовлены из различных материалов, степень удлинения будет различной. Для конструкции самолета из нормального алюминиевого сплава со стальными кабелями управления увеличение температуры вызовет в большей степени расширение алюминиевого сплава, чем стальных кабелей, что вызовет увеличение их натяжения. У некоторых самолетов в системе управления установлен температурный компенсатор. Он автоматически поддерживает правильное натяжение при изменении температуры.

Рис. 7.5. Температурный компенсатор

БЕЗОПАСНОСТЬ И ФИКСАЦИЯ

После правильной установки натяжения кабеля, натяжная муфта должна пройти проверку на безопасность. Это означает, что между центральной частью муфты и концом фитинга должно быть выдержано достаточное количество витков резьбы, чтобы выдержать нагрузку, которая будет приложена к кабелю.

Для этого в натяжной муфте выполняются отверстия для инспекции. Чтобы отвечать безопасности, отверстие должно быть полностью заполнено резьбой конца фитинга. Это проверяется с помощью попытки провести твердый стержень через отверстие для инспекции.

Некоторые типы натяжных муфт не оборудованы такими отверстиями, они должны проверяться на безопасность визуально: снаружи бочки не должно быть видно более трех витков резьбы конца фитинга.

Когда натяжение задано правильно и муфта прошла проверку на безопасность, она должна быть зафиксирована для предотвращения любых изменений натяжения при работе системы управления. Вибрация может вызвать вращение бочки муфты и ослабление натяжение кабеля. Натяжная муфта должна быть зафиксирована для предотвращения любого вращения бочки относительно концов фитингов.

Рис. 7.6. Натяжная муфта с проволочной контровкой

Самым распространенным методом фиксации является проволочная контровка, но применяются и многие другие системы, например контровочные клипсы и пластины и др.

ДИАПАЗОН ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

Перемещение каждой поверхности управления в каждую сторону от своего нейтрального положения определено и достижимо во всем диапазоне эксплуатационных условий. Перемещение может быть неодинаковым в каждую сторону от нейтрального положения, например, руль высоты обычно имеет большее отклонение вверх, чем вниз. Лимит перемещения поверхности управления определяется механическим стопором. Стопор, который ограничивает перемещение поверхности управления, называется первичным ограничителем.

Стопор, который ограничивает перемещение колонки управления или педалей руля направления, называется вторичным ограничителем; когда первичный ограничитель закрыт, будет существовать небольшой зазор на вторичном ограничителе.

ТРЕНИЕ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ

Трение в системе управления будет определять силу, требуемую для перемещения органов управления, когда самолет неподвижен. В полете усилия на орган управления будут увеличиваться из-за воздушных нагрузок на поверхности управления. Если нагрузки от трения слишком высоки, ощущения восприятия органов управления с изменением воздушной скорости будут искажены. Трение в системе управления измеряется с помощью присоединения пружинного динамометра к органу управления и перемещения его по всему рабочему диапазону. Избыточное трение в органах управления может быть вызвано чрезмерным натяжением кабелей или недостатком смазки в подшипниках.

ЛЮФТ

В системе управления не должно быть люфта. Люфт – это свободное или неэффективное перемещение органа управления в кабине при реверсивном направлении перемещения. Он может быть индикатором наличия износа или неправильных компонентов в системе управления.

ФИКСАТОРЫ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

Когда самолет припаркован на стоянке, сильный или порывистый ветер может воздействовать на поверхности управления против их стопоров с достаточной силой, чтобы вызвать механические повреждения. Для предотвращения этого устанавливаются фиксаторы органов управления. Они могут быть внешними или внутренними и могут быть установлены как на поверхности, так и на органы управления. Если они установлены на органы управления в кабине, фиксаторы могут быть устроены так, что невозможно будет открыть дроссель, не сняв их.

Следует заметить, что для поверхностей с серво управлением перемещение органов управления в кабине возможно при установленных внешних фиксаторах. Аналогично и для поверхностей с пружинным сервокомпенсатором, некоторое перемещение органов управления в кабине будет возможным с установленными внешними фиксаторами, но управление будет ощущаться очень тугим.

ДВОЙНАЯ ИНСПЕКЦИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

Из-за жизненной важности системы управления, в Технических Нормах предписано выполнять процедуру двойной инспекции данной системы. (BCAR Section 5). Они требуют, при любом вмешательстве в систему управления, система должна быть проинспектирована отдельно двумя квалифицированными специалистами перед допуском самолета к полету. В некоторых обстоятельствах вторым инспектирующим может быть пилот. Выдержка из BCAR’s с описанием процедур двойной инспекции приведена в Приложении А. Примечание: BCAR – British Civil Aviation Requirements – британские нормы гражданской авиации - сохраняют свою актуальность до настоящего времени.

СИГНАЛИЗАЦИЯ ВЗЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ

Сигнализация взлетной конфигурации приведена в состояние готовности, когда самолет находится на земле и руд перемещены на прямую взлетную тягу. Немедленное срабатывание звуковой сигнализации произойдет при возникновении некоторых или всех из нижеперечисленных условий:

• Положение стабилизатора вне безопасного диапазона;

• Закрылки (механизация задней кромки крыла )не установлены во взлетное положение;

• Предкрылки (механизация передней кромки крыла) не установлены во взлетное положение;

• Рычаг аэродинамического тормоза не в нижнем положении;

• Не все двери полностью установлены на замки;

• Органы управления не полностью разблокированы (на самолете установлены внешние фиксаторы органов управления).

Сигнализация исчезнет при исправлении всех неправильных настроек.

Непрерывная сигнальная сирена предупреждает пилотов, когда самолет находится в посадочной конфигурации, и какая-либо стойка шасси не выпушена и не установлена на замки. Сирена сигнализации шасси также активируется от положения закрылков и РУД.

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА

Большинство реактивных транспортных самолетов оборудованы механизацией передней и задней кромок крыла, которая увеличивает коэффициенты подъемной силы, чтобы способствовать созданию самолетом больших величин подъемной силы на низких скоростях для взлета и посадки. На небольших самолетах обычно устанавливаются только закрылки на задней кромке.

ЗАКРЫЛКИ НА ЗАДНЕЙ КРОМКЕ

Существует много вариаций конструкции закрылков, которые увеличивают и подъемную силу, и сопротивление в различных соотношениях. Самым популярным типом для легких самолетов является плоский или закрылок изменяемой кривизны, а для больших транспортных самолетов применяются щелевые выдвижные закрылки. См. рис. 7.7.

Рис. 7.7. Закрылки на задней кромке

Типичная система закрылка на задней кромке показана на рис. 7.8.

При работе селектора в кабине вырабатывается входной сигнал для компьютеров предкрылков/закрылков, которые управляют, отслеживают и тестируют работу закрылков. Гидромеханический силовой агрегат с электрическим управлением приводит трансмиссию, которая перемещает закрылки. Позиция закрылков отображается на дисплее в кабине, закрылки имеют защиту от несимметричной работы, отклонения, нежелательного перемещения и превышения скорости перемещения. В случае выявления превышения крутящего момента устанавливаются ограничивающие выключатели, которые останавливают работу.

Система разгрузки закрылков (Load Relief System – LRS) или ограничитель нагрузки выпускает закрылки в среднее положение, если воздушная скорость превышает расчетную и автоматически возвращает их в полностью выпущенное положение, если воздушная скорость падает ниже этого расчетного лимита.

В случае отказа основной системы управления аварийную работу закрылков можно осуществлять с помощью альтернативного гидравлического источника или электромотора, который приводит редуктор задней кромки, управляющий зубчатой передачей.

Рис. 7.8. Закрылки задней кромки

МЕХАНИЗАЦИЯ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ КРЫЛА

Механизация может состоять из предкрылков, щитков Крюгера или предкрылков изменяемой кривизны, а также их комбинации, как, например, на самолете В747, где для внутренней секции применяются щитки Крюгера, а для внешней – предкрылки изменяемой кривизны. Щитки Крюгера и предкрылки работают от гидросистемы или от моторов на воздушной турбине и управляются с помощью рычага закрылков. На рис. 7.10 показаны три типа механизации передней кромки.

Щитки Крюгера являются шарнирными поверхностями, которые выпускаются от вращения сверху вниз от нижней поверхности передней кромки крыла. Предкрылки представляют собой секции передней кромки, которые выпускаются вперед для создания профилированной щели в зависимости от установки закрылков.

Механизация передней кромки выпускается, когда механизация задней кромки крыла выпущена. Щитки выпускаются полностью и предкрылки устанавливаются в среднее положение (в зависимости от типа самолета), когда закрылки перемещаются в промежуточное положение, когда закрылки полностью опускаются, предкрылки выпускаются полностью. При уборке закрылков последовательность обратная.

Резервная гидросистема осуществляет альтернативное управление механизацией передней кромки, а в случае с питанием от мотора с воздушной турбиной – электрическая резервная система. Механизация передней кромки будет полностью выпущена. От типа самолета зависит наличие возможности выпустить механизацию передней кромки с помощью альтернативной системы.

Система автоматического выпуска предкрылков может быть встроенной и будет автоматически выпускать закрылки из промежуточного положения в полное. Данная система будет работать, если самолет достигает критического угла атаки (срыва потока) и предкрылки выпущены не полностью.

Типичная индикация положения закрылков и предкрылков/щитков показана ниже: слева электронный дисплей, а справа аналоговый от более старого самолета.

Рис. 7.9. Типичные электронный и аналоговый индикаторы

Рис. 7.10. Механизация передней кромки крыла

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТОРМОЗА

Аэродинамические тормоза могут состоять из полетных и наземных спойлеров. Рычаг аэродинамического тормоза управляет миксером спойлера, который задает положение блоков управления полетным спойлером, регуляторов мощности (PCU’s) и управляющего клапана наземного спойлера. Поверхности приводятся от гидравлической энергии, которая подается на PCU’s или приводы на каждой поверхности. Наземные спойлеры работают только на земле благодаря отсечному клапану, который остается закрытым до того, как от работы шасси не активируется концевик «вес на колесах».

Когда элероны находятся в нейтральном положении, применение аэродинамических тормозов вызовет одинаковый выпуск полетных спойлеров.

Когда аэродинамические тормоза применяются на земле, выпускаются наземные спойлеры. Перемещение рычага управления аэродинамического тормоза создает входной сигнал для миксера спойлера через механическую систему.

Миксер спойлера передает сигналы на управляющий клапан наземного спойлера и на приводы полетного спойлера.

Отсечной клапан наземного спойлера, который установлен в гидравлической системе дальше по потоку за клапаном управления спойлером, работает от концевика «вес на колесах».

Управление аэродинамическим тормозом может также осуществляться от привода рычага электрической системы. В состоянии готовности привод переместит рычаг управления аэродинамическим тормозом в положение полного выпуска, выпуская наземный и полетный спойлеры, когда шасси раскручивается при касании.

Если РУД двигателя снова взводятся при посадочном пробеге, привод сработает на прерванную посадку и опустит наземный и полетный спойлеры.

Рис. 7.11. Типичная система аэродинамического тормоза/гасителя подъемной силы

Рис. 7.12. Селектор аэродинамического тормоза

ТИПИЧНАЯ СИСТЕМА ПОЛЕТНОГО СПОЙЛЕРА

Два полетных спойлера расположены на верхних поверхностях каждого полукрыла. Внешние спойлеры приводятся одной гидросистемой, а внутренние – другой. Гидравлическим давлением отсечных клапанов управляют два переключателя полетных спойлеров.

Полетные спойлеры активируются гидравлически в соответствии с перемещением органов управления элеронами. Миксер спойлера, соединенный с системой управления элеронов, управляет гидравлическими PCUs на каждой панели спойлера для обеспечения пропорционального перемещения спойлера и элерона. Полетные спойлеры поднимаются вверх на крыле при поднятии элерона и остаются убранными при опускании элерона.

РАБОТА СПОЙЛЕРА

При вращении руля элерона сигналы крена передаются на блок управления мощностью системы управления полетом через кабели.

Перемещение блока управления мощностью элерона приводит элероны и одновременно передается сигнал крена на миксер спойлера.

Вращение механизма на выходе миксера спойлера активирует клапаны управления для подъема спойлеров (при подъеме элерона).

Вертикальное вращение приводов спойлера обеспечивает обратную связь для отмены входного сигнала на клапаны управления при достижении желаемого отклонения спойлера. Такая обратная связь позволяет выставлять полетные спойлеры на любой промежуточный угол в диапазоне между убранным и полностью выпущенным положениями. Таким образом полетные спойлеры помогают элеронам в обеспечении поперечного управления.

Клапаны с приводом от электромотора управляют гидравликой полетного спойлера. Они расположены в системе энергоснабжения органов управления и позволяют изолировать спойлеры, если потребуется. Индивидуальный контроль над клапанами осуществляют два переключателя. Полетные спойлеры продолжают обеспечивать поперечное управление, когда используются как аэродинамические тормоза и будут увеличивать крен, т.е. если аэродинамические тормоза активированы, и самолету задается правый крен, правые спойлеры будут отклоняться на больший угол, а левые спойлеры будут оставаться в положении, требуемом для аэродинамического торможения.

РАБОТА АВТОМАТИЧЕСКИХ НАЗЕМНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТОРМОЗОВ

Работа является функцией следующих входных сигналов:

• Рычаг управления воздушного тормоза во взведенном положении. Взведение рычага воздушного тормоза приводит к автоматическому подъему полетных и наземных спойлеров.

• Антиблокировочная система (раскрутка колеса). Антиблокировочная система будет посылать электрические сигналы на реле частоты вращения каждого колеса. Комбинация сигналов раскрутки колеса (при касании) по двум параллельным контурам будет активировать привод воздушного тормоза для перемещения рычага тормоза в положение выпуска, поднимая спойлеры.

• Индикация воздух/земля. Если оба антиблокировочных канала неработоспособны при касании, контуры индикации воздух/земля будут активировать систему при обжатии стойки шасси.

• Положения РУД. Замедление (уменьшение угла установки) РУД при касании будет действовать на рычаг воздушного тормоза для выпуска спойлеров.

• Работа реверса. Система реверса с помощью механической связи воздействует на рычаг аэродинамического тормоза, подается питание на реле, которое обеспечивает энергию в систему воздушного тормоза, выпускаются спойлеры.

• Защита от превышения IAS (приборной воздушной скорости). Существует система автоматической защиты для предотвращения выпуска в случае превышения IAS.

Система имеет возможность «ухода на второй круг», когда при раскрутке колеса после замедления скорости или увеличении угла РУД все спойлеры будут убраны.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

ОРГАНЫ НАДЗОРА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ

1. ВВЕДЕНИЕ. Целью данной брошюры является обеспечение справочного материала и инструкций по процедурам инспекции систем управления: ручных, частично или полностью силовых. Брошюра должна быть прочитана совместно с соответствующими одобренными иллюстрациями и руководствами, касающимися самолета.

2. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ. Система управления определяется как система, с помощью которой изменяется высота полета или сила тяги самолета.

   1. Для двойной инспекции (см. параграф 2.2.) система управления полетом включает основные поверхности управления, устройства создания сопротивления и подъемной силы, системы триммирования и автомата загрузки, совместно с системами блокировки органов управления и соответствующими рабочими механизмами и регуляторами. Для вертолета система управления включает механизмы, используемые пилотом для контроля общего шага, циклического шага и рыскания. Система управления двигателем включает первичные органы управления и зависимые системы (т.е. регуляторы дросселя, топливных кранов, масляного охлаждения) и механизмы, применяемые экипажем для работы.

   2. Двойная инспекция. Двойная инспекция важного объекта/системы управления определяется как инспекция, которая первый раз выполняется и сертифицируется одним квалифицированным специалистом с последующим выполнением и сертификацией другим квалифицированным специалистом.

ПРИМЕЧАНИЕ: Важный объект. Любой объект на самолете, где однократная неправильная сборка может привести к катастрофе, т.е. привести к потере самолета и/или человеческим жертвам (см. BCAR Section A, Chapter A5-3).

1. Компоненты, системы или важные объекты, подлежащие двойной инспекции, не должны претерпевать вмешательство или перерегулировку между первым и вторым этапом инспекции. Этапы инспекции должны выполняться как можно ближе друг к другу, незамедлительно следовать один за другим.

2. При некоторых обстоятельствах из-за специфичности сборки или доступа может возникнуть необходимость одновременного выполнения обоих этапов инспекции.

1. ИНСПЕКЦИЯ КОМПОНЕНТОВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

   1. Компоненты системы управления, скрытые во время сборки на стенде перед установкой, должны проходить двойную инспекцию при сборке во время производства, ремонта или восстановления.

   2. Оба этапа двойной инспекции и результаты любых проверок, выполненных во время и после финальной сборки, должны быть сертифицированы в Протоколе Инспекции для соответствующей детали.

2. ДВОЙНАЯ ИНСПЕКЦИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

   1. Двойная инспекция системы управления на самолете должна выполняться (а) перед первым полетом всех самолетов после первоначальной сборки, (b) перед первым полетом после ремонта, замены, восстановления, регулировки или модификации системы. Два этапа инспекции должны быть финальными и завершенными операциями, т.к. целью инспекции является установление целостности системы. Если после выполнения двойной инспекции перед первым полетом было осуществлено любое вмешательство в систему управления, та часть системы, в которую выполнено вмешательство, должна пройти двойную инспекцию перед полетом самолета (параграф 2.2.).

   2. В некоторых случаях может быть невозможно после полной сборки самолета проинспектировать все части системы, т.к. некоторые секции системы могут быть встроены и герметизированы при сборке. В таких случаях состояние и надежность любой герметичной секции должны быть установлены лицами, перечисленными в параграфе 5, до герметизации секции и подтвержден соответствующий Протокол Инспекции.

   3. Протокол Инспекции должен быть тщательно подготовлен, гарантируя, что любая двойная инспекция, требуемая на раннем этапе сборки, точно выполнена, что предотвращает ненужный демонтаж на поздних стадиях.

   4. Правильное функционирование систем управления всегда имеет огромное значение для летной годности. Важно также, чтобы лицензированные надлежащим образом авиационные инженеры и члены одобренных инспекторских организаций, ответственные за инспектирование или двойную инспекцию, были всесторонне ознакомлены с рассматриваемой системой. Инспекция должна выполняться систематически для гарантии, что каждая часть системы прошла правильную сборку и способна свободно работать во всем специфическом диапазоне перемещения без риска неполадок. Также важны правильная фиксация, очистка и смазка, работа с правильным откликом на перемещение органов управление в кабине.

3. ЛИЦА, АВТОРИЗОВАННЫЕ НА СЕРТИФИКАЦИЮ ДВОЙНЫХ ИНСПЕКЦИЙ

   1. Лица, одобренные для выполнения первого и второго этапа двойной инспекции системы управления в соответствии с BCAR Section A Chapter A6-2, перечислены ниже:

а) Авиационные инженеры, имеющие лицензию Категорий А, В, С и D;

b) Члены Одобренных Организаций, которые уполномочены начальником отдела технического контроля на выполнение таких инспекций в соответствии с Airworthiness Notice No. 3.