Бортовые вычислительные комплексы / курсач / Пособие / aviacionnye_pravila_ap25

201

202

ПРИЛОЖЕНИЕ В

203

204

ПРИЛОЖЕНИЕ С

Метеорологические условия обледенения определяются следующими параметрам водностью, среднеарифметическим диаметром капель, температурой наружного воздух протяженностью зоны обледенения.

(a) Максимальное длительное обледенение.

Определяется значениями водности, представленными на рис. 1 и 2, при горизонтал ной протяженности зоны обледенения от 32 до 200 км. в диапазоне температур наружно. воздуха и высот, приведенном на рис. 3. Для любой температуры наружного воздуха и гор зонтальной протяженности принимаются постоянными вертикальная протяженность облак равная 2000 м, и среднеарифметический диаметр капель, равный 20 мкм. Приведенные на рис. 1 значения водности являются максимальными на высотах выше 1200 м. На вые тах от 1200 до 500 м водность изменяется по линейному закону от соответствующих знач ний, представленных на рис. 1. до нуля на уровне моря, при этом на высотах мен 500 м водность принимается равной значению на высоте 500 м. (см. рис. 2).

(b) Максимальное кратковременное обледенение.

Определяется значениями водности, представленными на рис. 4, при горизонтально протяженности зоны обледенения от 5 до 10 км в диапазоне температур наружного во духа и высот, приведенном на рис. 5. Для любой температуры наружного воздуха прин мается постоянным среднеарифметический диаметр капель, равный 20 мкм.

206

условий (по требованию за-каз-чика)

Н.кн

Рис. 5. Зона возможного обледененля. опре.деляема'я высотой и температурой наружного воздуха, для условий максимального кратковременного обледенения. При tн.в=—30...—40 Х—зона возможного расширения условий (по требованию заказчика)

207

ПРИЛОЖЕНИЕ D

КРИТЕРИИ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СОСТАВА МИНИМАЛЬНОГО ЛЕТНОГО ЭКИПАЖА

При определении минимального летного экипажа учитывается следующее:

(a) Основные функции, влияющие на рабочую загрузку экипажа.

Учитываются следующие основные функции, влияющие на рабочую загрузку экипажа:

(1)Управление траекторией полета.

(2)Предупреждение столкновений.

(3)Навигация.

(4)Связь.

(5)Управление двигателями и системами самолета и контроль их работы.

(6)Командные решения.

(b)Факторы, влияющие на рабочую загрузку экипажа. При определении минимального летного

экипажа считаются важными для анализа и демонстрации рабочей загрузки следующие факторы:

(1)Доступность, легкость и простота использования всех необходимых органов управления самолетом, силовой установкой и оборудованием, в том числе кранов аварийного перекрытия подачи топлива, органов управления электрооборудованием, электронным оборудованием. системой регулирования давления и управления двигателями.

(2)Доступность и видимость всех необходимых приборов и сигнальных устройств, таких, как сигнализаторы пожара, отказа электросистемы и другие аналогичные сигнализаторы. Учитывается также, в какой степени указанные приборы или устройства способствуют правильным корректирующим действиям.

(3)Количество, неотложность и сложность эксплуатационных процедур с учетом порядка расхода топлива без нарушения центровки или других соображений, относящихся к летной годности, и возможности каждого двигателя питаться все время от одного бака или источника, который автоматически

пополняется при наличии топлива также в других баках.

(4)Степень и продолжительность концентрированных умственных и физических усилий в обычных условиях эксплуатации и при определении и устранении неисправностей и аварий.

(5)Объем необходимого контроля работы топливной и гидравлической систем, системы регулирования давления, электроснстемы., противообледенительной и других систем в полете.

(6)Действия, требующие от члена экипажа, чтобы он находился не на своем основном рабочем месте, которые включают в себя: наблюдение за системами, аварийное управление любым органом, аварийные действия в любом из отсеков.

(7)Степень автоматизации систем самолета, обеспечивающая для самолетных систем (после отказа или неисправности) автоматическое устранение или локализацию неисправностей для сведения к минимуму необходимых действий экипажа, связанных с по терей электрической или гидравлической энергии в

системах управления самолетом или других важных системах.

(8)Рабочая загрузка, связанная с навигацией и связью.

(9)Возможность увеличения рабочей загрузки в связи с любой аварийной ситуацией, которая может привести к другим аварийным ситуациям.

(10)Неспособность одного члена летного экипажа выполнять функции, если правила эксплуатации предусматривают наличие, как минимум, двух членов экипажа.

(с) Вид разрешенной эксплуатации.

Определение вида разрешенной эксплуатации требует рассмотрения правил эксплуатации, которые будут применяться в отношении данного самолета. Если заявитель не спрашивает утверждения более ограниченного вида эксплуатации, предполагается, что каждый самолет, сертифицированный в соответствии с требованиями, изложенными в данной части, будет эксплуатироваться а условиях полета по приборам.

208

ПРИЛОЖЕНИЕ Е

I—РАЗРЕШЕНИЕ НА ОГРАНИЧЕНИЕ ВЕСА ДЛЯ САМОЛЕТОВ, ОСНАЩЕННЫХ РАКЕТНЫМИ УСКОРИТЕЛЯМИ

(a) Каждый заявитель, претендующий на увеличение максимальных взлетного и посадочного весов, указанных в свидетельстве о летной годности для самолета, оснащенного ракетным ускорителем, на который выдано типовое свидетельство о летной годности, может получить разрешение на это увеличение в соответствии с требованиями пункта (b), указанного ниже, при условии, если:

(1)Установка ракетного ускорителя принята и в процессе летного испытания доказана безопасность

инадежность эксплуатации ракетного ускорителя и его системы управления при увеличении максимального веса.

(2)Разработана Инструкция по летной эксплуатации самолета или трафарет, надпись или другие

инструкции дополнительно ко всем эксплуатационным ограничениям, которые может потребовать Администрация; принято увеличение веса согласно этой инструкции и запрещена эксплуатация самолета при утвержденном увеличении веса в тех случаях. когда:

(i) установленные ракетные ускорители хранились или были установлены в течение более продолжительного периода, чем тот, который установлен изготовителем данного ракетного ускорителя и обычно бывает указан на корпусе двигателя, или

(ii) топливо ракетного ускорителя израсходовано или удалено.

(b) Принятые в настоящее время максимальные взлетный и посадочный веса, в соответствии с которыми самолету выдается свидетельство о летной годности без установки ракетного ускорителя, могут быть увеличены на величину, не превышающую:

(1)величину, равную в фунтах 0,0014IN, где I—максимальный используемый импульс в фунтахсекундах, получаемый от каждого ракетного ускорителя, а N—количество установленных ускорителей;

(2)величину, равную 5% максимального веса, указанного в свидетельстве и принятого в соответствии с приемлемыми Нормами летной годности, без установки ракетных ускорителей;

(3)величину, равную весу установки ракетного ускорителя;

(4)величину, которая вместе с принятым в настоящее время максимальным весом должна равняться максимальному весу конструкции, установленному для самолета, не оснащенного ракетными ускорителями.

11—РАЗРЕШЕНИЕ НА ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ. ОСНАЩЕННЫХ РАКЕТНЫМИ УСКОРИТЕЛЯМИ

Администрация может выдать разрешение на летные характеристики с учетом использования ракетного ускорителя на самолетах транспортной категории. Однако эти характеристики применимы только для максимальных взлетного и посадочного весов, указанных в свидетельстве о летной годности, взлетной дистанции и траекторий взлета и не могут превышать их, ибо, по мнению Администрации, это влияет на общий уровень безопасности в режимах взлета, захода на п осадку и посадки, эквивалентных предусмотренным правилами, в соответствии с которыми самолету было первоначально выдано свидетельство о летной годности без учета установки ракетною ускорителя. Под «ракетным ускорителем» в данном Приложении имеется в виду мощность или тяга, или то и другое, развиваемые двигателем в течение относительно короткого периода и используемые только D крайних случаях.

(1)Взлет. Общие положения. Взлетные данные, указанные в пунктах (2) и (3), должны быть определены для всех весов и высот и, если это необходимо, при температурах окружающего воздуха, для которых приемлемы летные характеристики.

(2)Траектория взлета.

(a)Траектория взлета с одним неработающим двигателем и с использованием ракетною ускорителя должна быть определена в соответствии с требованиями летных характеристик соответствующих Норм летной годности.

(b)Траектория взлета с одним неработающим двигателем (за исключением той части траектории,

где самолет находится на или непосредственно над поверхностью взлета), определенная в соответствии с требованиями пункта (а) настоящего параграфа, должна находиться над траекторией взлета с одним неработающим двигателем без применения ракетного ускорителя при максимальном весе, при котором удовлетворяются соответствующие требования Норм летной годности. В целях сравнения считается, что траектория полета простирается до высоты не менее 40U футов над поверхностью взлета.

(c) Траектория взлета со всеми работающими двигателями, по без применения ракетного ускорителя, должна отражать значительно больший общий уровень летных характеристик, чем траектория взлета с одним неработающим двигателем, установленная в соответствии с пунктом (я) данного параграфа. Запас должен устанавливаться Администрацией с учетом обеспечения безопасности повседневных полетов, но ни в коем случае не может быть менее 15%. Траектория взлета со всеми работающими двигателями должна определяться в порядке, установленном в соответствии с пунктом (а) настоящего параграфа.

(d) Для самолетов с поршневыми двигателями траектория взлета, указанная в Инструкции по летной эксплуатации, должна представлять собой траекторию взлета с одним неработающим двигателем, определяемую в соответствии с требованиями пункта (а) настоящего параграфа и измененную для отражения действий (см. пункт 6). Запас должен устанавливаться Администрацией с учетом обеспечения безопасности повседневных полетов, но ни в коем случае не может быть менее 15%. Траектория взлета со

209

всеми работающими двигателями должна определяться в порядке, установленном в соответствии с пунктом (а) настоящего параграфа.

(3) Взлетная дистанция. Взлетная дистанция должна быть горизонтальной дистанцией вдоль траектории взлета с одним неработающим двигателем, которая определяется в соответствии с требованиями пункта (2) (а) с момента начала взлета до той точки, где самолет достигает высоты 50 футов над поверхностью взлета для самолетов с поршневыми двигателями и высоты 35 футов над поверхностью взлета для самолетов с газотурбинными двигателями.

(4) Максимальные взлетные веса, указанные в свидетельстве.

Максимальные взлетные веса. которые указываются в свидетельстве, должны определяться для всех высот и температур окружающего воздуха (если это приемлемо), для которых принимаются летные характеристики, и не должны превышать весов, установленных в соответствии с требованиями пунктов (а)

и(b) настоящего параграфа.

(a)Условия пункта (2) (b) — (d) должны удовлетворяться при максимальном ззлетном весе, указанном в свидетельстве о летной годности.

(b)Самолет, не оснащенный ракетным ускорителем, должен удовлетворять всем требованиям полета по маршруту Норм летной годности, в соответствии с которыми самолету было первоначально выдано свидетельство о летной годности. Кроме того, газотурбинные самолеты, не оснащенные ракетными ускорителями, должны отвечать требованиям набора высоты на конечном участке траектории взлета, предусмотренным соответствующими Нормами летной годности.

(5)Максимальные посадочные веса, указанные в свидетельстве.

(a)Максимальные посадочные веса, указанные в свидетельстве (при заходе на посадку с одним

неработающим двигателем при наборе высоты в посадочной конфигурации со всеми работающими двигателями), должны быть установлены для всех высот и температур окружающего воздуха (если это приемлемо), для которых будут приняты летные характеристики, и не должны превышать весов, установленных в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа.

(b) При работе двигателей на режиме мощности или тяги, или тою и другого вместе, соответствующем конфигурации самолета, и при использовании ракетного ускорителя траектория полета должна находиться над траекторией полета без применения ракетного ускорителя при таком максимальном весе, для которого удовлетворяются все приемлемые требования Норм летной годности. Кроме того, траектории полета должны соответствовать требованиям подпунктов (i) и (ii) данного пункта:

(i) траектории полета должны устанавливаться без изменения конфигурации самолета;

(ii) траектория полета должна простираться минимум до высоты 400 футов над точкой включения ракетного ускорителя.

(6) Конфигурация самолета, скорость, мощность и тяга. Общие положения. Любое изменение в конфигурации самолета, скорости, мощности или тяге, или того и другого вместе, должно быть произведено в соответствии с действиями, установленными Заявителем для самолетов, находящихся в эксплуатации, и должно соответствовать требованиям пунктов (а) — (с) настоящего пункта.

Кроме того, должны быть установлены действия для случаев ухода на второй круг:

(a)Должно быть доказано Администрации, что эти действия могут выполняться членами экипажа средней квалификации.

(b)Действия не должны требовать использования методов или устройств, безопасность и надежность которых в эксплуатации не доказаны.

(c)Должны быть сделаны допуски на случаи задержек во времени при выполнении действий, которые вполне возможны в условиях эксплуатации.

(7)Установка и эксплуатация; ракетный ускоритель. Ракетный ускоритель и его установка должны соответствовать требованиям пунктов (а) и (b) настоящего параграфа.

(a)Ракетный ускоритель н его установка не должны неблагоприятно влиять на безопасность эксплуатации самолета.

(b)Должна быть доказана безопасность и надежность в эксплуатации ракетного ускорителя и его системы управления.

210

ПРИЛОЖЕНИЕ F

Часть I. КРИТЕРИИ И ПРОЦЕДУРЫ ИСПЫТАНИИ Д:1Я ПОКАЗА СООТВЕТСТВИЯ ПАРАГРАФУ 25.853 ИЛИ 25.855

(а) Критерии испытаний материалов.

(1) Внутренние отсеки, занимаемые экипажем или пассажирами.

(i) Панели облицовки потолка и стен, перегородки, конструкция буфета, стенки больших шкафов, настилы конструкций, а также материалы, используемые в конструкции отсеков для размещения (за исключением отсеков под креслами н для хранения небольших предметов, например журналов и карт), должны быть самозатухающими при испытаниях в вертикальном положении согласно соответствующим пунктам Части I настоящего. Приложения. Средняя длина обугливания не должна превышать 152 мм, а средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть после падения в среднем больше 3 с.

(ii) Покрытия пола, текстильные материалы (в том числе драпировка и обивка), подушки кресел, набивка, декоративные н недекоративные ткани с покрытием, кожа, материалы подносов и буфетов, изоляционные трубки электропроводов, тепловая и акустическая изоляция, изоляционные покрытия, воздухопроводы, покрытия соединений и выступов, облицовка грузовых или багажных отсеков классов В п Е, панели пола грузовых и багажных отсеков классов В, С, D или Е, чехлы грузов, изоляционные покрытия, а также прозрачные кожухи, литые и термоформованные детали, соединения воздухопроводов и торцевые планки (декоративные и защитные), которые изготовлены из материалов, не указанных ниже в подпункте (iv), должны быть самозатухающими при испытаниях в вертикальном положении согласно соответствующим пунктам Части I настоящего Приложения или другим одобренным эквивалентным методом. Средняя длина обугливания не должна превышать 203 мм, а средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть после падения в среднем больше 5 с.

(iii) Кинопленка должна быть на негорючей основе. Если пленка пропускается через направляющие, то они должны удовлетворять требованиям подпункта (ii) настоящего пункта (1).

(iv) Иллюминаторы и табло из пластика, детали, изготовленные целиком или частично из эластомеров, комплекты приборов с краевым освещением, состоящие из двух или большего количества приборов в общем корпусе, поясные ремни, плечевые ремни и оборудование для крепления груза и багажа, включая контейнеры, ящики, поддоны и т. д., используемые в кабинах пассажиров или экипажа, должны обладать среднем скоростью горения не более 63,5 мм/мнн при испытаниях в горизонтальном положении согласно соответствующим пунктам настоящего Приложения.

(v) За исключением небольших деталей (таких, как кнопки, ручки, ролики, детали крепления, зажимы, прокладки, коуши, шкивы и небольшие детали электрооборудования), которые не оказывают существенного влияния на распространение пламени, и изоляции электропроводов и кабелей, материалы изделий, не указанных в пункте (а) (1) (i), (ii) и (iv) Части I настоящего Приложения, должны обладать скоростью горения не более 102 мм/мнн при испытаниях в горизонтальном положении согласно соответствующим пунктам настоящего Приложения.

(2)Грузовые и багажные отсеки, не занимаемые экипажем или пассажирами.

(i)Тепловая н акустическая изоляция (включая покрытия), используемая во всех грузовых и

багажных отсеках, должна быть изготовлена из материалов, которые удовлетворяют требованиям пункта (а) (1) (ii) Части 1 настоящего Приложения.

(ii) Грузовые и багажные отсеки, которые определены в 25.857 как отсеки класса В или Е, должны иметь облицовку, изготовленную из материалов, удовлетворяющих требованиям пункта (а) (1) (ii) Части I настоящего Приложения, и отделенную от конструкции самолета (за исключением креплений). Кроме того, такая облицовка должна подвергаться испытаниям при ее установке под углом 45'^. Пламя не должно проходить сквозь (проникать через) материал при воздействии пламени или после его удаления. Средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 15 с, а средняя продолжительность тления не должна превышать 10 с.

(iii) Грузовые и багажные отсеки, которые определены в 25.857 как отсеки классов В. С, D и Е, должны иметь панели пола, изготовленные из материалов, которые удовлетворяют требованиям пункта (а)

(1) (ii) Части I настоящего Приложения и которые отделены от конструкции самолета (кроме креплении). Подобные панели должны подвергаться испытаниям под углом 45°. Пламя не должно проходить сквозь (проникать через) материал при воздействии пламени или после его удаления. Средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 15 с, а средняя продолжительность тления не должна превышать 10 с.

(iv) Изоляционные покрытия н чехлы, используемые для защиты груза, должны изготовляться из материалов, удовлетворяющих требованиям пункта (а) (1) (ii) Части I настоящего Приложения. Оборудование для фиксации грузов ('включая контейнеры, ящики и поддоны), используемое во всех грузовых и багажных отсеках, должно удовлетворять требованиям пункта (а) (1) (v) Части I настоящего Приложения.

(3) Компоненты электрической системы. Изоляция электрических проводов и кабелей в любой зоне фюзеляжа должна быть самозатухающей при испытаниях при их установке под углом 60°. указанных в Части I настоящего Приложения. Средняя длина обугливания не должна превышать 76 мм, а средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 30 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть после падения в среднемболее 30 с.