ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А [ Зарезервировано ]
ПРИЛОЖЕНИЕ В [ Зарезервировано ]
ПРИЛОЖЕНИЕ С [ Зарезервировано ]
ПРИЛОЖЕНИЕ D [ Зарезервировано ]
ПРИЛОЖЕНИЕ Е [ Зарезервировано ]
ПРИЛОЖЕНИЕ F - ПРИЕМЛЕМАЯ ПРОЦЕДУРА ИСПЫТАНИЙ САМОЗАТУХАЮЩИХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ УСТАНОВЛЕНИЯ СООТВЕТСТВИЯ ТРЕБОВАНИЯМ 23.853(с)
(a) Условия испытаний.
Образцы должны быть выдержаны при температуре +21 ±2 °С и относительной влажности 50±5% до достижения равновесия влажности или в течение 24 ч. Одновременно можно брать из кондиционированной атмосферы только по одному образцу и непосредственно перед воздействием на него пламени.
(b) Форма образцов. Материалы должны испытываться либо в виде участков, вырезанных из готовых деталей, которые устанавливаются на самолете, либо в виде образцов, имитирующих вырезанные участки: например образец, вырезанный из плоского листа материала, или модель готовой детали. Образец можно вырезать из любой части готовой детали, однако такие готовые изделия, как сотовые панели, нельзя разделять для испытаний. Толщина образца должна быть не более минимальной толщины, установленной для применения на самолете, за следующим исключением: толстые детали из пеномате-риалов, такие как подушки кресел, должны испытываться при толщине 12,7 мм. Что касается тканей, то для определения наиболее критических условий воспламеняемости, их следует подвергать испытаниям в направлениях как основы, так и утка. При проведении испытаний, указанных в пункте (d) и (е) настоящего Приложения F, образец следует помещать в металлическую рамку таким образом, чтобы:
(1) Надежно фиксировались длинные кромки и верхняя кромка.
(2) Незакрытая поверхность образца имела, как минимум, ширину 51 мм и длину 305 мм, кроме случая, когда фактический размер детали на самолете меньше.
(3) Кромка, к которой подносится пламя горелки, не должна быть отделенным или защищенным краем образца, а должна представлять реальное поперечное сечение материала или детали, установленной на самолете.
(c) Аппаратура. Кроме случая, предусмотренного в пункте (е) настоящего Приложения F, испытания должны проводиться в шкафу без тяги, в вертикальном и в горизонтальном положениях по утвер* жденным методикам. Образцы, которые по своим габаритам не могут уместиться в шкафу, должны испытываться в аналогичных условиях отсутствия тяги.
(d) Испытания в вертикальном положении. Должны быть испытаны, как минимум, 3 образца и результаты испытаний осреднены. У тканей направление переплетений, соответствующее наиболее критическим условиям воспламеняемости, должно быть параллельно самому большому размеру. Каждый образец должен удерживаться в вертикальном положении. Образец должен быть подвергнут воздействию горелки Бунзена или Тиррила с соплом, имеющим номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и отрегулированным на высоту пламени 38 мм. Минимальная температура пламени, измеренная в центре пламени калиброванным термоэлектрическим пирометром, должна быть 843 "С. Нижняя кромка образца должна находиться на высоте 19,0 мм над верхним краем горелки. Приложение пламени должно производиться по оси нижней кромки образца. При испытаниях материалов, указанных в 23.853(d)(3)(i) и 23.853(0, продолжительность воздействия пламени должна составлять 60 с, после чего пламя должно удаляться. При испытаниях материалов, указанных в 23.853(d)(3)(ii), продолжительность воздействия пламени должна составлять 12 с, после чего пламя должно удаляться. Следует регистрировать продолжительность горения, длину обугленного участка и продолжительность горения капель, если таковые имеются. Длина обугливания, определяемая согласно указаниям пункта (е) настоящего Приложения F, должна измеряться с точностью до 1 мм.
(е) Испытания в горизонтальном положении. Должны быть испытаны, как минимум 3 образца и результаты испытаний осреднены. Каждый образец должен удерживаться в горизонтальном положении. Открытая при установке на самолете поверхность должна быть при испытаниях обращена вниз. Образец должен быть подвергнут воздействию горелки Бунзена или Тиррила с соплом, имеющим номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и отрегулированным на высоту пламени 38 мм. Минимальная температура пламени, измеренная в центре пламени калиброванным термоэлектрическим пирометром, должна быть 843 °С. Образец должен располагаться таким образом, чтобы проходящая испытания кромка находилась над осью горелки на высоте 19 мм над верхним краем горелки. Пламя следует подводить на 15с, а затем удалять. Не менее 254 мм образца следует использовать для целей хронометрирования; примерно 38 мм должно сгореть до того, как фронт горения достигнет зоны хронометрирования. Должна быть зарегистрирована средняя скорость обугливания. (О Длина обугливания. Длина обугливания - это расстояние от первоначальной кромки до самого дальнего видимого повреждения испытываемого образца в результате воздействия пламени, включая участки, частично или полностью уничтоженные, обугленные или ставшие хрупкими, но исключая участки закопченные, изменившие цвет, покоробленные или обесцвеченные, а также участки, на которых материал сморщился или оплавился от воздействия источника тепла.
ПРИЛОЖЕНИЕ G - ИНСТРУКЦИИ ПО СОХРАНЕНИЮ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
G23.1. Общие положения
(a) Данное Приложение определяет требования к подготовке инструкций по сохранению летной годности в соответствии с 23.1529.
(b) Инструкции по сохранению летной годности (Руководство по технической эксплуатации и Регламент технического обслуживания) для каждого самолета должны включать в себя инструкции по сохранению летной годности каждого двигателя и воздушного винта (здесь и далее они названы "компонентами"), каждого комплектующего изделия, требуемого настоящими Нормами, и любую необходимую информацию, относящуюся к взаимодействию этих комплектующих изделий и компонентов с самолетом. Если к комплектующему изделию или компоненту, установленному на самолет, его изготовитель не представил инструкции по сохранению летной годности, то инструкции по сохранению летной годности самолета должны включать в себя дополнительную информацию по этим изделиям, существенно необходимую для сохранения летной годности самолета.
(c) Заявитель должен представить для рассмотрения в Компетентный орган программу, в которой показано, как будут распространяться изменения к инструкциям по сохранению летной годности, выпущенные Заявителем или изготовителями компонентов и комплектующих изделий, установленных на самолете.
(А) Все положения инструкций по сохранению летной годности должны быть сформулированы четко и сводить к минимуму вероятность неоднозначного их толкования.
G23.2. Форма представления
(a) Инструкции по сохранению летной годности должны быть представлена в форме Руководства или Руководств, что предпочтительнее, в зависимости от количества представляемых данных.
(b) Форма Руководства/Руководств должна быть удобна при практическом использовании.
G23.3. Содержание
Инструкции по сохранению летной годности должны содержать следующие Руководства (или разделы) и информационные сведения:
(a) Руководство или раздел по техническому обслуживанию самолета, включающее:
(1) Вводную информацию, включающую в себя разъяснение конструктивных особенностей самолета и его данных в объеме, необходимом для выполнения технического обслуживания.
(2) Описание самолета и его систем и установок, в том числе двигателя, винтов и комплектующих изделий.
(3) Основную руководящую и справочную информацию, описывающую управление и работу элементов и систем самолета, в том числе любые применяемые специальные процедуры и ограничения.
(4) Информацию по обслуживанию самолета, которая включает в себя подробные сведения, касающиеся отдельных моментов обслуживания, емкостей баков и резервуаров, типов используемых жидкостей, давлений в различных системах, расположения смотровых лючков для контроля и обслуживания, точек смазки, видов используемых смазок, оборудования, требуемого для обслуживания самолета, инструкций и ограничений по его буксировке, швартовке, установке на подъемники и нивелировке.
(b) Инструкции по техническому обслуживанию, включающие:
(1) Информацию по планированию работ для каждой части самолета, его двигателей, ВСУ, воздушных винтов, комплектующих изделий, приборов и оборудования, в которых приводятся рекомендуемые периоды для очистки, осмотра, регулировки, проверок и смазки, объемы проверок, приемлемые допуски на износ и работы, рекомендуемые в эти периоды.
(2) Информацию по поиску неисправностей с описанием возможных неисправностей, способов их обнаружения и действий по их устранению.
(3) Информацию, описывающую порядок и методы снятия и замены компонентов со всеми необходимыми мерами предосторожности.
(4) Другие общие указания по процедурам, в том числе по процедурам испытаний систем в процессе наземных гонок, проверки симметрии, взвешивания и определения положения центра тяжести, подъема и крепления, а также ограничения по хранению.
(c) Схемы размещения смотровых лючков и информацию, необходимую для обеспечения доступа при осмотре в случае их отсутствия.
(d) Подробные сведения по применению специальных методов осмотра, в том числе радиографического и ультразвукового контроля, если даны указания по применению таких методов.
(e) Информацию, необходимую для выполнения защитной обработки конструкции после осмотра.
(1) Все данные, относящиеся к деталям крепления конструкций, такие как их идентификация, рекомендации по отбраковке и значения крутящего момента.
(g) Перечень необходимых специальных инструментов.
(h) Для самолетов переходной категории должна быть дополнительно представлена следующая информация:
(1) Электрические нагрузки в различных системах.
(2) Методы балансировки поверхностей управления.
(3) Обозначения основных и второстепенных элементов конструкции.
(4) Специальные методы ремонта, предусмотренные на самолете.
G23.4. Раздел "Ограничения летной годности"
Инструкции по сохранению летной годности должны содержать раздел, озаглавленный "Ограничения летной годности", который должен легко отделяться и четко отличаться от остальных разделов. В этом разделе должны быть указаны сроки обязательной замены изделий, интервалы между проверками и осмотрами конструкции и соответствующие процедуры проверок и осмотров, одобренные при сертификации типа. Если Инструкции по сохранению летной годности составлены из нескольких документов, раздел "Ограничения летной годности" должен быть включен в основное Руководство.
ПРИЛОЖЕНИЕ II - УСТАНОВКА АВТОМАТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РЕЗЕРВНОЙ МОЩНОСТЬЮ (АСУРМ)
11.23.1. Общие положения
(a) В настоящем Приложении указаны дополнительные требования для установки системы управления мощностью (тягой) двигателя, которая автоматически увеличивает тягу или мощность работающего двигателя(ей) в случае отказа одного двигателя на взлете.
(b) При нормальном функционировании АСУРМ и связанных с ней систем должны удовлетворяться без необходимости каких-либо действий экипажа по увеличению тяги или мощности все применимые требования настоящих Норм, кроме предусматриваемых настоящим Приложением. Н.
23.2. Определения
(a) Автоматическая система управления резервной мощностью (АСУРМ). АСУРМ определяется как полностью автоматическая система, используемая на взлете и включающая все устройства, как механические, так и электрические, которые реагируют на отказ двигателя, передают сигналы, воздействуют на работающем двигателе на органы управления подачей топлива или рычаги управления мощностью, или увеличивают мощность работающих двигателей другими способами, чтобы получить запрограммированное увеличение мощности и передать в кабину экипажа информацию о работе системы.
(b) Выбранная взлетная мощность. Выбранная взлетная мощность - это мощность, полученная при начальной установке мощности, одобренной для взлета.
(c) Критический интервал времени. При выполнении взлета с использованием АСУРМ критический интервал времени, как показано на рис. HI, отсчитывается от момента достижения скорости Vi минус 1 с и заканчивается в момент пересечения траектории взлета с минимальными характеристиками при всех работающих двигателях с траекторией полета при одновременном отказе двигателя и АСУРМ. Траектория полета при одновременном отказе двигателя и АСУРМ пересекает траекторию полета с одним неработающим двигателем на высоте не менее 120 м над взлетной поверхностью. Траектория полета после отказа двигателя и АСУРМ, основанная на характеристиках самолета, должна иметь положительный градиент по крайней мере 0,5% на высоте 120 м над взлетной поверхностью.
Рис. Н1
Н.23.3. Требования к характеристикам самолета и надежности системы Должно быть доказано, что в течение критического интервала времени:
(a) Отказ АСУРМ, который увеличивает или не влияет на мощность любого двигателя, не будет создавать опасности для самолета или должна быть доказана маловероятность этих отказов.
(b) Отсутствуют отказы АСУРМ, которые приводили бы к отказу, снижающему мощность на любом двигателе, или должна быть доказана практическая невероятность этих отказов.
(c) Не будет отказов АСУРМ в комбинации с отказами двигателя или должна быть доказана практическая невероятность этих отказов.
(d) При работающей АСУРМ и отказе двигателя в самый критический момент взлета должны выполняться все относящиеся к этому требования настоящих Норм к характеристикам самолета.
FI.23.4. Установка мощности "Первоначально выбранная взлетная мощность каждого двигателя в начале разбега при взлете должна быть не менее любой из следующих величин:
(a) Мощности, необходимой для достижения при скорости V) 90% максимальной взлетной мощности, одобренной для самолета при данных окружающих условиях.
(b) Величины, необходимой для обеспечения нормальной работы всех обеспечивающих безопасность систем и оборудования, зависящей от положения рычага управления тягой двигателя.
(c) Величины, которая, как доказано, не приводит к опасным переходным процессам двигателя при увеличении мощности от выбранной взлетной мощности до максимальной одобренной взлетной мощности.
Н.23.5. Органы управления силовой установкой
(a) В дополнение к требованиям 23.1141 никакой одиночный отказ (или возможная комбинация отказов) АСУРМ, включая связанные с ней другие системы, не должен вызывать невыполнение любой функции силовой установки, необходимой для обеспечения безопасности полета.
(b) АСУРМ должна быть спроектирована таким образом, чтобы:
(1) Были обеспечены средства проверки летным экипажем работоспособности АСУРМ до взлета.
(2) После отказа любого одного двигателя на взлете автоматически обеспечивалось увеличение мощности работающего двигателя до максимальной одобренной взлетной мощности без превышения эксплуатационных ограничений двигателя.
(3) Предотвращать отключение АСУРМ посредством ручного воздействия на рычаги управления мощностью после отказа двигателя.
(4) Были обеспечены средства отключения автоматических функций летным экипажем. Эти средства должны быть спроектированы так, чтобы исключить непреднамеренное отключение этих функций.
(5) Было возможным ручное уменьшение или увеличение тяги или мощности с помощью рычага управления мощностью (тягой) до максимальной взлетной тяги или мощности, одобренной для самолета при данных условиях, посредством рычагов управления мощностью двигателя, как предписано в 23.1141 (с), за исключением случаев, описанных в пункте (с) данного параграфа.
(с) Для самолетов, снабженных ограничителями, которые автоматически предотвращают превышение эксплуатационных ограничений двигателя при данных окружающих условиях, могут быть использованы другие устройства для увеличения тяги или мощности, контролируемые рычагами управления мощности в случае отказа АСУРМ. Устройства должны быть расположены на рычаге управления мощностью (тягой) двигателя или перед этим рычагом, должны быть легко распознаваемы и срабатывать во всех эксплуатационных условиях путем одиночного действия пилота рукой, которая обычно используется для перемещения рычагов управления мощностью (тягой), и удовлетворять требованиям 23.777(а)-(с).
11.23.6. Приборы силовой установки
В дополнение к требованиям 23.1305:
(a) Должны быть предусмотрены средства для индикации готовности АСУРМ к работе.
(b) Если свойственные самолету летные характеристики не обеспечивают достаточные признаки отказа двигателя, то должна быть применена независимая от АСУРМ система сигнализации, которая дает пилоту четкое предупреждение об отказе любого двигателя при взлете.
(c) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие экипажу быстро убедиться, что АСУРМ функционирует удовлетворительно в случае отказа двигателя на скорости V1 и более.
ПРИЛОЖЕНИЕ I - НАГРУЗКИ НА ГИДРОСАМОЛЕТЫ
Плоскокилеватое днище
Симметричный случай
<-- Предыдущая глава Следующая глава --> Вернуться к оглавлению