РАЗДЕЛ D - ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
23.601. Общие положения. Пригодность всех вызывающих сомнение частей и деталей конструкции, имеющих важное значение для безопасной эксплуатации, следует определять путем испытаний. 23.603. Материалы и качество изготовления. (а) Пригодность и долговечность материалов, используемых для изготовле- ния деталей, поломка которых может отрицательно повлиять на безопасность, должны: (1) определяться по опыту или путем испытаний; (2) соответствовать утвержденным техусловиям, гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных; и (3) оцениваться с учетом влияния ожидаемых в эксплуатации окружа- ющих условий, таких как температура и влажность. (b) __ 23.605. Технология производства. (а) Применяемая технология производства должна обеспечивать постоян- ство требуемого качества изготовления конструкции. Если производственные процессы (такие как склеивание, точечная сварка, термообработка) требуют строгого контроля для достижения указанной цели, то эти процессы следует осуществлять в соответствии с утвержденными технологическими условиями. (b) Каждый новый технологический процесс изготовления самолета должен быть обоснован исследованиями, определяемыми специальной программой испытаний. 23.607. Самоконтрящиеся гайки. Самоконтрящиеся гайки не разрешается использовать на любых болтах, подверженных вращению при эксплуатации, если помимо самоконтрящего устройства не будет применено контрящее устройство нефрикционного типа. 23.609. Защита элементов конструкции. Каждый элемент конструкции должен: (а) Быть соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая: (1) атмосферные воздействия; (2) коррозию; и (3) истирание. (b) Иметь средства для вентиляции и дренажа, если это необходимо для защиты. 23.611. Доступность. Должна быть обеспечена возможность проверки и осмотра (включая осмотр основных элементов конструкции и систем управления), тщательного восстановления и замены любой составной части, требующей технического обслуживания, регулировки для обеспечения правильной установки и функционирования, смазки или ухода. 23.613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения. (a) Прочностные характеристики материалов должны определяться на основании достаточного количества испытаний с тем, чтобы расчетные значения можно было устанавливать на основе статистики. (b) Расчетные значения следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пункте (е) настоящего параграфа, соответствие данному пункту должно быть показано на основе выбора расчетных значений, которые обеспечивают прочность материала со следующей вероят- ностью: (1) 99% с 95%-ым доверительным интервалом, когда приложенные нагрузки передаются через единичный элемент агрегата, разруше- ние которого приводит к потере конструктивной целостности агрегата; (2) 90% с 95%-ым доверительным интервалом для статически неопределимой конструкции, в которой разрушение любого отдельного элемента приводит к тому, что приложенные нагрузки безопасно распределяются по другим несущим элементам. (c) Влияние температуры на допустимые напряжения, принимаемые при расчете ответственных элементов или узлов конструкции, должно учитываться, если значительный тепловой эффект имеет место при нормальных эксплуатаци- онных условиях. (d) __ . (e) Более высокие расчетные значения могут быть использованы, если производится "дополнительный отбор" материала, при котором образец каждого отдельного полуфабриката подвергается испытаниям перед его использованием, чтобы убедиться, что его фактическая прочность равна или выше расчетной. (A) Характеристики материала должны соответствовать техническим условиям на материалы, содержащимся в общепринятых документах, утвержден- ных Компетентным органом, либо подготовленных организацией, которая, по мнению Компетентного органа, располагает соответствующими возможностями. При определении расчетных характеристик материала конструктор должен в случае необходимости изменять и/или распространять их значения, приводимые в технических условиях, для учета особенностей применяемых технологических процессов (например, метода проектирования, формования, механической обработки и последующей термообработки). 23.619. Специальные коэффициенты безопасности. Коэффициент безопасности, предписанный в 23.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, предписанные в параграфах 23.621 - 23.625, для каждой детали конструкции, прочность которой: (a) ненадежна; (b) может ухудшиться в процессе эксплуатации до плановой замены; или (c) может значительно изменяться, вследствие несовершенства техноло- гических процессов или методов контроля. 23.621. Коэффициенты безопасности для отливок. (а) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b) - (d) настоящего параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техусловиями. Пункты (c) и (d) настоящего параграфа относятся к любым конструкционным отливкам за исключением отливок, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или другой жидкостной системы и не воспринимают нагрузки, действующие на конструкцию. (b) Напряжения в опорах и опорных поверхностях. Коэффициенты безопас- ности для отливок, указанные в пунктах (с) и (d) настоящего параграфа: (1) не должны превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля; и (2) не должны применяться к опорным поверхностям детали, коэффици- ент безопасности, которой превышает ее коэффициент безопасности для отливок. (с) Критические отливки. Условия, приведенные ниже, относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продолжению безопасно- го полета и посадке самолета или привести к серьезным ранениям экипажа и пассажиров: (1) все критические отливки должны: (i) иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 1,25 и проходить 100%-ый контрoль визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим, или другими утвержденными эквивалентными методами неразрушающего контроля; или (ii) иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 2,0 и проходить 100%-ый визуальный контроль и 100%-ый контроль утвержденным неразрушающим методом. Когда установлена утвержденная процедура количественного контроля и приемлемый статистический анализ позволяет уменьшить объем контроля, неразрушающий контроль может быть уменьшен по сравнению со 100% и проводиться на основе выборочного метода; (2) если критические отливки имеют коэффициент безопасности менее 1,50, необходимо подвергать статическим испытаниям 3 образца отливок на соответствие: (i) требованиям 23.305 к прочности при расчетной нагрузке, соответствующей коэффициенту безопасности для отливок 1,25; и (ii) требованиям 23.305 к деформации при нагрузке в 1,15 раза больше эксплуатационной; (3) примерами таких отливок являются узлы крепления конструкции, детали систем управления полетом, шарниры, подвески поверхностей управления и крепления весовых компенсаторов, опоры и узлы крепления кресел, спальных мест, привязных ремней, топливных и масляных баков, клапаны герметизации кабин. (d) Некритические отливки. Условия, приведенные ниже, относится ко всем отливкам, кроме указанных в пунктах (с) и (е) настоящего параграфа: (1) кроме случаев, предусмотренных в пунктах (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, коэффициенты безопасности для отливок и соответствующие проверки должны отвечать требованиям приведенной ниже таблицы:
(2) если введена утвержденная процедура контроля качества, то невизуальными методами можно проверять меньший процент отливок, чем указано в пункте (d)(1) настоящего параграфа; (3) для отливок, производимых по техусловиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают показ этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок: (i) можно брать коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0; (ii) эти отливки следует проверять в соответствии с требованиями для коэффициентов безопасности 1,25 - 1,50 приведенными в пункте (d)(1) настоящего параграфа и испытывать в соответствии с пунктом (с)(2) настоящего параграфа. (е) Неконструкционные отливки. Отливки, которые используются для неконструкционных целей, не требуют оценки, испытаний и проверок. 23.622. Коэффициенты безопасности для конструкций из композиционных материалов. Для силовых частей, узлов, деталей и элементов конструкции самолета, выполненных из композиционных материалов, вводится дополнительный коэффици- ент безопасности. Если 100% конструкций из композиционных материалов пооперационно и после окончательной сборки подвергаются визуальному, акустическому и ультразвуковому контролю, величина дополнительного коэффици- ента безопасности определяется в зависимости от разброса несущих свойств данных конструкций.
Примечание. Для промежуточных значений "k применяется линейная интерполяция между соседними значениями. Коэффициент вариации "k , характеризующий разброс несущих свойств конструкций из композиционных материалов, определяется по результатам статических испытаний ряда одинаковых конструкций рассматриваемого типа или конструкций, аналогичных рассматриваемой, изготовленных по той же технологии и имеющих одинаковую с рассматриваемой конструкцией форму разрушения. При наличии ограниченного числа испытаний коэффициент вариации "k получается путем умножения выборочного коэффициента, полученного статистической обработкой результатов испытаний, на коэффициент " , определяемый в зависимости от числа испытанных конструкций (n):
При отсутствии данных о разбросе несущих свойств конструкции допускает- ся использование статистических данных по разрушающим напряжениям, полученных на образцах (конструктивных элементах, панелях). При этом форма разрушения образцов должна соответствовать форме разрушения конструкции. Коэффициент вариации "k определяется через коэффициент вариации разрушающих напряжений образцов "" , с учетом числа испытанных образцов (см. выше) по следующей формуле:
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Если применяемые виды контроля отличаются от указанных выше, величина дополнительного коэффициента безопасности устанавливается по результатам специального анализа. 23.623. Коэффициенты безопасности для опор. (а) Все детали, имеющие установочные зазоры (ходовая посадка) и подвергающиеся сотрясениям или вибрации, должны иметь коэффициент безопасности для опор достаточно большой, чтобы учесть воздействие обычных для детали относительных перемещений. (b) Для шарниров подвески поверхностей управления и узлов соединений системы управления требования пункта (а) настоящего параграфа удовлетворяют- ся, если коэффициенты безопасности принимаются согласно 23.657 и 23.693 соответственно. 23.625. Коэффициенты безопасности для стыковых узлов (фитингов). Условия, приведенные ниже, относятся ко всем стыковым узлам (деталям, используемым для соединения одного элемента конструкции с другим). (а) Для всех стыковых узлов (фитингов), прочность которых не доказана испытаниями на эксплуатационные и расчетные нагрузки с воспроизведением фактических напряжений в стыковом узле и окружающих конструкциях, коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный не менее 1,15, должен относиться: (1) ко всем частям стыкового узла; (2) к деталям крепления; и (3) к опорам соединяемых элементов. (b) Коэффициент безопасности для стыковых узлов не требуется применять для соединений, спроектированных на основе данных всесторонних испытаний (например, сплошные равномерные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей "в замок"). (c) Для всех стыковых узлов, выполненных заодно с деталью, стыковым узлом (фитингом) считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции. (d) Для всех кресел, спальных мест, поясных и плечевых ремней должно быть доказано расчетом, испытаниями или тем и другим, что их крепления к конструкции способны выдерживать инерционные силы, предписанные в 23.561, умноженные на коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный 1,33. 23.627. Усталостная прочность. Прочность, детальное проектирование и технология изготовления конструк- ции должны свести к минимуму вероятность опасного усталостного разрушения, особенно в местах концентрации напряжений. 23.629. Флаттер, дивергенция, реверс органов управления, аэроупругая устойчи- вость самолета при взаимодействии с системой управления. (A) Должно быть показано специальными исследованиями (расчетами, испытаниями моделей, частотными испытаниями планера или его частей), что во всем диапазоне полетных весов самолета и на всех высотах полета исключена возможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции до скорости VD , увеличенной в 1,2 раза. (1) Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера. Перечень параметров и степень их изменения устанавливается на основе опыта обеспечения безопасности от флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований, но в их число обязательно должны быть включены: (i) жесткость на кручение и расстояние от оси жесткости до центра тяжести сечений основной поверхности; и (ii) демпфирование, массовая балансировка и жесткость проводки управления (и люфт в ней) для всех органов управления. (2) Результаты расчетов и испытаний моделей должны быть скорректи- рованы по результатам частотных испытаний самолета или его частей. (3) Фактическая массовая балансировка всех органов управления должна подтверждаться в соответствии со специальной инструкцией. (B) Расчеты и испытания моделей должны быть выполнены так, чтобы определить как симметричные, так и антисимметричные формы флаттера и их чувствительность к определяющим параметрам. (C) Для доказательства отсутствия флаттера разрешается использовать результаты специальных летных испытаний на флаттер, проводимых вплоть до скорости VD . В этих испытаниях должно быть показано, что: (1) имело место необходимое для возбуждения лимитирующих форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие вплоть до скорости VD ; (2) колебания конструкции самолета, возникающие вследствие внешних воздействий, показывают на отсутствие флаттера; (3) имеется необходимый уровень демпфирования вплоть до VD ; и (4) не имеется большого и резкого падения демпфирования при приближении к VD . (5)Летная проверка безопасности самолета от флаттера обязательна, если схема самолета необычна или в результате проведенных исследований по пунктам (A) и (B) данного параграфа будет иметь место одно из следующих условий: (i) флаттер возникает при скорости полета менее 1,25 VD ; (ii) имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра; (iii) имеется несоответствие между результатами расчетного и экспериментального исследований. (d) Возможно использование упрощенных методов исследования флаттера, изложенных в "Руководстве для конструкторов, (Расчет самолета на флаттер. Том 1, раздел 35000, вып. 1943 г.), если: (1) VD /MD для самолета менее 480 км/ч (индикаторная скорость) и менее числа М = 0,5; (2) __ крыло самолета не несет больших сосредоточенных масс, таких, как двигатели, поплавки или концевые топливные баки; (3) самолет: (i) не имеет Т-образного или других нетрадиционных схем хвостовых оперений; (ii) не имеет необычного распределения массовых характеристик или других конструктивных отличий, не позволяющих использовать упрощенные методы исследований; (iii) не имеет полностью поворотных стабилизатора или киля. (E) Для турбовинтовых самолетов с двигателями на крыле динамическая схема должна учитывать наличие значительных аэродинамических, инерционных, упругих и демпфирующих сил, действующих на винт, двигатель и узлы его крепления. Безопасность от флаттера должна быть обеспечена не только для исходного состояния этих параметров, но и при некотором их изменении. (f) Должно быть показано отсутствие флаттера, дивергенции и реверса органов управления вплоть до VD : (1) для самолетов, удовлетворяющих условиям, пунктов (d)(1), (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, после любого разрушения, отказа или рассоедине- ния в любой вспомогательной системе управления (триммер, кинематический сервокомпенсатор и т.п.); (2) для остальных типов самолетов - после любого единичного разруше- ния, отказа или рассоединения в любой основной системе управления и в любой вспомогательной системе управления, а также в системе противофлаттерного демпфера. (g) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев безопасного повреждения, приведенных в 23.571 и 23.572, должно быть показано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости VD /MD при усталостном повреждении или частичном разрушении одного из основных элементов конструкции. (h) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев допустимости повреждения 23.573, должно быть показано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости VD /MD при локальном разрушении, для которого показано, что остаточная прочность достаточна. (I) Во всех областях, включая область наземных режимов, должна быть обеспечена устойчивость самолета при взаимодействии конструкции планера с системой управления в диапазоне частот упругих колебаний планера. Для обеспечения данной устойчивости амплитудно-фазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура " самолет-система управления" должна удовлетворять следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от -60° до + 60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,5. Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости ( см. рис. 1). При этом, если в результате проведенных расчетных и наземных исследова- ний установлено, что при нахождении АФЧХ в правой полуплоскости ее модуль превышает 0,3, выполнение указанного выше условия должно быть обязательно подтверждено результатами летных испытаний. |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
23.631. Птицестойкость лобовых стекол. Лобовые стекла, находящиеся перед рабочими местами пилота(ов) и элементы конструкции, несущие эти стекла, должны быть спроектированы таким образом, чтобы была обеспечена возможность продолжения полета и посадки после столкновения: (а) для самолетов нормальной категории с герметической кабиной - с птицей весом 0,91 кгс при скорости самолета относительно птицы по траектории полета самолета равной VF ; и (b) для самолетов переходной категории - с птицей весом 1,81 кгс при скорости самолета относительно птицы по траектории полета самолета равной VC на уровне моря или 0,85 VC на высоте 2400 м, в зависимости от того, какая из них является более критической. Допускается показать это расчетом, если он основан на результатах испытаний аналогичных конструкций. КРЫЛО 23.641. Доказательство прочности. Прочность крыльев с работающей обшивкой должна быть доказана путем статических испытаний или сочетанием расчета на прочность и статических испытаний. ПОВЕРХНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ 23.651. Доказательство прочности. (a) Поверхности управления должны испытываться на расчетные нагрузки. При этом также испытываются "кабанчики" или фитинги, к которым крепятся элементы системы управления. (b) В расчетах на прочность нагрузки предварительной затяжки расчалок должны учитываться точным расчетом или расчетом в запас. 23.655. Установка. (а) Установка отклоняемых поверхностей должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалось взаимодействие между любыми поверхностями, их креплениями или прилегающими неподвижными элементами конструкции, когда одна из поверхностей находится в наиболее критическом положении, а другие отклоняются во всем допустимом диапазоне. (b) В случае применения управляемого стабилизатора, для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие диапазон его отклонений такими углами, которые обеспечивают безопасность полета и посадки. 23.657. Узлы подвески. (a) Узлы подвески поверхностей управления, за исключением узлов с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, использованного в опоре. (b) В узлах подвески с шариковыми и роликовыми подшипниками не должны превышаться утвержденные номинальные характеристики подшипников. (c) Узлы подвески должны иметь достаточную прочность и жесткость при нагрузках, параллельных оси узла. При отсутствии более точных данных инерционные нагрузки можно принять равными KG , где K = 24 для вертикальных поверхностей; K = 12 для горизонтальных поверхностей; G - вес отклоняющейся поверхности, кгс. 23.659. Весовая компенсация. Поддерживающие элементы и крепления сосредоточенных весовых балансиров, используемых в конструкции поверхностей управления, должны быть рассчитаны на перегрузки: (a) 24 - перпендикулярно плоскости поверхности управления; (b) 12 - в продольном (по отношению к самолету) направлении; (c) 12 - параллельно оси, проходящей через узлы подвески. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ 23.671. Общие положения. (a) Системы управления должны выполнять свои функции легко, плавно и стабильно. (b) Рычаги систем управления должны быть расположены и обозначены так, чтобы обеспечивалось удобство в работе и предотвращалась возможность ошибок и непреднамеренного действия пилота. 23.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление. Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для показа соответствия требованиям к летным характеристикам настоящих Норм, то такие системы должны удовлетворять требованиям 23.671 и следующим: (a) должна быть предусмотрена отчетливо различимая пилотом при ожидаемых условиях эксплуатации, но не требующая его внимания сигнализация любого отказа в системе улучшения устойчивости или в любой другой автомати- ческой системе или в бустерной системе, который может повлечь за собой опасные условия, если пилот не может сам обнаружить отказ. Системы сигнализации не должны приводить в действие системы управления; (b) конструкция системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы или бустерной системы должна обеспечивать возмож- ность вмешательства пилота в управление в начальной стадии отказа, не требуя от него исключительного умения или значительных усилий, либо путем отключения системы или ее поврежденной части, либо путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении; (c) следует показать, что после любого одиночного отказа системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы, или бустерной системы: (1) самолет безопасно управляется, если отказ или неисправность происходит на любой скорости или высоте в пределах установленных эксплуата- ционных ограничений, которые являются критическими для рассматриваемого отказа; (2) требования к управляемости и маневренности удовлетворяются в пределах эксплуатационных режимов (например, скорости, высоты, нормальных перегрузок и конфигураций самолета), которые оговорены в Руководстве по летной эксплуатации самолета; и (3) характеристики балансировки, устойчивости и сваливания не ухудшаются более тех пределов, которые гарантируют безопасное продолжение полета и посадку. 23.673. Основные системы управления полетом. (a) Основными являются такие системы управления полетом, которые непосредственно используются пилотом для управления самолетом по тангажу, крену и курсу. (b) [Зарезервирован] __ . (А) В случае применения в системе управления регулятора передаточных чисел для улучшения характеристик управляемости самолета выбранный диапазон регулирования должен обеспечивать безопасное завершение полета при отказе регулятора. Если в системе управления для этой цели применяется механизм нелинейной передачи, то диапазон изменения коэффициента передачи должен исключить возможность раскачки самолета пилотом на любом эксплуатационном режиме полета. (В) Включение в систему управления автопилота должно удовлетворять требованиям 23.1329. Кроме того при нерезервированном автопилоте диапазон отклонения поверхностей управления по сигналам автопилота должен быть ограничен безопасным для полета значением при активном отказе системы автопилота. 23.675. Упоры. (a) Системы управления должны быть снабжены упорами, которые ограничивают диапазон отклонения подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данными системами. (b) Расположение упоров должно быть таким, чтобы изменение диапазона перемещения поверхности управления вследствие износа, слабины или разрегулировки натяжных устройств не оказывало отрицательного влияния на характеристики управления. (c) Упоры должны выдерживать нагрузки, соответствующие расчетным условиям для системы управления. 23.677. Системы балансировки. (a) Должны быть приняты меры предосторожности для предотвращения непреднамеренного, неправильного или резкого отклонения триммеров. Вблизи рычагов управления триммерами должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычага управления балансировкой относительно направления движения самолета. Кроме того, должны предусматриваться указатели, показывающие пилоту положение балансировочного устройства по отношению к диапазону регулирования. Этот указатель должен быть виден пилоту, спроектирован и установлен таким образом, чтобы предотвращались ошибки пилота. (b) Балансировочные устройства должны быть спроектированы так, чтобы при отказе любого одного элемента трансмиссии основной системы управления полетом управляемость самолетом была приемлемой для безопасного полета и посадки: (1) на однодвигательных самолетах - с устройством продольной балансировки; (2) на многодвигательных самолетах - с устройствами продольной и путевой балансировок. (c) Система управления триммером должна быть необратимой, если триммер не имеет весовой балансировки и в связи с этим не исключается возможность возникновения флаттера. Необратимые системы управления триммерами должны иметь достаточную жесткость и надежность на участке от триммера до места крепления к конструкции самолета устройства, обеспечиваю- щего необратимость. (d) Должно быть продемонстрировано, что самолет безопасно управляется и что пилот может выполнять все маневры и действия, необходимые для безопасной посадки после любого возможного в эксплуатации самопроизвольного ухода системы балансировки из заданного положения, учитывая запаздывание действий пилота по времени, связанное с распознаванием увода системы балансировки. Демонстрация должна выполняться при критических весах и центровках самолета. 23.679. Стопоры системы управления. Если имеется устройство стопорения системы управления на земле или на воде, то: (а) должны быть предусмотрены средства, позволяющие: (1) давать безошибочное предупреждение пилоту о включении стопора; или (2) автоматически отключать устройство при нормальной работе пилота основными рычагами управления самолетом; (b) устройство должно быть установлено так, чтобы ограничивать управле- ние самолетом , если устройство включено и пилот получает безошибочное предупреждение об этом перед взлетом; (c) устройство должно иметь средство, предотвращающее возможность его случайного включения в полете. 23.681. Статические испытания на расчетную нагрузку. (a) Соответствие требованиям настоящих Норм должно быть доказано испытаниями на расчетные нагрузки, при которых: (1) выбором направления испытательных нагрузок создаются наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления; и (2) испытаниям подвергаются также все узлы, ролики и кронштейны, используемые для крепления системы к основной конструкции. (b) Соответствие специальным коэффициентам для соединений системы управления, имеющих угловое перемещение, должно быть доказано расчетами или отдельными статическими испытаниями. 23.683. Испытания на функционирование. (a) Испытаниями на функционирование должно быть показано, что когда поверхности управления приводятся в действие из кабины пилота при нагрузке системы, предписанной в пункте (b) настоящего параграфа, система работает без (1) заедания; (2) чрезмерного трения; и (3) чрезмерного отклонения органов управления. (b) Предписываются следующие испытательные нагрузки: (1) для основной системы управления - меньшие из двух видов нагрузок, соответствующих эксплуатационным воздушным нагрузкам на данную поверхность или эксплуатационным усилиям пилота, приведенным в 23.397 (b); и (2) для вспомогательных органов управления - нагрузки не ниже соответствующих максимальному усилию пилота в соответсвии с 23.405. 23.685. Элементы системы управления. (а) Все элементы системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключалось заклинивание, заедание и воздействие на них пассажиров, грузов и незакрепленных предметов, а также образование влаги в местах, где ее замерзание может вызвать отказ системы управления. (b) В кабине экипажа должны быть приняты меры, предотвращающие попадание посторонних предметов в такие места, где они могут вызвать заклини- вание системы управления. (c) Должны быть приняты меры, предотвращающие удары тросов или тяг о другие части самолета. (d) Все элементы системы управления полетом должны иметь четкую и постоянную маркировку и быть спроектированы так, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки, которая привела бы к нарушению функциони- рования системы управления. 23.687. Пружинные устройства. Надежность пружинных устройств, применяемых в системе управления, должна подтверждаться испытаниями, воспроизводящими условия эксплуатации, если отказ пружины может вызвать флаттер или приведет к снижению безопас- ности полета. 23.689. Тросовые системы. (a) Все используемые тросы, узлы крепления тросов, тандеры, места соединения тросов и роликов должны быть утвержденного типа. Кроме того: (1) в основных системах управления не должны применяться тросы диаметром менее 3,175 мм; (2) тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалось опасное изменение натяжения тросов во всем диапазоне перемещений при эксплуатационных условиях и во всем диапазоне изменения температуры; (3) должна быть обеспечена возможность визуального осмотра всех направляющих, роликов, наконечников и тандеров. (b) Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики должны быть снабжены установленными вблизи предохранительными устройствами против смещения и перехлестывания тросов даже при их провиса- нии. Все ролики должны находиться в одной плоскости с тросом во избежание трения троса о бортик ролика. (c) Направляющие тросов должны устанавливаться таким образом, чтобы они не изменяли направление троса более чем на 3°. (d) В системах управления не должны применяться находящиеся под воздействием нагрузки или имеющие подвижность серьги с осевыми шпильками, законтренные только шплинтами. (e) Тандеры должны устанавливаться на участках троса, не имеющих угловых перемещений во всем диапазоне хода троса. (f) Тросы управления триммерами не относятся к основной системе управления полетом, и на самолетах, на которых при наиболее неблагоприятных положениях триммеров обеспечивается безопасность полета, диаметр этих тросов может быть меньше 3,175 мм. 23.693. Соединения. Соединения проводки управления (в системах с жесткой проводкой), которые имеют угловые перемещения, за исключением соединений с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь специальный коэффициент безопасности не менее 3,33 по отношению к пределу прочности на смятие самого мягкого материала, применяемого в опоре. Для соединений тросовой системы управления этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0. Утвержденные номинальные характеристики шариковых и роликовых подшипников не должны превышаться. 23.697. Система управления закрылками. (а) Система управления закрылками крыла должна быть спроектирована таким образом, чтобы при отклонении закрылков в любое заданное положение, которое удовлетворяет требованиям настоящих Норм к летным характеристикам, они не могли перемещаться из заданного положения, если только это перемеще- ние не вызвано воздействием на рычаги управления или работой автоматического устройства ограничения нагрузки на закрылок. (b) Скорость перемещения закрылков в ответ на управляющие команды пилота или автоматических устройств должна обеспечивать удовлетворительные пилотажные и летные характеристики при установившихся или изменяющихся скоростях полета, мощности двигателей и пространственном положении самолета. 23.699. Указатель положения закрылков. Должен быть предусмотрен указатель положения закрылков: (а) для закрылков, которые можно устанавливать только в положения уборки и полного выпуска, если: (1) механизм управления не обеспечивает "чувство" управления и положения закрылков (как при применении механической связи); или (2) пилоту трудно определить положение закрылков без опасного отвлечения от других задач пилотирования в любых условиях полета, днем и ночью; (b) для закрылков, которые можно устанавливать в промежуточные положения, если: (1) любое положение закрылков, в дополнение к положениям уборки и полного выпуска, используется для показа соответствия требованиям настоящих Норм к летным характеристикам; и (2) установка закрылков не удовлетворяет требованиям пункта (а)(1) настоящего параграфа. 23.701. Взаимосвязь между закрылками. (a) Система закрылков и связанных с ними перемещаемых поверхностей должна: (1) быть синхронизирована механической связью; или (2) иметь синхронизацию, при которой появление небезопасных условий было бы практически невероятным; или (b) Следует показать, что самолет обладает безопасными летными характе- ристиками при любой комбинации экстремальных положений индивидуально отклоняемых поверхностей (механически связанные поверхности должны рассматриваться, как единая поверхность). (c) В случае применения механической связи на многодвигательных самолетах она должна быть рассчитана на несимметричные нагрузки, возникаю- щие в полете с неработающими по одну сторону от плоскости симметрии двигателями и при работе остальных двигателей на режиме взлетной мощности. Для однодвигательных самолетов, а также для многодвигательных самолетов, у которых нет влияния струи от винтов на закрылки, можно допускать, что на одну сторону действует 100% критической воздушной нагрузки, а на другую - 70%. (A) Связь между закрылками должна быть рассчитана на нагрузки, которые имеют место, когда поверхности закрылков с одной стороны плоскости симметрии заклинило и они неподвижны и к ним прилагается полная мощность приводящей системы, а поверхности закрылков по другую сторону свободны для движения. ШАССИ 23.721. Общие положения. К стойкам шасси самолетов переходной категории с числом посадочных мест, исключая места пилотов, 10 и более, предъявляются следующие требования: (a) основные стойки шасси должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок на взлете (разбеге) и посадке (пробеге) (предполагается, что нагрузки действуют в направлении вверх и назад) характер разрушения был таким, чтобы не возникла утечка топлива из любой части топливной системы в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара; (b) самолет должен быть спроектирован так, чтобы в контролируемом состоянии мог осуществлять посадку на подготовленную ВПП при невыпуске одной или большего числа стоек; при этом не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количес- тве, достаточном для возникновения опасности пожара. (с) соответствие требованиям настоящего параграфа может быть доказано анализом (расчетом, исследованием) или испытаниями, или тем и другим вместе. 23.723. Испытания амортизации. (а) Должно быть доказано, что эксплуатационные перегрузки, выбранные для расчета согласно 23.473 для взлетного и посадочного весов соответственно, не будут превышены. Это должно быть доказано испытаниями на поглощение энергии, за следующим исключением: для случаев увеличения ранее утвержден- ных взлетного и посадочного весов разрешается использовать расчет на основе проведенных испытаний системы шасси с идентичными характеристиками энергопоглощения. (b) _ . (A) Максимальная энергия, которую должна воспринимать амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, определяется следующими условиями: (1) 1,5 эксплуатационной энергии при редуцированной массе, соответствующей расчетному посадочному весу самолета, и подъемной силе, заданной в 23.473 (e); и (2) если при указанных в пункте (А)(1) настоящего параграфа
энергии, весе и подъемной силе величина вертикальной составляющей скорости
в первый момент посадки получится меньше, чем 1,2 скорости снижения, задаваемой
в 23.473(d)(1), то дополнительно должно быть рассмотрено поглощение амортизационной
системой максимальной энергии при скорости снижения, равной 1,2 скорости,
задаваемой в 23.473(d)(1), и подъемной силе самолета, равной его весу.
23.725. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях. (а) Если соответствие с 23.723(а) доказывается испытаниями на свободное падение, то эти испытания должны проводиться на целом самолете или на агрегатах, состоящих из колеса, пневматика и амортизатора, собранных соответствующим образом. Высота свободного падения (h, м) должна быть не менее определеной по следующей формуле: |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
где G/S - удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 . Однако высота свободного падения не должна быть меньше 0,234 м и может не превышать 0,475 м. (b) Если при испытаниях на свободное падение влияние подъемной силы крыла представляется эквивалентным уменьшением веса, шасси должно сбрасы- ваться с эффективным весом, равным: |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
где Ge - эффективный вес, используемый при испытаниях на сброс, кгс; h - заданная высота свободного падения, м; d - обжатие пневматика при ударе (при утвержденном давлении в пневматике) плюс вертикальная составляющая перемещения оси колеса относительно сбрасываемой массы, м; G = GОСН для основных стоек шасси; равен статической нагрузке на основ- ную стойку при горизонтальном положении самолета (при этом на самолетах с носовой стойкой шасси носовая стойка не касается земли), кгс; G = GХВ для хвостовых стоек; равен статической нагрузке на хвостовую стойку при стоянке с опущенным хвостом, кгс; G = GНОС для носовых стоек; равен вертикальной составляющей статической реакции носового колеса, кгс. Принимается, что в центре тяжести действует вертикальная сила, направленная вниз и равная весу самолета, и горизонтальная, направленная вперед и равная 0,33 этого веса; L - отношение принятой подъемной силы крыла к весу самолета, но не более 0,667. (c) Эксплуатационная инерционная перегрузка должна определяться точно или в запас при испытаниях на сброс с таким пространственным положением стоек шасси и при таких лобовых нагрузках, которые соответствуют условиям посадки. (d) Значение d, используемое при вычислении Ge в пункте (b) настоящего параграфа, не должно превышать фактического значения, полученного при испытаниях на сброс. (e) Эксплуатационная инерционная перегрузка n должна определяться из испытаний на сброс согласно пункту (b) настоящего параграфа по следующей формуле: |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
где nj - перегрузка, развиваемая в испытаниях на сброс (т.е. ускорение dV/dt в единицах g, зарегистрированное в испытаниях на сброс) плюс 1,0; и G , Ge и L - те же, что и при вычислении в испытаниях на сброс. (f) Величина перегрузки "n", определенная в соответствии с пунктом (e) настоящего параграфа, не должна превышать эксплуатационную инерционную перегрузку, используемую в условиях посадки, указанных в 23.473. 23.726. Динамические испытания на наземные нагрузки. (a) Если соответствие требованиям 23.479, 23.481, 23.483 и 23.485(А) в отношении наземных нагрузок доказывается путем испытаний на сброс, то должно быть проведено одно испытание на сброс согласно 23.725, при этом высота сброса должна быть: (1) в 2,25 раза больше высоты сброса, предписанной в 23.725 (a); или (2) достаточной для получения в 1,5 раза большей эксплуатационной перегрузки. (b) Для доказательства прочности следует использовать критические условия посадки при всех расчетных условиях, указанных в 23.479, 23.481, 23.483 и 23.485(А). 23.727. Испытания на сброс при поглощении максимальной энергии. (a) Если соответствие требованию к поглощению максимальной энергии, приведенного в 23.723(A), доказывается испытаниями на сброс, то высота сброса должна быть по крайней мере в 1,44 раза больше указанной в 23.725. (b) Если влияние подъемной силы крыла представляется эквивалентным уменьшением веса, шасси должно сбрасываться с эффективным весом, приведен- ным в 23.725(b), с учетом указаний о величине подъемной силы самолета приведенных в 23.723(A)(1) и (2). 23.729. Система выпуска и уборки шасси. (a) Общие положения. Эти требования относятся к самолетам с убирающимся шасси: (1) механизм уборки шасси и поддерживающая его конструкция должны быть рассчитаны на максимальные полетные нагрузки при убранном шасси и на сочетание нагрузок от трения, инерции, тормозного момента и аэродинамических нагрузок, имеющих место во время уборки на любой воздушной скорости до 1,6 VS1 с убранными закрылками и на любые перегрузки вплоть до указанных в 23.345 для условий полета с выпущенными закрылками; (2) шасси и механизм уборки, включая створки отсеков шасси, должны выдерживать полетные нагрузки, в том числе нагрузки, возникающие при всех условиях скольжения, указанных в 23.351, при выпущенном шасси на любой скорости до 1,6 VS1 с убранными закрылками. (b) Замок шасси. Должны быть предусмотрены надежные средства (помимо давления жидкости или газа) для удержания шасси в выпущенном и убранном положении. (c) Аварийный выпуск. Сухопутный самолет с убирающимся шасси, не имеющий аварийного выпуска шасси вручную, должен иметь средства выпуска шасси на случай: (1) любого умеренно вероятного отказа в основной системе привода шасси; или (2) любого умеренно вероятного отказа источника питания, могущего помешать работе основной системы привода шасси. (d) Испытания на работоспособность. Нормальная работа механизма уборки должна быть доказана путем испытаний на работоспособность (функционирование). (e) Указатель положения. Если самолет имеет убирающееся шасси, должен быть предусмотрен указатель положения шасси или другие устройства, информи- рующие пилота о том, что шасси зафиксировано в выпущенном (или убранном) положении. Если используются датчики положения, то их расположение и соединение с элементами шасси должно исключать ошибочную индикацию "ВЫПУЩЕНО И ЗАФИКСИРОВАНО", если шасси не выпущено полностью, или индикацию"УБРАНО И ЗАФИКСИРОВАНО", если шасси не полностью убрано _. Если используются световые индикаторы, то их следует выполнять таким образом, чтобы: (1) зеленый светосигнализатор для каждой стойки шасси включался только в том случае, когда эта стойка устанавливается в правильном посадочном положении; (2) световые индикаторы предупредительной сигнализации, были включены все время, за исключением тех случаев, когда стойки шасси и створки установлены в посадочном или убранном положении. (f) Сигнализация шасси. На сухопутных самолетах должны быть предусмотрены следующие звуковые или другие равноценные по эффективности сигнальные устройства шасси: (1) устройство, которое действует непрерывно, когда один или большее число рычагов управления двигателями (РУД) установлены в положение ниже нормально используемого для захода на посадку, а шасси не выпущено полностью и не зафиксировано замками. Недопустимо использование механического упора РУД вместо устройства выдачи звукового предупреждения. Если имеется ручной выключатель указанного сигнального устройства, то сигнальная система должна быть спроектирована таким образом, чтобы уборка, при отключенной сигнализа- ции, одного или большего числа РУД, последующее их удержание в положении нормального захода на посадку или ниже вызывали бы включение устройства звуковой сигнализации; (2) устройство, которое действует непрерывно, когда закрылки отклонены в положение, не соответствующее максимальному углу отклонения, используемо- му при нормальном заходе на посадку, а шасси не выпущено полностью и не зафиксировано замками. Недопустимо использование ручного отключения этого устройства предупреждения. Датчики положения закрылков можно устанавливать в любом удобном месте. В системе этого устройства допустимо использование любой части устройства, требуемого пунктом (f)(1) данного параграфа, включая генератор звукового сигнала. (A) Защита оборудования, установленного в нишах шасси самолетов переходной категории. Оборудование, необходимое для безопасной эксплуатации самолета, и расположенное в нишах шасси, должно быть защищено от поврежде- ния вследствие: (1) разрыва пневматика из-за перегрева, если это не исключено; (2) отслоения протектора пневматика, если не показано, что отслоение протектора не может вызвать повреждения оборудования. Защита оборудования может быть осуществлена при помощи соответству- ющего размещения или экранирования. В узел колеса и пневматика должны входить средства, позволяющие предотвратить разрыв пневматика из-за перегрева, вызванного эксплуатационной обстановкой (например, чрезмерным использованием тормозов). 23.731. Колеса. (a) Maксимальная по техусловиям стояночная нагрузка каждого колеса должна быть не меньше соответствующей статической реакции земли при: (1) расчетном максимальном весе самолета; (2) критической центровке. (b) Максимальная по техусловиям эксплуатационная нагрузка каждого колеса должна быть равна или больше максимальной эксплуатационной радиальной нагрузки, определенной согласно соответствующим требованиям настоящих Норм к наземным нагрузкам. (A) Все основные, носовые и хвостовые колеса должны быть утвержденного типа. (B) Конструкция колес и тормозов должна обеспечивать их работоспособ- ность при попадании в тормоза воды, грязи (либо иметь надежную защиту от их попадания). 23.733. Пневматики. (a) Каждое колесо шасси должно иметь пневматик утвержденного типа, характеристики которого (статические и динамические) не превышаются: (1) при нагрузке на пневматик каждого основного колеса (подлежащей сравнению со статическими характеристиками, утвержденными для таких пневматиков),равной статической реакции земли при расчетном максимальном весе и критической центровке; и (2) при нагрузке на пневматик носовых колес (сравниваемой с динами- ческими характеристиками, которые установлены для подобных пневматиков), равной реакции, полученной на носовом колесе при следующих условиях: масса самолета сосредоточена в наиболее критическом положении центра тяжести и находится под действием сил 1,0 G вниз и 0,31 G вперед (где G - расчетный максимальный вес, кгс); реакции между носовыми и основными колесами распределены по принципам статики; реакция торможения на земле приложена только к тормозным колесам. (b) Если применены пневматики специальной конструкции, то это должно быть отмечено на колесах ясной и хорошо видимой маркировкой. Маркировка должна включать указания о типе пневматика, размерах, количестве слоев и опознавательное клеймо самого пневматика. (c) На убирающемся шасси все пневматики, при максимальных возможных в эксплуатации их размерах, должны иметь зазор с окружающей конструкцией и системами, достаточный для исключения контакта между пневматиком и любой частью конструкции или системы. 23.735. Тормоза. (a) Должны быть предусмотрены такие тормоза, чтобы величина кинетичес- кой энергии, поглощаемой тормозной установкой каждого основного колеса, была не менее потребной величины поглощения кинетической энергии торможения, полученной любым из следующих методов: (1) определение потребной величины поглощения кинетической энергии торможения точным расчетом в запас при расчетном посадочном весе на основе анализа последовательности ожидаемых во время посадки обстоятельств; (2) вместо точного расчета потребную величину кинетической энергии для поглощения тормозной установкой каждого основного колеса (EK , кгсм) можно получить по следующей формуле: |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
где G - расчетный посадочный вес, кгс; V - скорость самолета, км/ч, величина V должна быть не меньше VSO (скорости сваливания при неработающих двигателях на уровне моря при расчетном посадочном весе и посадочной конфигурации); N - количество основных колес с тормозами. (b) Тормоза должны исключать возможность качения колес по ВПП с искусственным покрытием при работе критического двигателя на взлетной мощности, но не требуется, чтобы они исключали движение самолета с затормо- женными колесами. (c) Если на самолете установлены противоюзовые устройства, то они и взаимодействующие с ними системы должны быть спроектированы так, чтобы исключалась опасная потеря способности торможения или путевой управляемости самолета при вероятной единичной неисправности этих устройств и систем. 23.737. Лыжи. Установленная максимальная эксплуатационная нагрузка каждой лыжи должна быть не меньше максимальной эксплуатационной нагрузки, определяемой в соответствии с требованиями настоящих Норм к наземным нагрузкам. КОРПУСА И ПОПЛАВКИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ 23.751. Плавучесть основных поплавков гидросамолетов. (a) Каждый основной поплавок должен иметь: (1) плавучесть на 80% выше плавучести, необходимой этому поплавку для обеспечения плавучести приходящейся на него доли максимального веса гидросамолета или самолета-амфибии в пресной воде; и (2) достаточное количество водонепроницаемых отсеков, чтобы обеспечить плавучесть гидросамолета или самолета-амфибии без опрокидывания при затоплении любых двух отсеков основного поплавка. (b) Каждый основной поплавок должен иметь не менее четырех водонепро- ницаемых отсеков приблизительно одинакового объема. 23.753. Конструкция основного поплавка. Основные поплавки должны соответствовать требованиям, изложенным в 23.521. 23.755. Корпус летающей лодки. (а) Корпус летающей лодки или самолета-амфибии с максимальным весом 680 кгс и более должен иметь водонепроницаемые отсеки, спроектированные и расположенные таким образом, чтобы плавучесть корпуса, вспомогательных поплавков и пневматиков колес (если таковые имеются) обеспечивали в пресной воде плавучесть самолета без опрокидывания при всех состояниях водной поверхности, разрешенной в эксплуатации, при: (1) затоплении любых двух отсеков у самолетов с максимальным весом более или равном 2270 кгс; (2) затоплении любого одного отсека у самолетов с максимальным весом от 680 кгс до 2270 кгс. (b) Для самолетов с максимальным весом менее 680 кгс секционирования корпуса не требуется. (с) Если для обеспечения связи между отсеками корпуса используются люки, то они должны быть водонепроницаемыми. 23.757. Вспомогательные поплавки. Вспомогательные поплавки должны быть расположены таким образом чтобы при полном погружении в пресной воде создавать выравнивающий момент не менее чем в 1,5 раза превышающий опрокидывающий момент, обусловленный креном гидросамолета или самолета-амфибии. РАЗМЕЩЕНИЕ ЛЮДЕЙ И ГРУЗОВ 23.771. Кабина пилотов. (а) Кабина и ее оборудование должны обеспечивать пилотам выполнение их обязанностей без чрезмерного напряжения и утомляемости. (b) Если летный экипаж отделен от пассажиров перегородкой, в ней должны быть предусмотрены отверстия или открываемое окно, или дверь для облегчения связи между летным экипажем и пассажирами. (c) Органы аэродинамического управления, перечисленные в 23.779, за исключением тросов и тяг управления, должны быть так расположены относи- тельно винтов, чтобы ни пилоты, ни органы управления даже частично не находились в зоне между плоскостью вращения винтов внутренних двигателей и поверхностью, образованной линией, проходящей через центр втулки винта под углом 5° вперед или назад от плоскости вращения винта. 23.773. Обзор из кабины экипажа. (a) Каждая кабина экипажа должна быть: (1) спроектирована так, чтобы обеспечивался достаточно широкий беспрепятственный и неискаженный обзор, позволяющий пилоту осуществлять руление, взлет, заход на посадку, приземление, а также, производить любые маневры в пределах эксплуатационных ограничений самолета; (2) свободной от слепящего света и отражений, которые могут влиять на зрение пилота. Соответствие этому требованию должно быть показано для всех эксплуатационных условий, требуемых при сертификации; (3) спроектирована так, чтобы каждый пилот был защищен от проявлений погоды, чтобы в условиях умеренных атмосферных осадков не происходило чрезмерного ухудшения видимости по направлению движения при нормальном полете и посадке. (b) В каждой кабине экипажа должны быть устройства, очищающие или предотвращающие образование запотевания или инея на внутренней части лобового и боковых стекол на площади, значительно большей, чем та, что необходима для обеспечения требований пункта (a)(1) данного параграфа. Соответствие этому требованию должно быть показано для всех ожидаемых в эксплуатации внешних и внутренних условий, если не показано, что лобовое и боковые стекла могут быть очищены пилотом без нарушений его обязанностей. 23.775. Лобовые стекла и окна. (а) Используемый для изготовления остекления материал не должен образовывать при разрушении опасных осколков. (b) Конструкция лобовых стекол, окон и фонарей на самолетах с гермокаби- нами должна учитывать особенности, связанные с высотной эксплуатацией, включая: (1) влияние длительных и циклических нагрузок от перепада давления; (2) характеристики используемых материалов; и (3) влияние температуры и ее перепадов. (с) На самолетах с гермокабинами, на которых не выполняются условия безопасного разрушения пункта (е) настоящего параграфа, защитный фонарь вместе с характерной частью его установки должен быть подвергнут специальным испытаниям, воспроизводящим комбинированное воздействие длительных и циклических нагрузок от перепада давления и полетных нагрузок. (d) Лобовое стекло и боковые окна, находящиеся впереди пилота, сидящего в нормальном полетном положении, должны иметь коэффициент пропускания света не менее 70%. (е) Если запрашивается сертификат для эксплуатации на высотах более 7600 м (25000 футов), то лобовые стекла, панели окон и фонари должны быть достаточно прочными, чтобы выдержать нагрузки максимального перепада давления в кабине в сочетании с воздействием критического аэродинамического давления и температуры после повреждения любого несущего элемента лобового стекла, панели окна или фонаря. (f) Если полеты в условиях фактического или прогнозируемого обледенения не запрещены эксплуатационными ограничениями, то должны быть предусмотре- ны средства предотвращения или удаления льда на лобовом стекле в условиях обледенения, указанных в Приложении П23.1419, для обеспечения пилоту адекватного обзора, позволяющего пилоту осуществлять руление, взлет, заход на посадку, приземление и производить любые маневры в пределах эксплуатацион- ных ограничений самолета. (g) В случае любого одиночного отказа система обогрева стекла не должна быть способна увеличить температуру лобового или боковых стекол в местах, где: (1) повреждение конструкции существенно влияет на целостность кабины; или (2) возможна опасность возникновения пожара. 23.777. Органы управления в кабине. (а) Все органы управления в кабине должны быть расположены (кроме случаев, когда их назначение очевидно) и обозначены так, чтобы обеспечивалось удобство использования и исключалось их непреднамеренное перемещение. (b) Органы управления должны быть расположены и установлены таким образом, чтобы сидящий пилот мог полностью и беспрепятственно перемещать любой орган управления и этому не мешала бы его одежда и конструкция кабины. (с) Органы управления двигателей должны быть расположены: (1) На самолетах с несколькими двигателями - на среднем пульте или вверху в центре кабины или вблизи центра; (2) На самолетах с одним двигателем и с тандемным расположением кресел - на левом пульте или приборной доске; (3) На других самолетах с одним двигателем - в центре кабины или вблизи центра на среднем пульте, приборной доске или вверху; и (4) На самолетах с расположением кресел пилотов рядом и с двумя комплектами органов управления силовой установкой - на левом и правом пультах. (d) Порядок размещения органов управления слева направо: рычаг управления двигателем (тягой), управление воздушным винтом (частотой вращения) и управление составом топливной смеси (на самолетах с газотурбинными двигателями - рычаг регулятора воздушного винта и выключатель подачи топлива); рычаги управления двигателем (РУД) должны быть по меньшей мере на 25 мм выше или длиннее (чтобы быть более заметными), чем органы управления воздушным винтом или составом топливной смеси; рычаги управления подогревом воздуха или запасным воздухозаборником должно находиться слева от рычага управления двигателем или, если он не на среднем пульте, то на расстоянии как минимум в 203 мм от органа управления смесью. Если же рычаг управление подогревом воздуха находится на среднем пульте, то он должен устанавливаться сзади или ниже РУД; органы управления наддувом должны быть установлены ниже или сзади органов управления винтом; на самолетах с тандемным расположением кресел и на одноместных самолетах можно размещать органы управления в левой стороне кабины, однако, порядок размещения "слева направо" должен быть следующим: РУД, органы управление воздушным винтом, органы управления составом топливной смеси. (е) Одинаковые органы управления всех двигателей должны быть располо- жены таким образом, чтобы не было сомнения, к какому двигателю относится данный рычаг управления. (1) Обычные органы управления силовой установкой, состоящей из нескольких двигателей, должны быть размещены таким образом, чтобы левые органы управления относились к левому двигателю (левым двигателям), правые - к правому двигателю (правым двигателям). (2) На самолетах с двумя двигателями, установленными впереди и сзади (тандем), левые органы управления силовой установкой должны относиться к переднему двигателю, а правые - к заднему. (f) Органы управления закрылками и вспомогательными аэродинамически- ми устройствами должны быть расположены: (1) в центре или справа от оси среднего пульта или рычагов управления двигателями; и (2) достаточно далеко от крана управления шасси, чтобы избежать ошибки. (g) Кран управления шасси должен быть расположен слева от оси РУД или оси среднего пульта. (h) Все переключатели подачи топлива должны соответствовать требованиям 23.995 и должны быть расположены и установлены таким образом, чтобы пилот при любом возможном положении кресла мог видеть и дотянуться до них, не передвигая кресла или основной орган управления. Кроме того: (1) Для механического переключателя подачи топлива: (i) в качестве указателя выбранного положения переключателя подачи топлива должна использоваться стрелка. Она должна обеспечивать обозначение выбранной позиции, в которой должно быть обеспечено надежное фиксирование выбранного положения переключателя; (ii) стрелка индикатора положения должна размещаться на той части рукоятки, которая имеет максимальный размер, измеренный от центра вращения. (2) Для электрического или электронного переключателя подачи топлива: (i) цифровые органы управления и электрические переключатели должны быть надежно маркированы; (ii) должны быть предусмотрены средства индикации летному экипажу, какой выбран бак и откуда происходит питание. Положение переключателя подачи топлива не считается средством индикации. Положения "ВЫКЛЮЧЕНО" или "ЗАКРЫТО" должны быть обозначены красным цветом. (3) Если ручка переключателя клапана подачи топлива или электричес- кий или цифровой переключатель одновременно является перекрывным средством, то закрытое положение должно отмечаться красным цветом. Если предусмотрено отдельное устройство перекрытия, то оно тоже должно быть красного цвета. 23.779. Перемещение и действие органов управления в кабине. Органы управления в кабине должны быть сконструированы так, чтобы их перемещение и действие соответствовали нижеследующим требованиям (а) Аэродинамические органы управления. (1) Основные органы управления.
2) Вспомогательные органы управления.
(b) Органы управления силовой установкой и агрегатами.
(1) Силовая установка.
(2) Агрегаты.
23.781.Форма рукояток органов управления в кабине. (а) Рукоятки органов управления закрылками и шасси должны соответство- вать общим формам (но не обязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
(b) Рукоятки органов управления силовой установкой должны соответство- вать общим формам (но не обязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке. На секторе газа На приборной доске. | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
![]() |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
23.783. Двери. (a) Каждая отдельная кабина, предназначенная для размещения пассажиров, должна иметь по крайней мере одну легкодоступную наружную дверь. (b) Ни одна пассажирская дверь не должна располагаться относительно диска любого воздушного винта так, чтобы это представляло опасность для лиц, пользующихся этой дверью. (c) Все наружные двери для пассажиров или экипажа должны соответство- вать следующим требованиям: (1) должны быть предусмотрены средства для запирания двери и предотвращения возможности ее случайного открытия в полете людьми, грузом или в результате механического повреждения; (2) дверь должна открываться как изнутри, так и снаружи самолета, даже когда внутренний запирающий механизм находится в запертом положении; (3) должны быть предусмотрены простые и очевидные для использования средства открытия двери, расположенные и маркированные изнутри и снаружи самолета таким образом, чтобы дверь можно было бы легко найти, отпереть и открыть даже в темноте; (4) дверь должна удовлетворять требованиям по маркировке приведенным в 23.811; (5) должны быть приняты достаточные меры по предотвращению заклинивания двери вследствие деформации фюзеляжа при аварийной посадке; (6) допускается использование дополнительных запирающих устройств, приводимых в действие снаружи самолета, но такие устройства должны преодолеваться обычными внутренними средствами открытия двери. (d) Кроме того, каждая наружная дверь для пассажиров или экипажа самолета переходной категории должна соответствовать следующим требованиям: (1) каждая дверь должна открываться как изнутри, так и снаружи, даже в случае скопления людей у двери внутри самолета; (2) если используются двери, открывающиеся внутрь, то должны быть предусмотрены средства, предотвращающие скопление у двери такого количества людей, которое может помешать ее открытию; (3) допускается использование дополнительных запирающих устройств. (e) Каждая наружная дверь на самолете переходной категории, каждая наружная дверь впереди любого двигателя или воздушного винта на самолете нормальной, многоцелевой или акробатической категорий и каждая дверь гермоотсека на герметическом самолете должны соответствовать следующим требованиям: (1) должны быть предусмотрены средства для запирания каждой наружной двери, включая двери грузовых отсеков и служебные двери, и предотвращения возможности ее случайного открытия в полете людьми, перемещением груза или в результате механического повреждения или разрушения одного из элементов конструкции в процессе закрытия или после закрытия; (2) должна быть обеспечена возможность прямого визуального осмотра запирающего механизма для определения полного закрытия и запирания наружной двери, при открытии которой первое движение направлено не внутрь самолета. Предусмотренные средства должны быть различимы при освещении в условиях эксплуатации членами экипажа, использующими электрофонарь или эквивалентный источник света; (3) должны быть предусмотрены визуальные средства предупредительной сигнализации членам летного экипажа о неполном закрытии и запирании наружной двери. Эти средства должны быть спроектированы так, чтобы любой отказ или комбинация отказов, приводящие к ошибочной сигнализации закрытого и запертого положений, были бы невероятными для дверей, при открытии которых первое движение направлено не внутрь самолета. (f) Кроме того, на самолеты переходной категории распространяются следующие требования: (1) каждая входная пассажирская дверь на борту фюзеляжа должна классифицироваться как аварийный выход, расположенный на уровне пола кабины. Этот аварийный выход должен иметь прямоугольный проем шириной не менее 610 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода; (2) если на входной пассажирской двери установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован так, чтобы после воздействия на него инерционных нагрузок в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2), и поломки одной или более стоек шасси, не снижал бы эффективность аварийного покидания самолета пассажирами через входную дверь. 23.785. Кресла, спальные места, носилки, поясные ремни и плечевые привязные ремни. (a) Каждая система "кресло + средства фиксации" и ее опорная конструкция должны быть рассчитаны на обеспечение опоры для людей весом не менее 97,5 кгс каждый при воздействии максимальных перегрузок, соответствующих установленным условиям нагружения в полете и на земле, которые определены в утвержденном диапазоне условий эксплуатации самолета. Кроме того, эти нагрузки должны быть умножены на дополнительный коэффициент безопасности 1,33 при определении прочности всех соединений и креплений: (1) каждого кресла к конструкции; и (2) каждого поясного ремня и каждого плечевого привязного ремня к креслу или к конструкции. (b) Каждая система "кресло + средства фиксации", установленная по направлению или против направления полета самолета нормальной, многоцеле- вой или акробатической категории, должна состоять из кресла, поясных и плечевых привязных ремней, спроектированных таким образом, чтобы обеспе- чить защиту человека, требуемую в 23.562. При других направлениях установки кресла должны обеспечиваться такой же уровень безопасности человека, как и при установке кресла с поясными и плечевыми привязными ремнями по направлению или против направления полета, и меры защиты человека согласно 23.562. (c) На самолетах переходной категории каждое кресло и его опорная конструкция должны быть рассчитаны на людей весом не менее 77 кгс при воздействии на них статических инерционных нагрузок в результате действия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2), при этом каждый человек должен быть защищен от серьезной травмы головы при воздействии инерцион- ных нагрузок в результате действия этих перегрузок посредством поясных и плечевых привязных ремней на креслах переднего ряда и посредством поясных привязных ремней или поясных и плечевых привязных ремней на каждом другом кресле, кроме кресел переднего ряда. (d) Каждая привязная система должна иметь одноточечный привод расстегивания замка для обеспечения возможности аварийной эвакуации человека. (e) Привязная система кресла каждого члена экипажа должна позволять члену экипажа, сидящему с застегнутыми поясными и плечевыми привязными ремнями, исполнять все функции, необходимые для выполнения полета. (f) Каждое кресло пилота должно быть спроектировано с учетом сил реакций, возникающих в результате приложения пилотом усилий к основным органам управления, как указано в 23.395. (g) Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждого поясного и плечевого привязного ремня в нерабочем положении, чтобы они не мешали управлению самолетом и быстрому покиданию самолета в аварийной ситуации. (h) Каждое кресло самолета многоцелевой или акробатической категории должно быть рассчитано на размещение человека с парашютом, если только не заявлено иное. (i) В зоне кабины, окружающей каждое кресло, включая конструкцию, стенки интерьера, приборную доску, штурвал управления, педали и другие кресла в пределах досягаемости головы и туловища человека (сидящего с застегнутой привязной системой), должны отсутствовать потенциально травмоопасные элементы, острые кромки, выступы и жесткие поверхности. Если для удовлетворе- ния этого требования используются энергопоглощающие конструкции или устройства, то они должны защищать человека от серьезной травмы, когда он подвергается действию статических инерционных нагрузок в результате воздействия расчетных перегрузок, приведенных в 23.561(b)(2), или они должны удовлетворять критериям защиты человека согласно 23.562, как это требуется в пунктах (b) и (c) настоящего параграфа. (j) Все направляющие крепления кресел должны быть снабжены упорами для предотвращения выскальзывания кресла из направляющих. (k) Для снижения нагрузок на человека с целью обеспечения соответствия требованиям 23.562 в каждой системе "кресло + средства фиксации" могут использоваться особенности конструкции, такие, как смятие или отделение некоторых элементов. Если такие особенности конструкции не предусмотрены, то система должна оставаться целой. (l) Применительно к настоящему параграфу, передним креслом является кресло, установленное на рабочем месте члена летного экипажа, или любое кресло, расположенное рядом с таким креслом. (m) Каждое спальное место или устройство для носилок, установленное параллельно продольной оси самолета, должно быть спроектировано таким образом, чтобы его передняя часть имела бы обитую торцевую стенку, брезенто- вую перегородку или эквивалентные средства, способные выдержать силы реакций от человека весом 97,5 кгс, который подвергается действию статических инерционных нагрузок в результате воздействия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2). Кроме того: (1) каждое спальное место или носилки должны иметь систему фиксации человека и не должны иметь углов или других частей, которые могли бы нанести серьезную травму находящемуся на них человеку в процессе аварийной посадки; и (2) крепления системы фиксации человека на спальном месте или носилках должны выдерживать статические инерционные нагрузки в результате действия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2). (n) Соответствие требованиям настоящего параграфа к статической прочности кресел и спальных мест, утвержденных как часть типовой конструкции, и установок кресел и спальных мест может быть доказано: (1) анализом конструкции (расчетом на прочность), если конструкция соответствует обычным типам самолетов, для которых известна надежность существующих методов анализа (расчета); (2) сочетанием расчета на прочность (анализа конструкции) и статичес- ких испытаний до максимальной эксплуатационной нагрузки; или (3) статическими испытаниями до расчетных нагрузок. 23.787. Багажные и грузовые отсеки. (a) Каждый грузовой отсек должен быть рассчитан на указанный в его трафарете максимальный вес груза и на критическое распределение нагрузки при соответствующих максимальных перегрузках, относящихся к условиям нагружения в полете и на земле. (b) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения опасного смещения содержимого любого грузового отсека и защиты от него всех органов управления, проводки, трубопроводов, оборудования и вспомогательных агрегатов, поломка или повреждение которых могут повлиять на безопасность полета. (c) Должны быть предусмотрены средства защиты людей от травмирования содержимым любого багажного или грузового отсека, расположенного позади них и отделенного конструкцией, при действии направленной вперед расчетной перегрузки 9,0 с учетом того, что в отсеке находится багаж или груз максимально допустимого веса. (d) Грузовые отсеки должны быть сконструированы из материалов, по меньшей мере трудносгораемых. (e) На самолетах, на которых предусмотрено размещение багажа или груза в одной кабине с пассажирами, должны быть предусмотрены средства для защиты людей от травмирования при действии на груз статических инерционных нагрузок, соответствующих расчетным перегрузкам, установленным в 23.561(b)(3), учитывая максимально допустимый вес багажа или груза в кабине. (f) Если в грузовом отсеке имеются лампы, то каждая лампа должна быть установлена таким образом, чтобы исключалась возможность контакта колбы лампы с грузом. (g) Багажные отсеки, используемые на самолетах переходной категории, должны соответствовать требованиям пунктов (a), (b), (d) и (f) настоящего параграфа. 23.803. Аварийная эвакуация. (a) На самолетах переходной категории должна быть выполнена демонстра- ция аварийной эвакуации с участием максимального количества людей, на которое запрашивается сертификация. Демонстрация должна проводиться в имитируемых ночных условиях с использованием только аварийных выходов, расположенных на наиболее критическом для эвакуации борту самолета. Участники демонстрации должны представлять обычный состав пассажиров, ранее не участвовавших в де-монстрации или ее репетиции. Эвакуация должна быть завершена в пределах 90 с. (b) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то в процессе демонстрации аварийной эвакуации, описанной в пункте (а) настоящего параграфа, для обеспечения внутреннего освещения кабины может быть использована только система аварийного освещения, установленная в соответствии с 23.812. 23.805. Аварийные выходы для летного экипажа. На самолеты, на которых близость аварийных выходов для пассажиров к зоне размещения летного экипажа не представляет удобные и легкодоступные средства эвакуации летного экипажа, распространяются следующие требования: (а) в зоне размещения летного экипажа должно быть предусмотрен либо один аварийный выход на каждом борту самолета, либо верхний аварийный люк; (b) каждый выход должен быть расположен так, чтобы обеспечивалась быстрая эвакуация экипажа, и должен иметь размеры и форму, соответствующие беспрепятственному прямоугольному проему размерами не менее 485 х 510 мм. (с) на каждом аварийном выходе, расположенном на высоте более 1830 мм от земли, должно быть предусмотрено вспомогательное средство для эвакуации. Вспомогательным средством может быть канат или любые другие средства, если продемонстрирована их пригодность этому назначению. Если вспомогательным средством является канат или одобренное устройство, эквивалентное канату, то они должны: (1) крепиться к конструкции фюзеляжа на верхней части проема аварийного выхода или над ним или для аварийных выходов в виде форточек для пилотов в другом одобренном месте, если сложенное устройство или его крепление снижают обзор пилотам в полете; (2) выдерживать (вместе с креплением) статическую нагрузку 180 кгс. 23.807. Аварийные выходы. (a) Количество и расположение. Расположение аварийных выходов должно обеспечивать эвакуацию без давки при любом вероятном положении самолета после аварии. Самолет должен иметь, по крайней мере, следующие аварийные выходы: (1) на всех самолетах с количеством посадочных мест 2 и более, за исключением самолетов с кабинами, закрываемыми фонарями, по крайней мере, один аварийный выход на борту кабины, противоположном основной двери, установленной согласно 23.783; (2) [Зарезервирован]. (3) если кабина экипажа отделена от пассажирской кабины дверью, которая при небольшой аварии, вероятно может блокировать эвакуацию пилотов, то в кабине экипажа должен быть выход. Тогда количество выходов, требуемое пунктом (а)(1) настоящего параграфа, должно определяться отдельно для пассажирской кабины с учетом количества посадочных мест в этой кабине. (b) Тип и открытие. Аварийными выходами должны быть подвижные иллюминаторы, панели, фонари или наружные двери, открываемые как изнутри, так и снаружи самолета, которые обеспечивают открытый и беспрепятственный проем, достаточно большой, чтобы в него вписался эллипс размерами 483 х 660 мм. Дополнительные запирающие устройства, используемые для охраны самолета, должны быть рассчитаны на их преодоление обычными внутренними средствами открытия. Кроме того, каждый аварийный выход должен: (1) быть легкодоступным, не требующим исключительной ловкости при использовании в аварийных ситуациях; (2) иметь простой и очевидный способ открытия; (3) быть расположен и промаркирован для обеспечения легкого его обнаружения и открытия, даже в темноте; (4) иметь приемлемые меры по предотвращению заклинивания при деформации фюзеляжа; и (5) на самолетах акробатической категории - позволять каждому человеку быстро покинуть самолет с парашютом на любой скорости от VSO до VD . (c) Испытания. Безотказное функционирование каждого аварийного выхода должно быть показано испытаниями. (d) Двери и выходы. Кроме того к самолетам переходной категории относятся следующие требования: (1) в дополнение к пассажирской входной двери (i) на самолетах с общим количеством пассажирских мест 15 и менее на каждом борту кабины должен быть аварийный выход, соответствующий требованиям пункта (b) настоящего параграфа; и (ii) на самолетах с количеством пассажирских мест от 16 до 19 должно быть три аварийных выхода, соответствующих требованиям пункта (b) настоящего параграфа; один - на одном борту с пассажирской входной дверью и два - на противоположном борту; (2) должны быть предусмотрены средства запирания каждого аварийного выхода и предотвращения возможности его открытия в полете либо случайно людьми, либо в результате механического повреждения. Кроме того, должны быть предусмотрены средства для прямого визуального осмотра запирающего механизма, позволяющие установить, что каждый аварийный выход, при открытии которого первое движение направлено наружу, полностью закрыт; (3) каждый требуемый аварийный выход, за исключением аварийных выходов на уровне пола кабины, должен быть расположен над крылом или, если он находится на высоте более 1830 мм от земли, должен быть оснащен приемле- мым вспомогательным средством для облегчения спуска людей на землю. Аварийные выходы должны быть распределены равномерно, насколько это практически возможно, принимая во внимание расположение пассажирских мест; (4) если только Заявитель не обеспечил соответствие требованиям пунктом (d)(1) настоящего параграфа, то на борту, противоположном входной пассажирской двери, должен быть предусмотрен аварийный выход с условием, что: (i) на самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не менее 485 мм и высотой не менее 610 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода, расположенный над крылом, при этом высота порога под выходом внутри самолета не превышает 735 мм, а снаружи самолета - 915 мм; (ii) на самолетах с количеством пассажирских мест от 10 до 19 этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода, при этом высота порога под выходом внутри самолета не превышает 510 мм. Если выход расположен над крылом, высота порога снаружи самолета не превышает 685 мм; и (iii) самолет соответствует дополнительным требованиям изложенным в 23.561(b)(2)(iv), 23.803(b), 23.811(c), 23.812, 23.813(b) и 23.815. (е) На многодвигательных самолетах должны быть предусмотрены аварийные выходы при аварийном приводнении в соответствии со следующими требованиями, если только аварийные выходы, требуемые в пунктах (а) или (d) настоящего параграфа, не удовлетворяют этим требованиям: (1) один аварийный выход на каждом борту самолета выше ватерлинии с размерами, установленными в пунктах (b) или (d) настоящего параграфа, в зависимости от того, что применимо; и (2) если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше ватерли- нии, то должны быть предусмотрен легкодоступный верхний аварийный люк, который имеет ширину не менее 510 мм и длину не менее 915 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода. 23.811. Маркировка аварийных выходов. (a) Каждый аварийный выход и каждая наружная дверь в пассажирской кабине должна иметь наружную маркировку и легко идентифицироваться снаружи самолета посредством: (1) заметной схемы визуальной идентификации; и (2) постоянно закрепленного деколя или трафарета на аварийном выходе или рядом с ним, которые указывают способ открытия аварийного выхода, включая любые специальные указания, если это необходимо. (b) Кроме этого на самолетах переходной категории эти аварийные выходы и двери должны быть маркированы с внутренней стороны надписью (табло) "ВЫХОД" ("EXIT") белыми буквами высотой 25 мм на красном фоне высотой 51 мм . Надпись (табло) должна быть самосветящейся или иметь автономное внутреннее электрическое освещение с минимальной яркостью свечения не менее 0,5 кд/м2 (160 микроламбертов). Цвета надписи и фона могут быть изменены на противоположные, если освещение пассажирской кабины практически не изменяется. (с) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то применимы следующие требования: (1) каждый аварийный выход, средства подхода к нему и средства его открытия должны иметь хорошо заметную маркировку; (2) обозначение и расположение каждого аварийного выхода должны обеспечивать его распознавание на расстоянии, равном ширине кабины; (3) должны быть предусмотрены средства, помогающие людям найти выходы в условиях густого дыма; (4) расположение рукоятки управления и инструкции по открытию каждого аварийного выхода изнутри самолета должны быть показаны марки- ровкой, которая удобочитаема с расстояния 760 мм; (5) рукоятка управления каждой входной пассажирской дверью должна быть: (i) самосветящейся с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м2; или (ii) размещена на заметном месте и хорошо освещена аварийным освещением, даже в условиях скопления людей около выхода; (6) каждая входная пассажирская дверь с запирающим механизмом, открываемым поворотной рукояткой, должна быть маркирована: (i) красной стрелкой шириной не менее 20 мм с основанием острия вдвое большей ширины, занимающей не менее 70° длины дуги, радиус которой примерно равен 3/4 длины рукоятки; (ii) так, чтобы осевая линия рукоятки выхода находилась на расстоя- нии ±25 мм от проекции острия стрелки после того, как рукоятка будет полностью повернута и откроет запирающий механизм; и (iii) словом "ОТКРЫТО", написанным буквами красного цвета высотой 25 мм горизонтально около острия стрелки; (7) в дополнение к требованиям пункта (а) настоящего параграфа, каждый аварийный выход должен иметь наружную маркировку, которая: (i) должна включать цветную полосу шириной 50 мм, окантовываю- щую выход; и (ii) должна быть контрастного цвета для легкого ее отличия от окружающей поверхности фюзеляжа. Контраст должен быть таким, чтобы при отражательной способности более темного цвета 15% или менее, отражательная способность более светлого цвета была не менее 45%. "Отражательной способ- ностью" является отношение светового потока, отраженного телом, к световому потоку, воспринимаемому телом. Если отражательная способность более темного цвета превышает 15 %, то должна быть обеспечена разница, как минимум, в 30% между этой отражательной способностью и отражательной способностью более светлого цвета. 23.812. Аварийное освещение. Если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то применимы следующие требования: (a) должна быть установлена система аварийного освещения, не зависящая от основной системы освещения. Однако источники общего освещения кабины могут быть общими для обеих систем - аварийной и основной, если энергоснаб- жение системы аварийного освещения не зависит от энергоснабжения основной системы освещения; (b) должна быть предусмотрена сигнальная лампа для экипажа, которая загорается в кабине экипажа, когда питание на самолете включено, а управляю- щее устройство системы аварийного освещения не взведено; (с) аварийные лампы должны включаться вручную с рабочего места летного экипажа и должны быть оснащены системой автоматического включения. Управляющее устройство в кабине экипажа должно иметь положения "ВКЛЮЧЕНО", "ВЫКЛЮЧЕНО" и "ВЗВЕДЕНО" для того, чтобы после взведения в кабине экипажа лампы включались системой автоматического включения; (d) должны быть предусмотрены средства для предотвращения непреднаме- ренного переключения управляющего устройства из положений "ВЗВЕДЕНО" или "ВКЛЮЧЕНО"; (е) управляющее устройство в кабине экипажа должно быть оснащено средствами, позволяющими взвести или включить систему аварийного освещения в любое время, когда это может потребоваться; (f) во взведенном положении система аварийного освещения должна включаться и лампы должны продолжать гореть при: (1) потере нормального электропитания на самолете; или (2) ударе самолета с перегрузкой торможения свыше 2,0 и изменением скорости удара более 1,07 м/с, направленными по продольной оси самол±та; или (3) возникновении любых других аварийных условий, при которых необходимо автоматическое включение системы аварийного освещения для оказания помощи пассажирам при эвакуации; (g) должна быть обеспечена возможность выключения и переключения системы аварийного освещения л±тным экипажем после ее автоматического приведения в действие; (h) система аварийного освещения должна обеспечивать внутреннее освещение, включая: (1) световые табло указания расположения и маркировки аварийных выходов, в том числе и требуемые в 23.811(b); (2) источники общего освещения кабины, которые должны обеспечивать средний уровень освещенности не менее 0,55 лк и уровень освещенности в любой точке не менее 0,11 лк при измерении вдоль оси основного(ых) продольного(ых) прохода(ов) для пассажиров на высоте подлокотников кресел; и (3) расположенную вблизи пола маркировку пути аварийного покидания, которая должна обеспечивать руководство для пассажиров при аварийной эвакуации, когда все источники освещения на высоте более 1220 мм от пола прохода в кабине полностью затемнены; (i) энергоснабжение каждого устройства аварийного освещения должно обеспечивать требуемый уровень освещенности в течение, как минимум, 10 мин при критических окружающих условиях после включения системы аварийного освещения; (j) если для энергоснабжения системы аварийного освещения используются аккумуляторные батареи, то они могут подзаряжаться от основной системы электропитания самолета, если зарядная цепь спроектирована так, что предотвра- щается возможность случайной разрядки батарей при неисправностях зарядной цепи. Если система аварийного освещения не включена в зарядную цепь, то требуется предусмотреть средства индикации состояния батарей; (k) элементы системы аварийного освещения, включая аккумуляторы, проводку, реле, лампы и переключатели, должны нормально работать после воздействия инерционных сил в результате действия расчетных перегрузок, установленных в 23.561(b)(2); (l) система аварийного освещения должна быть спроектирована так, чтобы после любого единичного поперечного вертикального разделения фюзеляжа при посадке с аварией: (1) оставались работоспособными не менее 75% всех электрических аварийных ламп, требуемых этим параграфом; и (2) оставалось работоспособным каждое электрически освещаемое табло аварийного выхода, требуемое в 23.811(b) и (с), кроме непосредственно поврежденных при разрыве. 23.813. Проход к аварийным выходам. (a) На самолетах переходной категории проход к аварийным выходам типа иллюминаторов (окон) не должен перекрываться креслами или спинками кресел. (b) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то должен быть обеспечен следующий подход к аварийному выходу: (1) проход для пассажиров, ведущий из продольного прохода к входной пассажирской двери, должен быть беспрепятственным и иметь ширину не менее 510 мм; (2) должно быть предусмотрено достаточное пространство около входной пассажирской двери для оказания помощи пассажирам при эвакуации, при этом беспрепятственная ширина прохода для пассажиров должна быть не менее 510 мм; (3) если для подхода к любому требуемому аварийному выходу с любого кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход между пассажир- скими кабинами, то этот проход должен быть беспрепятственным. Однако могут быть использованы шторы, если они допускают свободное движение по проходу; (4) в любой перегородке между пассажирскими кабинами не может быть установлена дверь, если только она не имеет средств для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от двери в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2); (5) если для подхода к любому требуемому аварийному выходу с любого пассажирского кресла необходимо пройти через дверь, отделяющую пассажирскую кабину от других зон, то дверь должна иметь средства для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от двери в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2). 23.815. Ширина прохода. (a) За исключением установленного в пункте (b) настоящего параграфа, на самолетах переходной категории ширина основного продольного прохода для пассажиров в любой точке между креслами должна быть не менее значений, приведенных в следующей таблице:
(b) Если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), ширина продольного прохода в любой точке между креслами должна быть равна или превосходить значения, указанные в следующей таблице:
*Может быть одобрен более узкий проход, но шириной не менее 229 мм, если его достаточность будет подтверждена испытаниями, которые Компетентный орган сочтет необходимыми. 23.831. Вентиляция. (a) Каждая из кабин пассажиров и экипажа должны иметь соответствующую вентиляцию. Концентрация окиси углерода не должна превышать одну часть на 20000 частей воздуха. (b) В дополнение к этому, на самолетах с герметической кабиной воздух для вентиляции кабин летного экипажа и пассажиров не должен содержать вредных или опасных концентраций газов и паров в нормальном полете и в случае умеренно вероятных отказов или неисправностей систем вентиляции, отопления, наддува или других систем и оборудования. Если скопление опасного количества дыма в кабине экипажа умеренно вероятно, то удаление дыма должно быть легко выполнимым, как при эксплуатационной величине наддува в гермокабине , так и при пониженом до безопасных пределов значений наддува. НАДДУВ 23.841. Герметические кабины и система регулирования давления (СРД). (a) Если требуется сертификация для выполнения полетов на высотах более 9500 м (31000 футов), то в кабине должно выдерживаться давление, соответствующее высоте не более 4500 м (15000 футов), в случае любого вероятного отказа или неисправности системы наддува. (b) Гермокабины должны иметь по крайней мере следующие клапаны, органы управления и индикаторы для регулирования давления в кабине: (1) два регулирующих клапана для автоматического ограничения положительного перепада давления до заданной величины при максимальной подаче воздуха источником давления. Общая пропускная способность этих клапанов должна быть достаточно большой, чтобы отказ любого клапана не вызвал значительного увеличения перепада давления. Перепад давления считается положительным, если внутреннее давление больше внешнего; (2) два клапана отрицательного перепада давления (или равноценные им устройства), автоматически не допускающих отрицательного перепада давления, который мог бы повредить конструкцию. Однако, достаточно одного клапана, если его конструкция обеспечивает надежность и безотказность работы; (3) устройства, при помощи которых можно быстро выровнять давление; (4) автоматический или ручной регулятор для регулирования поступле- ния или стравливания воздуха, или того и другого, для поддержания необходимо- го внутреннего давления и воздухообмена; (5) приборы, показывающие пилоту перепад давления, высоту по давлению в кабине и скорость изменения высоты по давлению в кабине; (6) предупреждающую сигнализацию, расположенную на рабочем месте пилота, показывающую превышение безопасного или заданного перепада давления и превышение высоты в кабине 3000 м (10000 футов); (7) предупреждающую надпись на рабочем месте пилота, если конструк- ция самолета не рассчитана на максимальный перепад давления, установленный для предохранительного клапана, в сочетании с посадочными нагрузками; (8) устройство для остановки вращения компрессора или отвода воздуха из кабины, если продолжение вращения компрессора, приводимого в действие двигателем, или продолжение поступления воздуха от компрессора создает опасность в случае неисправности. 23.843. Испытания герметических кабин. (a) Испытания на прочность. Вся гермокабина, включая двери, иллюмина- торы, фонарь и клапаны, должна быть испытана как гермоемкость на перепад давления, указанный в 23.365(d). (b) Функциональные испытания. Должны быть проведены следующие испытания на функционирование: (1) проверка работы и пропускной способности клапанов положительного и отрицательного перепада давления и аварийного предохранительного клапана с имитацией условий, возникающих при закрытых клапанах регулятора давления; (2) испытания системы наддува для демонстрации ее безотказной работы при всех возможных режимах давления, температурах и влажностях вплоть до максимальной высоты, для которой требуется сертификация; (3) летные испытания для доказательства безотказной работы системы наддува, регуляторов давления и расхода воздуха, индикаторов и сигнализаторов при установившемся и ступенчатом наборе высоты и снижении при вертикальных скоростях, соответствующих максимально допустимым в пределах эксплуатацион- ных ограничений самолета, вплоть до максимальной высоты, на которую запрашивается сертификация; (4) испытания всех дверей и аварийных выходов для демонстрации и нормального функционирования после проведения летных испытаний, предписан- ных в пункте (b)(3) настоящего параграфа. ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА 23.851. Огнетушители. (a) В кабине экипажа должен быть по крайней мере один ручной огнетуши- тель легко доступный сидящему пилоту. (b) По крайней мере один ручной огнетушитель должен быть удобно размещен в пассажирской кабине: (1) каждого самолета с числом пассажиров более 6; (2) каждого самолета переходной категории. (c) Для ручного огнетушителя требуется следующее: (1) тип и количество каждого огнегасящего вещества должны соответ- ствовать возможному виду пожара в местах его применения, (2) каждый огнетушитель, предназначенный для использования в отсеках с людьми, должен быть рассчитан на сведение к минимуму опасной концентрации токсичных газов. 23.853. Внутренняя отделка отсеков. Во всех отсеках, используемых экипажем или пассажирами: (а) материалы при испытании на горючесть должны удовлетворять требованиям Приложения F к настоящим Нормам или других одобренных эквивалентных методик; (b) [Зарезервирован]. (с) если курение запрещено, то должна быть соответствующая надпись, а если курение разрешено, то: (1) следует иметь достаточное число встроенных съемных пепельниц закрывающегося типа из материалов не менее теплостойких, чем алюминиевый сплав; (2) если кабина экипажа отделена от пассажирской, то должна быть хотя бы одна световая надпись (буквенная или в виде символов), извещающая всех пассажиров в тех случаях, когда курение запрещается. Надписи, извещающие о запрете курения, должны быть: (i) при включенном подсвете отчетливо видны каждому пассажиру, сидящему в пассажирской кабине, при всех возможных условиях освещения; (ii) выполнены таким образом, чтобы экипаж мог включать и выключать подсвет; (d) дополнительно для самолетов переходной категории: (1) все имеющиеся на самолете контейнеры для полотенец, бумаги и мусора должны полностью закрываться, должны быть изготовлены из материалов не менее теплостойких, чем алюминиевый сплав, и должны задерживать огонь, который может в них возникнуть при нормальном использовании. Способность данных контейнеров задерживать огонь при всех возможных условиях износа, неправильной установке и вентиляции, ожидаемых в эксплуатации, следует подтвердить испытаниями или использовать материалы ранее проведенных испытаний для других самолетов, на которых установлены контейнеры аналогич- ной конструкции. На контейнере или рядом c ним должна быть четкая надпись "СИГАРЕТЫ НЕ БРОСАТЬ"; (2) туалетные помещения должны быть обеспечены надписями "НЕ КУРИТЬ" или "В ТУАЛЕТЕ НЕ КУРИТЬ", расположенными на видном месте с обеих сторон входных дверей, и отдельными съемными пепельницами, размещенными на видном месте c входной стороны двери туалета или рядом с ней. Надписи должны быть выполнены красными буквами высотой не менее 12 мм на белом фоне высотой не менее 25,0 мм. (На эту надпись можно поместить знак запрещающий курение); (3) материалы (включая покрытия или декоративные поверхности, наносимые на материалы), используемые во всех отсеках, занимаемых экипажем или пассажирами, должны удовлетворять следующим требованиям в той части, в какой они к ним применимы: (i) внутренняя облицовка потолка и стен, перегородки, конструкции буфета, стенки больших шкафов, конструкции пола, а также материалы, используемые в конструкции багажных отсеков (кроме багажных отсеков под креслами и отсеков для хранения мелких предметов, таких, как журналы и карты), должны иметь показатели при испытаниях их на горючесть в вертикаль- ном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками. Средняя длина обугливания не должна превышать 150 мм, а среднее время горения после удаления от источника воспламенения не должно превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть в среднем более 3 с после падения; (ii) покрытие пола, текстильные материалы (включая драпировку и обивку), подушки кресел, набивочные материалы, декоративные и недекоратив- ные покрытия, кожа, материалы подносов и буфетного оборудования, электроизо- ляция, тепло- и звукоизоляция и изоляционные покрытия, воздушные трубопро- воды, покрытия соединений и выступов, облицовка грузовых отсеков, чехлы для грузов и прозрачные материалы, литые и термоформованные детали, соединения воздушных трубопроводов, планки декоративные и для крепления, которые изготовлены из материалов, не описанных в пункте (d)(3)(iv) настоящего параграфа, должны иметь показатели при испытании их на горючесть в вертикальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками. Средняя длина обугливания не должна превышать 200 мм, а среднее время горения после удаления источника воспламенения не должно превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть в среднем более 5 с после падения; (iii) __ . (iv) окна и трафареты из акрилового материала, детали, изготовленные полностью или частично из эластомерных материалов, комплекты приборов с торцевым освещением, состоящие из двух или более приборов в общем корпусе, привязные, поясные и плечевые ремни, швартовочное оборудование для грузов и багажа, включая контейнеры, ящики, поддоны и т.п., применяемые в кабинах для пассажиров и экипажа, должны иметь скорость горения не выше 60 мм в минуту при испытании их на горючесть в горизонтальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками; (v) кроме изоляции электрической проводки и небольших деталей (таких, как кнопки, рукоятки, штурвалы, замки, зажимы, люверсы, прокладки, шкивы и небольшие детали электрооборудования), которые __ мало способствуют распространению пламени, материалы изделий, не оговоренных в пунктах (d)(3)(i), (ii),__ или (iv) настоящего параграфа, должны иметь скорость горения не более 100 мм/мин при испытании их на горючесть в горизонтальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками; (e) трубопроводы, баки или оборудование, содержащие топливо, масло или другие воспламеняющиеся жидкости, не должны устанавливаться в таких отсеках, где не предусмотрены надлежащие экраны, изоляция или иные средства защиты, чтобы любая поломка или отказ перечисленных в настоящем пункте видов оборудования не создавали опасности возникновения пожара; (f) авиационные материалы, находящиеся с кабинной стороны противопо- жарной перегородки, должны быть самозатухающими или должны быть настолько удалены от противопожарной перегородки или защищены иным образом, чтобы не происходило воспламенения в случае воздействия на противопожарную перегородку пламени с температурой не менее 1100° C в течение 15 мин. Самозатухающие материалы (за исключением изоляции электрических проводов, кабелей и небольших деталей, которые __ не оказывают существенного влияния на распространение пламени) должны быть подвергнуты испытаниям на горючесть в вертикальном положении, согласно Приложению F к настоящим Нормам или по эквивалентной методике __ . Средняя длина обугливания не должна превышать 150 мм, а средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 15 с. Отделяющиеся от испытуемого образца капли не должны гореть в среднем более 3 с после падения. 23.859. Противопожарная защита обогревателей. (а) Пожароопасные зоны обогревателей. Следующие пожароопасные зоны обогревателей должны быть защищены от пожара в соответствии с применимыми требованиями параграфов 23.1182 - 23.1191 и 23.1203: (1) зона, окружающая обогреватель, если в этой зоне имеются элементы системы, содержащей воспламеняющуюся жидкость (за исключением топливной системы обогревателя), которые могут: (i) повреждаться при неисправности обогревателя; или (ii) пропускать воспламеняющиеся жидкости или пары, в случае их утечки, в обогреватель; (2) зона, окружающая обогреватель, если топливная система обогревателя имеет арматуру, которая в случае утечки будет пропускать пары топлива в эту зону; (3) часть вентиляционного канала, которая окружает камеру сгорания. (b) Воздушные вентиляционные каналы. Все воздушные вентиляционные каналы, проходящие через любую пожароопасную зону, должны быть огненепро- ницаемыми. Кроме того: (1) если огненепроницаемые клапаны или другие средства равной эффективности не обеспечивают изоляцию, то воздушный вентиляционный канал, идущий от каждого обогревателя, должен быть огненепроницаемым на достаточно большом участке, чтобы любой пожар, возникший в обогревателе, не выходил за пределы канала; и (2) каждая часть любого вентиляционного канала, проходящего через любую зону, где есть система с воспламеняющейся жидкостью, должна быть так сконструирована или изолирована от этой системы, чтобы неисправность любого компонента этой системы не могла привести к попаданию воспламеняющихся жидкостей или паров в поток воздуха для вентиляции. (с) Каналы подвода воздуха к камере сгорания. Все каналы подвода воздуха к камере сгорания должны быть огненепроницаемыми на достаточно большом участке, чтобы не допустить повреждения от обратной вспышки или распростра- нения пламени в обратную сторону. Кроме того: (1) канал подвода воздуха к камере сгорания не должен иметь общего отверстия с вентиляционным воздушным каналом, если не обеспечено, чтобы пламя при обратной вспышке или обратном горении не могло попасть в поток воздуха для вентиляции в любых условиях эксплуатации, включая противоток или неисправность обогревателя или связанных с ним компонентов; и (2) канал подвода воздуха к камере сгорания не должен препятствовать быстрому отводу любой обратной вспышки, которая при наличии препятствия могла бы вызвать отказ обогревателя. (d) Органы управления обогревателем. Общие требования. Должны быть приняты меры для предотвращения опасного скопления воды или льда на (в) любом элементе управления обогревателем, проводке системы управления и предохранительном устройстве. (е) Предохранительные устройства обогревателя. (1) Каждый обогреватель, работающий на жидком топливе, должен иметь следующие предохранительные устройства: (i) независимо от компонентов, обеспечивающих нормальное непрерывное регулирование температуры воздуха, расхода воздуха и топлива, должны быть предусмотрены средства автоматического отключения воспламене- ния и подачи топлива к данному обогревателю, расположенные в удаленном от обогревателя месте и срабатывающие, если произойдет следующее: (A) температура теплообменника превысит безопасные пределы; (B) температура воздуха для вентиляции превысит безопасные пределы; (C) расход воздуха для горения станет недостаточным для безопасной работы; (D) расход воздуха для вентиляции станет недостаточным для безопасной работы; (ii) средства сигнализации экипажу о том, что обогреватель, теплоот- дача которого важна для безопасной эксплуатации, отключен автоматическим устройством, предусмотренным в пункте (e)(1)(i) настоящего параграфа; (2) устройства, удовлетворяющие требованиям пункта (e)(1)(i) настоящего параграфа для любого отдельного обогревателя, должны: (i) быть независимы от компонентов, обслуживающих любой другой обогреватель, теплоотдача которого важна для безопасной эксплуатации; и (ii) держать обогреватель выключенным, пока он не будет повторно включен экипажем. (f) Воздухозаборники. Все заборники воздуха для вентиляции и для горения должны быть расположены так, чтобы воспламеняющиеся жидкости и пары не могли проникнуть в систему обогревателя при любых условиях эксплуатации: (1) во время нормальной работы компонентов, или (2) в результате неисправности любого компонента. (g) Выхлоп обогревателя. Выхлопные системы обогревателя должны удовлетворять требованиям 23.1121 и 23.1123. Кроме того, в конструкции выхлопной системы обогревателя должны быть предусмотрены меры безопасного отвода продуктов сгорания, не допуская: (1) утечки топлива из выхлопной системы в окружающие отсеки; (2) контакта выхлопных газов с окружающим оборудованием или конструкцией; (3) загорания воспламеняющихся жидкостей от выхлопных газов, если выхлопная система находится в отсеке, в котором проходят трубопроводы с воспламеняющейся жидкостью; и (4) препятствий в выхлопной системе для отвода обратных вспышек во избежание отказа обогревателя. (h) Топливные системы обогревателя. Все топливные системы обогревателей должны удовлетворять всем требованиям к топливным системам силовых установок, влияющим на безопасную работу обогревателя. Все компоненты топливной системы обогревателя, расположенные в зоне прохождения потока воздуха для вентиляции, должны быть защищены кожухами, чтобы в случае утечки топлива из этих компонентов оно не могло попасть в поток воздуха для вентиляции. (i) Дренаж топлива. Должны быть предусмотрены средства для безопасного дренажа топлива, которое может скапливаться внутри камеры сгорания или теплообменника. Кроме того: (1) все части дренажной системы, работающей при высоких темпера- турах, должны быть защищены таким же образом, как и выхлопные системы обогревателя; (2) все выходные устройства должны быть защищены от опасного нарастания льда в любых условиях эксплуатации. 23.863. Защита от пожара систем с воспламеняющимися жидкостями. (a) В каждой зоне, куда возможно попадание воспламеняющихся жидкостей или паров из-за утечки в жидкостной системе, должны находиться средства, снижающие до минимума вероятность воспламенения этих жидкостей и паров, а также уменьшающие опасность, если воспламенение произойдет. (b) Соответствие требованиям пункта (a) настоящего параграфа должно быть доказано путем анализа или испытаний, при которых должны быть рассмотрены следующие факторы: (1) возможные источники и пути утечки жидкостей и средства обна- ружения утечек; (2) характеристики воспламеняемости жидкостей, включая влияние любых горючих или поглощающих материалов; (3) возможные источники воспламенения, включая неисправности в электросистеме, перегрев оборудования и неправильное срабатывание защитных устройств; (4) имеющиеся средства ограничения или тушения пожара, такие, как перекрывание потока жидкости, отключение оборудования, огненепроницаемые кожухи или применение пламегасящих составов; (5) способность тех компонентов самолета, которые являются критичес- кими с точки зрения безопасности полета, выдерживать пожар и нагрев. (с) Если для предотвращения или противодействия горению жидкости требуются действия летного экипажа (например, отключение оборудования или приведение в действие огнетушителя), то должны быть предусмотрены быстро- действующие средства предупреждения экипажа об опасности. (d) Должна быть определена и указана каждая зона, куда возможно попадание воспламеняющихся жидкостей или паров из-за утечки в жидкостной системе. 23.865. Противопожарная защита элементов управления полетом, подмоторной рамы и других частей конструкции самолета. Проводки управления, подмоторные рамы (за исключением тех частей, которые сертифицированы как часть двигателя) и другие элементы конструкции, обеспечивающие полет и расположенные в двигательном отсеке, должны быть изготовлены из огненепроницаемого материала или экранированы так, чтобы они могли выдержать воздействие пламени с температурой 1100 °С в течение 15 мин. Узлы крепления двигателя должны удерживать двигатель, если неогненепроницаемые части его узлов крепления разрушатся во время пожара. ОЦЕНКА ЗАЩИТЫ ОТ МОЛНИИ 23.867. Защита конструкции от молнии (a) Конструкция самолета должна быть защищена от катастрофических воздействий молнии. (b) Для металлических деталей соответствие пункту (a) настоящего параграфа может быть подтверждено: (1) правильной металлизацией деталей с каркасом; или (2) таким проектированием частей, чтобы удар молнии не подвергал опасности самолет. (c) Для неметаллических частей соответствие пункту (a) настоящего параграфа может быть подтверждено: (1) таким проектированием частей, которое сводит до минимума влияние удара молнии; или (2) использованием приемлемых средств отвода возникшего электри- ческого тока так, чтобы не подвергать опасности самолет (A) На самолете должны быть предусмотрены меры (электростатические разрядники, покрытия, перемычки и пр.), обеспечивающие стекание электростати- ческого заряда при полете в облаках слоистых форм и в осадках без нарушения нормальной работы радиоэлектронного оборудования. РАЗНОЕ 23.871. Средства нивелировки Должны быть предусмотрены средства для определения горизонтального положения самолета на земле |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
<-- Предыдущая глава Следующая глава --> Вернуться к оглавлению |