РАЗДЕЛ Е - СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

23.901 Силовая установка.

(а) Cиловая установка самолета включает в себя ряд компонентов, каждый из которых:

(1) необходим для создания тяги; и

(2) обеспечивает безопасность основных двигательных установок.

(b) Каждая силовая установка должна быть сконструирована и размещена так, чтобы:

(1) обеспечивалась безопасная эксплуатация до максимальной высоты, для которой запрошено одобрение;

(2) обеспечивался доступ для необходимых осмотров и техническо- го обслуживания;

(с) Капоты и гондолы двигателей должны быть легкосъемными или легкооткрываемыми пилотом, чтобы обеспечить доступ в двигательный отсек и осмотр его для предполетных проверок. (d) Каждая силовая установка с ГТД должна быть сконструирована и размещена так, чтобы:

(1) вибрационные характеристики двигателя не превышали значений, установленных в процессе его сертификации.

(2) обеспечивать продолжительную безопасную эксплуатацию без снижения мощности и тяги в ливень в течение не менее 3 мин с содержанием воды не менее 4% по весу от расхода воздуха через двигатель при максимальной установленной взлетной мощности или тяге и при полетном малом газе. Двигатель должен безопасно набирать и снижать обороты после работы на установленном режиме в условиях ливня.

(e) Установка должна удовлетворять:

(1) инструкциям, на воздушный винт и двигатель, разработанным при сертификации двигателя и воздушного винта ( в соответствии с АП-33 и АП-35 ).

(2) применимым положениям настоящего раздела.

(f) Установка каждой ВСУ должна отвечать применимым разделам настоящих Норм.

23.903 Двигатели.

(а) Сертификация типа двигателя.

(1) Каждый двигатель должен иметь сертификат типа.

(2) Каждый газотурбинный двигатель должен:

(i) либо удовлетворять требованиям параграфа 33.77 АП-33;

(ii)либо должен иметься опыт эксплуатации на подобных по компоновке установках, свидетельствующий, что попадание посторонних предметов не приводило к каким-либо небезопасным состояниям.

(b) Газотурбинные двигательные установки. Для газотурбинных двигательных установок:

(1) При проектировании должны быть приняты меры по сведению к минимуму опасности для самолета в случае нелокализованного разрушения ротора двигателя или пожара внутри двигателя, прожигающего его корпус (см. Приложение П23.903 (b)(1)).

(2) Системы силовой установки, связанные с устройствами, системами и приборами управления двигателя, должны быть спроектирова- ны так, чтобы было гарантировано, что те эксплуатацион- ные ограничения двигателя, нарушение которых неблагоприятно влияет на прочность конструкции ротора турбины, не будут превышены в эксплуатации.

(с) Изоляция двигателя. Двигательные установки должны располагаться и изолироваться друг от друга так, чтобы отказ любого двигателя или отказ (включая разрушение из-за пожара в двигательном отсеке) любой системы, влияющей на работу двигателя (кроме топливного бака, если установлен только один бак), не мог:

(1) препятствовать непрерывной нормальной работе остальных двигателей; или

(2) требовать немедленных действий со стороны любого члена экипажа для обеспечения непрерывной безопасной работы остальных двигателей.

(d) Запуск и остановка поршневого двигателя.

(1) Конструкция силовой установки должна быть такой, чтобы опасность возникновения пожара, механического повреждения двигателя или самолета в результате запуска двигателя во всех условиях в которых запуск разрешен была сведена к минимуму. Все технические приемы запуска и связанные с этим ограничения должны быть установлены и включены в РЛЭ, в другие одобряемые руководства или в соответствующие эксплуатационные трафареты. Должны быть предусмотрены средства для

(i) повторного запуска любого двигателя многомоторного самолета в полете; и

(ii) остановки любого двигателя в полете, после отказа двигателя, если продолжение вращения вала двигателя может привести к опасности для самолета.

(2) Дополнительно, к самолетов переходной категории требуется чтобы:

(i) каждый компонент системы остановки двигателя, находящий- ся в пожароопасной зоне был, по меньшей мере, огнестойким;

(ii) если для остановки вращения двигателя используются гидравлические системы флюгирования воздушного винта , то магистрали этих систем должны быть по меньшей мере огнестойкими при эксплуатационных условиях их нагружения, которые могут ожидаться во время флюгирования.

(е) Запуск и остановка газотурбинного двигателя. Газотурбинные двигательные установки должны удовлетворять следующим требованиям:

(1) конструкция силовой установки должна быть такой, чтобы опасность возникновения пожара или механического повреждения двигателя или самолета в результате запуска двигателя в любых условиях, в которых запуск разрешен, была сведена к минимуму. Все необходимые для этого технические приемы запуска двигателя и связанные с этим ограничения должны быть разработаны и включены в РЛЭ, в другие одобряемые руководства или в соответствующие эксплуатационные трафареты, если это требуется согласно 23.1541(а)(2) настоящих Норм;

(2) должны быть предусмотрены средства для прекращения горения любого двигателя и для остановки любого двигателя, если продолжение вращения может быть опасносным для самолета. Каждый компонент системы остановки двигателя, размещенный в любой пожароопасной зоне должен быть огнестойким. Если для остановки вращения двигателя используется гидравлическая система флюгирования винта, то трубопроводы или гибкие шланги этой системы должны быть огнестойкими;

(3) должен быть возможен повторный запуск двигателя в полете. Все необходимые для этого технические приемы управления и связанные с этим ограничения должны быть разработаны и включены в РЛЭ в другие одобряемые руководства или в соответствующие эксплуатационные трафареты, если это требуется согласно 23.1541(а)(2) настоящих Норм;

(4) в полете должно быть продемонстрировано, что, когда повтор- ный запуск двигателей производится вслед за ложным запуском, все топливо или пары удаляются таким образом, что не возникает опасность пожара.

(f) Способность к повторному запуску. Должна быть заявлена область значений высоты и скорости полета самолета для повторного запуска двигателя в полете, и каждый установленный двигатель должен обладать способностью к повторному запуску в пределах этой области.

(g) Для самолетов с газотурбинными двигателями, если минимальная частота авторотации двигателей после выключения всех двигателей в полете недостаточна для обеспечения необходимой электрической энергии для камеры сгорания, должен быть предусмотрен независимый от приводимой двигателем электрогенераторной системы источник энергии, для обеспечения зажигания в полете с целью повторного запуска.

23.904 Автоматическая система управления резервной мощностью. Если установлена автоматическая система управления резервной мощности, которая автоматически увеличивает мощность или тягу на двигателе (ях) при отказе любого двигателя во время взлета. то она должна соответствовать требованиям Приложения Н настоящих Норм.

23.905 Воздушные винты.

(а) Каждый воздушный винт должен иметь сертификат типа.

(b) Мощность двигателя и частота вращения вала винта не должны превышать пределы, в которых винт сертифицирован.

(с) Каждый флюгируемый воздушный винт должен иметь средства вывода его из флюгерного положения.

(d) Каждый компонент системы управления шагом лопастей воздушно- го винта должен соответствовать требованиям параграфа 35.42 АП-35.

(e) Все поверхности самолета впереди толкающего воздушного винта. которые способны накапливать и сбрасывать лед, который попадает в плоскость вращения воздушного винта при любых условиях эксплуатации, должны быть соответствующим образом защищены от обледенения, или должно быть показано, что любой лед, оторвавшийся с этой поверхности и попавший в плоскость вращения воздушного винта не приведет к возникно- вению опасных условий.

(f) Каждый толкающий воздушный винт должен быть маркирован таким образом, чтобы он был хорошо виден при вращении на земле в дневных условиях.

(g) Если выхлопные газы двигателя попадают в плоскость вращения воздушного винта, то должно быть показано испытаниями или анализом, подтвержденным испытаниями, что воздушный винт способен безопасно эксплуатироваться продолжительное время.

(h) Все капоты двигателя, смотровые лючки и другие съемные элементы должны быть сконструированы таким образом, чтобы не могли отделяться от самолета и попасть во вращающийся толкающий воздушный винт.

23.907 Вибрация воздушного винта.

(a) Для каждого воздушного винта с металлическими лопастями или высоко нагруженными металлическими элементами должно быть показано, что вибрационные напряжения в нормальных эксплуатационных условиях не будут превышать величин, безопасность которых была показана Разработчиком воздушного винта для длительной эксплуатации. Это должно быть показано на основании:

(1) измерения напряжений непосредственно при испытании винта;

(2) установления подобия с силовыми установками, для которых такие измерения уже выполнены; или

(3) любого другого приемлемого метода испытаний или опытом эксплуатации, который показал безопасность установки этого воздушного винта на самолете.

(b) доказательство безопасности вибрационных характеристик для любого типа воздушного винта, за исключением обычного, деревянного винта неизменяемого шага, должно быть представлено, если это необходимо.

23.909 Системы турбонагнетателя.

(а) Каждый турбонагнетатель должен быть одобрен при сертификации типа двигателя или должно быть показано, что система турбонагнетателя, при нормальной установки на двигателе и совместной работе с двигателем-

(1) может выдержать без появления дефекта длительные 150-часовое испытание на любом другом представительном двигателе, которое удовлетворяет соответствующим требованиям АП-33; и

(2) не будет оказывать никакого неблагоприятного влияния на двигатель.

(b) Неисправности системы управления, вибрации и ненормальные частоты вращения и температуры, ожидаемые в эксплуатации, не должны повреждать компрессор или турбину турбонагнетателя.

(с) Корпус каждого турбонагнетателя должен быть способен удержать обломки компрессора или турбины, которые отрываются на наибольшей частоте вращения, достигаемой при бездействующих устройствах регулиро- вания нормальной частоты вращения.

(d) Каждая установка внутреннего охладителя воздуха, если она предусмотрена должна соответствовать следующим требованиям:

(1) установка внутреннего охладителя воздуха должна быть сконструирована так, чтобы выдерживать действующие на систему нагрузки;

(2) должно быть показано, что при установленных существующих вибрациях, внутренний охладитель воздуха не будет иметь отказов, результатом которых может стать попадание частей промежуточного охладителя в двигатель; и

(3) воздушный поток, проходящий через внутренний охладитель не должен выходить непосредственно на любые части самолета (такие как лобовое стекло), если не показано, что такой выход воздушного потока не приведет к опасным последствиям для самолета во всех условиях эксплуата- ции.

(е) Мощность двигателя, характеристики охлаждения, эксплуатацион- ные ограничения и влияние установки системы турбонагнетателя должны быть оценены. Правила эксплуатации турбонагнетателя и ограничения должны быть включены в РЛЭ в соответствии с 23.1581.

23.925 Клиренс воздушного винта.

При максимальном весе самолета, наиболее неблагоприятной центровке и наиболее неблагоприятной установке шага винта, клиренсы винтов не должен быть меньше указанного ниже, если нет обоснования меньших клиренсов.

(а) Клиренс с землей. При стояночном обжатии шасси и при горизонтальном взлетном или рулежном положениях самолета, в зависимос- ти от того, какое из них более критическое, между каждым винтом и землей должен быть клиренс не менее 178 мм (для каждого самолета с носовым колесом) или 229 мм (для каждого самолета с хвостовым колесом). Кроме того, для каждого самолета с обычными стойками шасси, имеющими жидкостные или механические средства поглощения ударов при посадке, должен быть положительный клиренс между винтом и землей при горизонтальном взлетном положении самолета, когда пневматик критического колеса полностью спущен и соответствующая амортизационная стойка шасси обжата до упора. Положительный клиренс на самолетах с рессорной амортизацией доказывается при обжатии, соответствующем перегрузке 1,5.

(b) Хвостовые воздушные винты. В дополнение к требованиям по клиренсу, предписываемым пунктом (а) настоящего параграфа, самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы воздушный винт не соприкасался с повер- хностью ВПП, когда самолет имеет предельное положение по тангажу в процессе нормального взлета и посадки. Если имеются хвостовое колесо, амортизатор или устройство, поглощающее энергию, то для установления соответствия с требованиями этого пункта применимо следующее:

(1) Соответствующие расчетные нагрузки должны быть установлены для хвостового колеса, амортизатора или устройства поглощения энергии.

(2) Опорная конструкция хвостового колеса, амортизатора и устройства поглощающего энергию должна быть спроектирована таким образом, чтобы выдерживать нагрузки, установленные в пункте (b) (1) настоящего параграфа.Должны быть установлены критерии осмотров и замены для хвостового колеса, амортизатора и устройства поглощающего энергию, которые предусмотрены как часть информации требуемой параграфом

23.1529. (c) Клиренс с водой.

Между каждым винтом и водой должен быть клиренс не менее 457 мм, если соответствие с требованием параграфа 23.239 нельзя доказать при меньшем клиренсе.

(d) Клиренс с конструкцией.

Должны быть обеспечены:

(1) радиальный зазор не менее 25.4 мм между концами лопастей винта и конструкцией самолета плюс любой дополнительный радиальный зазор, необходимый для предохранения возникновения опаснои вибрации;

(2) продольный зазор не менее 12,7 мм между лопастями или коком винта и неподвижными элементами конструкции самолета; и (3) положительный зазор между другими вращающимися частями винта или коком и неподвижными элементами конструкции самолета.

23.929 Защита от обледенения двигательной установки.

Воздушные винты (кроме деревянных) и другие составные части полностью скомплектованных двигательных установок должны быть защищены от нарастания льда в той мере, в какой это необходимо для удовлетворительного функционирования без заметного снижения мощности в таких условиях обледенения, для которых запрашивается сертификация.

23.933 Системы реверсирования.

(а) Система реверсирования турбореактивных и турбовентиляторных двигателей.

(1) Каждая система предназначенная для использования только на земле, должна быть спроектирована таким образом, чтобы никакой одиночный отказ или неисправность системы не стали причиной нежела- тельного реверсирования тяги при любых ожидаемых условиях эксплуата- ции. Отказ структурных элементов не требуется рассматривать, если возможность такого вида отказа крайне маловероятна.

(2) Каждая система, предназначенная для использования в полете, должна быть спроектирована таким образом, чтобы не возникали небезопасные условия в течение нормальной работы системы, или из-за любого отказа, или из-за вероятной комбинации отказов системы реверси- рования во всех условиях эксплуатации включая работу на земле. Отказ структурных элементов не требуется рассматривать, если возможность такого вида отказа крайне маловероятна.

(3) Каждая система должна иметь средства, которые в случае неисправности в ней, предотвращали бы развитие двигателем поступатель- ной тяги, большей чем на режиме малого газа; исключая случай, когда двигатель может развивать любую более высокую поступательную тягу. если показано, что сохраняется допустимое путевое управление одними аэродинамическими средствами при наиболее критических условиях реверсирования в эксплуатации.

(b) Система реверсирования тяги воздушного винта.

(1) Каждая система должна быть спроектирована таким образом, чтобы одиночный отказ или вероятная комбинация отказов или неисправ- ностей системы не привели бы к нежелательному реверсу тяги во всех условиях эксплуатации. Отказ структурных элементов не требуется рассматривать, если возможность такого отказа крайне маловероятна.

(2) Соответствие пункту (а) (1) настоящего параграфа должно быть показано анализом отказов или испытаниями или тем и другим для воздушных реверсивных винтов, лопасти которых могут перемещаться в полете. Они не должны устанавливаться в положении ниже, чем положение, соответствующее полетному малому газу. Анализ может включать или основываться на анализе, выполненным для подтверждения соответствия параграфу 35.21 АП-35 при типовой сертификации воздушного винта и связанных с его установкой компонентов. Будут засчитаны соответствующие анализы и испытания, выполненные Разработчиком воздушного винта и двигателя.

23.934 Испытания систем реверсирования тяги турбореактивных и турбовентиляторных двигателей. Система реверсирования тяги турбореактивного или турбовентиляторного двигателя должны отвечать требованиям параграфа 33.97 АП-33 или должно быть подтверждено испытаниями, что работа этих систем не влияет на работу двигателя и уровень его вибраций.

23.937 Системы ограничения сопротивления турбовинтовых двигатель- ных установок.

(a) Системы ограничения сопротивления воздушных винтов самолетов с турбовинтовыми двигателями должны быть спроектированы так, чтобы никакой одиночный отказ любой системы в нормальной эксплуатации и особых ситуациях не приводил бы к увеличению сопротивления воздушного винта сверх того, на которое спроектирован самолет в соответствии с требованиями к конструкции настоящих Норм. Отказ структурных элементов систем ограничения сопротивления не нужно рассматривать, если такой отказ крайне маловероятен.

(b) Система ограничения сопротивления, рассматриваемая в этом параграфе, включает ручные или автоматические средства, которые вступают в действие после падения мощности двигателя и перемещают лопасти воздушного винта в положение флюгирования для уменьшения сопротивления авторотирующего винта до безопасного уровня.

23.939 Рабочие характеристики силовой установки.

(a) Рабочие характеристики газотурбинной силовой установки должны быть исследованы в полете, чтобы установить, что при нормальной эксплуатации самолета и в особых ситуациях в пределах эксплуатационных ограничений самолета и двигателя будут отсутствовать неблагоприятные явления в работе двигателя, воздушного винта и объединенного с ними оборудования, такие, как срыв потока, помпаж, срыв горения.

(b) Рабочие характеристики поршневого двигателя с турбонаддувом должны быть проверены в полете для того, чтобы убедиться, что не возникают любые неблагоприятные явления такие, как результат непреднамеренного перенаддува, помпаж, перезалив топлива или паровые пробки в нормальных или аварийных условиях в диапазоне эксплуатацион- ных ограничений самолета и двигателя.

(с) Для газотурбинных двигателей система забора воздуха не должна вызывать вибрации, опасные для двигателя, в результате возмущения воздуха при нормальных условиях работы.

23.943 Отрицательная перегрузка.

Никакого опасного нарушения работы двигателя, вспомогательной силовой установки, одобренной для использования в полете, или любых составных частей или систем, связанных с силовой установкой или вспомогательной силовой установкой, не должно возникать при полете самолета с отрицательными и околонулевыми перегрузками в пределах области режимов полета, приведенной в 23.333. Это должно быть показано для наибольшей величины и продолжительности перегрузки ожидаемой в эксплуатации.

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

23.951 Общие положения.

(а) Каждая топливная система должна быть сконструирована и расположена таким образом, чтобы обеспечить подачу топлива с расходом и давлением установленными для работы двигателя и вспомогательной силовой установки в ожидаемых условиях эксплуатации, включая любые маневры для которых запрашивается сертификация и при выполнении которых разрешена работа двигателя и ВСУ.

(b) Каждая топливная система должна быть выполнена так, чтобы:

(1) ни один баковый насос, подающий топливо в магистрали питания двигателя или ВСУ, не мог забирать топливо более чем из одного бака одновременно; или

(2) были предусмотрены средства, предотвращающие попадание воздуха в магистрали питания двигателя и ВСУ в количестве, способном вызвать нарушение их работы.

(с) Каждая топливная система газотурбинного двигателя должна обеспечивать длительную работу во всем диапазоне расходов и давлений на топливе, первоначально насыщенным водой при температуре 27 °C и содержащем 0,75 см3 свободной воды на 3,8 л топлива, охлажденном для воспроизведения наиболее критических условий обледенения, возможных в эксплуатации.

(d)_.

23.953 Независимость подачи топлива в двигатели.

(a) Каждая топливная система многодвигательного самолета должна быть выполнена так, чтобы в каждом варианте работающих элементов системы отказ любого одного компонента (кроме топливного бака) не приводил к нарушению работы более чем одного двигателя или к необходи- мости немедленного действия летчика для предотвращения потери мощности более чем одного двигателя.

(b) Если на многодвигательном самолете подача топлива в двигатели осуществляется из одного бака (или из нескольких объединенных баков, образующих единый топливный бак), то должно быть обеспечено следую- щее:

(1) Для магистрали каждого двигателя в баке должно быть свое независимое выходное отверстие, и на выходе из бака должен быть установлен перекрывной кран, который может служить в качестве перекрывного крана топлива в системе пожарной защиты самолета, если в трубопроводе между краном и отсеком двигателя содержится не более 1 л топлива или любое большее количество, но доказано, что это количество не приводит к ухудшению пожарной опасности в случае попадания топлива в отсек двигателя.

(2) Бак должен иметь не менее двух выходных дренажных отверстий, чтобы свести к минимуму вероятность одновременного засорения обоих отверстий.

(3) Крышки заливных горловин должны быть сконструированы так, чтобы была исключена возможность их неправильной установки или потери в полете.

(4) Трубопроводы и элементы топливной системы, расположенные между каждым выходным отверстием бака и соответствующим двигателем, должны быть независимы от частей системы, подающих топливо в любой другой двигатель.

23.954 Защита топливной системы от попадания молний. Конструкция и компоновка топливной системы должны предотвращать воспламенение паров топлива в системе в результате:

(а) прямого удара молнии в те зоны самолета, которые характеризуются большой вероятности попадания в них разряда молнии;

(b) скользящих разрядов молний в зоны, где вероятность скользящих разрядов велика; и

(c) коронного разряда и протекания тока молнии в зоне топливных дренажных выходов.

23.955 Подача топлива в двигатели.

(а) Общие положения.

Обеспеченность подачи топлива в двигатели с давлением, достаточным для нормальной работы двигателя, рассматривае- мая в настоящем параграфе, должна быть показана при таком простран- ственном положении самолета, которое является наиболее критическим с точки зрения подачи топлива и запаса топлива в баке. Эти условия разрешается воспроизводить на соответствующем стенде. Кроме того:

(1) При испытаниях количество топлива в баке не должно превышать суммы величин невырабатываемого остатка топлива из этого бака, установленного согласно 23.959, и количества топлива, необходимого для демонстрации соответствия требованиям данного параграфа;

(2) Если установлен расходомер топлива, то он должен быть блокирован при проведении испытаний, а топливо должно проходить через измеритель или его перепускной канал.

(3) Если расходомер не имеет перепускной магистрали, то он не должен иметь таких отказов, которые могли бы ограничить расход топлива до уровня, ниже, чем требуется для демонстрации требуемого расхода топлива.

(4) Величина расхода топлива должна определяться с учетом возврата паров, привода струйного насоса и любых других целей для которых используется топливо.

(b) Системы подачи топлива самотеком. Величина расхода в системах подачи топлива в двигатель самотеком (основной и резервной) должна составлять 150% от расхода, соответствующего взлетному режиму работы двигателя.

(с) Насосные системы. Величина расхода топлива в каждой насосной системы ( применительно к основной и резервной системам ) для каждого поршневого двигателя должна быть 125% от расхода топлива, требуемого при работе двигателя с максимальной взлетной мощностью одобренной настоящими Нормами.

(1) Эта величина расхода требуется для каждого основного насоса и для каждого аварийного насоса и должна обеспечиваться при работе насоса в течении взлета;

(2) Для каждого насоса с ручным приводом указанная величина расхода топлива должна обеспечиваться не более чем за 60 полных качков в минуту (120 одиночных ходов).

(3) Давление топлива, при одновременной работе основного и аварийного насосов, не должно превышать ограничения для давления топлива на входе двигателя, если не показано, что будут отсутствовать неблагоприятные последствия при совместной работе насосов.

(d) Топливные системы ВСУ и системы перекачки топлива. Пункты (b), (с) и (f) настоящего параграфа относятся ко всем топливным системам вспомогательных силовых установок и системам перекачки топлива из одних баков в другие при следующих исключениях:

(1) Величину потребного расхода топлива следует устанавливать по расходу топлива, соответствующему максимальному продолжительному режиму работы двигателя, а не максимальному режиму.

(2) Если имеются трафареты, содержащие инструкции по эксплуатации, то меньшая величина расхода может быть использована в системе перекачки топлива из любого вспомогательного бака в большой основной бак. Эта меньшая величина расхода должна обеспечивать работу двигателя на режиме максимальной продолжительной мощности, но величина расхода должна быть выбрана таким образом, чтобы не происходило переполнение основного топливного бака при работе двигателя на меньшей мощности.

(е) Топливные системы с несколькими баками. Если поршневой двигатель может питаться более чем из одного топливного бака, и если происходит снижение мощности двигателя по причине опорожнения выбранного топливного бака, то должна быть предусмотрена возможность обеспечить работу двигателя на режиме 75% от максимальной продолжительной мощности в горизонтальном полете после переключения на любой полный бак не более, чем-

(1) через 10 с для однодвигательного самолета с обычным всасыванием;

(2) через 20 с для однодвигательного самолета с турбонагнетателем, при условии, что мощность в 75% от максимальной продолжительной восстанавливается через 10 с при отключенном турбонагнетателе; или

(3) через 20 с для многодвигательных самолетов.

(f) Топливные системы газотурбинных двигателей. Каждая топливная система газотурбинного двигателя должна обеспечивать подачу топлива с расходом не менее 100% расхода, необходимого для двигателя при любом заданном эксплуатационном режиме и маневре. Проверку обеспеченности подачи топлива допускается производить на соответствующем стенде. Обеспеченность подачи топлива должна:

(1) Быть продемонстрирована при наихудших условиях подачи топлива на самолете в отношении высоты полета, пространственного положения самолета и других условиях.

(2) Для многодвигательных самолетов, несмотря на допускаемую пунктом

(d) этого параграфа более низкую величину расхода топлива, должна обеспечиваться автоматическая непрерывная подача к любому двигателю до полной выработки топлива, предназначенного для использования этим двигателем. В этом пункте выражение " топливо, предназначенное для использования двигателем" означает все топливо в любом баке предполагаемое для использования конкретным двигателем.

(i) Конструкция топливной системы должна обеспечивать возможность определения количества топлива предназначенного для двигателя во всех баках.

(ii) Обеспечение соответствия этому пункту требует невмешательства пилота после запуска двигателя в эксплуатацию.

(3) Для однодвигательных самолетов, не требовать вмешательства пилота после запуска двигателя в эксплуатации за исключением случая, когда имеются средства, которые подают пилоту ясный сигнал для того, чтобы он мог предпринять все необходимые действия менее, чем за 5 мин до начала выполнения этих действий. Такие действия пилота не должны влиять на работу двигателя и отвлекать внимание пилота от выполнения основных обязанностей в течении всех фаз эксплуатации, для которых самолет одобрен. 23.957 Перетекание топлива в объединенных баках.

(а) В самотечных топливных системах должно быть исключено переполнение любого топливного бака, которое могло бы привести к вытеканию топлива через дренаж в условиях, оговоренных в 23.959, но при полных топливных баках.

(b) Если в полете имеется возможность перекачки топлива из одного бака в другой, то система дренажа баков и система перекачки топлива должны быть спроектированы так, чтобы не допускать повреждения конструктив- ных элементов самолета в случае переполнения любого бака.

23.959 Невырабатываемый остаток топлива в баках.

Невырабатываемый остаток топлива для каждого бака должен устанавливаться не менее того количества, при котором наблюдается первый признак нарушения работы двигателя при наиболее неблагоприят- ных условиях подачи топлива на всех предполагаемых эксплуатационных режимах и маневрах, при которых производится забор топлива из данного бака. Не требуется рассматривать отказы компонентов топливной системы.

23.961 Работа топливной системы в условиях высоких температур.

В каждой топливной системе не должны образовываться паровые пробки, когда используется топливо с критической температурой, с точки зрения парообразования при эксплуатации самолета в критических эксплуатационных и атмосферных условиях, для которых запрашивается одобрение. Для топлив газотурбинных двигателей, начальная температура топлива должна быть равна 43,5 - 46 °С или должна быть равна максимальной температуре наружного воздуха, для которой запрашивается одобрение, в зависимости от того какая температура наиболее критична.

23.963 Топливные баки.

Общие положения.

(а) Каждый топливный бак должен выдерживать без повреждений вибрации, инерционные силы, массу топлива и нагрузку от конструкции, которым может подвергаться бак на самолете при эксплуатации.

(b) Оболочка каждого мягкого топливного бака должна быть принятого типа.

(с) Каждый топливный бак-отсек (бак-кессон) должны иметь легкосъемные люки для внутреннего осмотра и ремонта. (d) Полная используемая вместимость топливного бака должна быть не менее величины, необходимой для получасовой работы двигателя на режиме максимальной продолжительности (максимальной продолжитель- ной мощности).

(е) Каждый указатель количества топлива (топливомер) должен быть проградуирован, как указано в 23.1337 (b) с учетом величины невырабатыва- емого остатка топлива, определяемого согласно 23.959.

23.965 Испытания топливных баков.

(a) Каждый топливный бак должен выдерживать без повреждения и потери нормированной герметичности следующие давления:

(1) Для каждого обычного металлического и неметаллического бака, стенки которого не поддерживаются конструкцией самолета, - большее из двух давлений: давление 0,25 кгс/см2 или давление, возникающее в заполненном топливом баке при действии максимально допустимой перегрузки.

(2) Для каждого бака-кессона - давление, возникающее в заполнен- ном топливом баке при действии максимальной эксплуатационной перегрузки самолета с одновременным приложением критичес- ких нагрузок от конструкции.

(3) Для каждого неметаллического бака, стенки которого поддерживаются конструкцией самолета, а конструкция бака и материал из которого он изготовлен, известны, - давление 0,14 кгс/см2 . При этом узлы крепления могут быть штатными или их имитирующие. Поддерживающая баки конструкция должна быть рассчитана на критические нагрузки, возникающие в полете или при посадке, в сочетании с нагрузками от давления топлива при действии соответствующих ускорений.

(b) Каждый топливный бак с большими неподдерживаемыми или неусиленными плоскими поверхностями, разрушение или деформации которых может стать причиной утечки, должен быть способен выдержать следующие испытания без утечек, разрушений или чрезмерных деформаций стенок бака;

(1) Каждый полностью укомплектованный бак - собранный бак и его узлы крепления должен пройти вибрационные испытания в условиях воспроизводящих натурные.

(2) Кроме случаев, указанных в пункте (b)(4) настоящего параграфа, бак в сборе, наполненный на 2/3 водой или другой подходящей для испытаний жидкостью, должен быть подвергнут вибрационным испытаниям в течении 25 ч с амплитудой не менее 0,8 мм, если не приводятся достаточные основания для другой амплитуды;

(3) Частота вибрации при испытаниях должна быть следующей:

(i) если в нормальном рабочем диапазоне частоты вращения ротора двигателя или скорости вращения винта отсутствует критическая частота вибрации, то частота вибрации при испытаниях, выраженная через число циклов колебаний в минуту, должна быть получена путем умножения скорости вращения винта на режиме максимальной продолжительной мощности на коэффициент 0,9 для винтовых самолетов, а для невинтовых - 2000 циклов в минуту;

(ii) если в нормальном рабочем диапазоне частоты вращения ротора двигателя или скорости вращения винта имеется только одна критическая частота вибрации, то испытания должны проводиться на этой частоте;

(iii) если в нормальном рабочем диапазоне частоты вращения ротора двигателя или скорости вращения винта окажется более чем одна критическая частота, то испытания должны проводиться при наиболее критической, т.е. большей частоте.

(4) При испытаниях в соответствии с пунктами (b)(3)(ii) и (b)(3)(iii) настоящего параграфа продолжительность испытаний должна быть такой, чтобы выполнить столько же циклов колебании, сколько выполняется за 25 часов при частоте, указанной в пункте (b)(3)(i) настоящего параграфа.

(5) Во время испытаний бак в сборе должен поворачиваться относительно оси, параллельной оси фюзеляжа, в течении 25 ч с частотой 15-20 полных циклов в минуту, отклоняясь на угол 15° в обе стороны от горизонтального положения, т.е. в сумме на 30° .

(c) Каждый бак-кессон, методы изготовления и герметизации которого не подтверждены как удовлетворительные прежними испытаниями или опытом эксплуатации, должен пройти вибрационные испытания, указанные в пунктах (b)(1) - (b)(4) настоящего параграфа.

(d) Каждый бак с неметаллической оболочкой должен быть испытан на воздействие топлива при поворотах бака, описанных в пункте (b)(5) настоящего параграфа, при комнатной температуре топлива. Кроме того, образец оболочки, аналогичной установленной на самолете, при проведении соответствующих испытания какого-либо бака, должен пройти испытания на воздействие топлива с темпера- турой 45 °С при поворотах бака. 23.967 Установка топливных баков. (a) Каждый топливный бак должен крепиться так, чтобы не возникали концентрированные нагрузки на него. Кроме того:

(1) Для предотвращения истирания, если это необходимо, между баком и поддерживающей его конструкцией должны устанавливаться прокладки.

(2) Прокладки должны быть из неабсорбирующего материала или должны быть соответственно обработаны во избежание поглощения топлива.

(3) При использовании мягких баков их оболочки должны быть закреплены так, чтобы они не воспринимали нагрузки от топлива.

(4) Внутренние поверхности, прилегающие к оболочке мягкого бака, должны быть гладкими и без выступов, способствующих истиранию, за исключением тех случаев, когда:

(i) оболочка в таких местах защищена;

(ii) конструкция оболочки сама обеспечивает такую защиту.

(5) В надтопливном пространстве каждого мягкого бака должно поддерживаться положительное давление во всех условиях эксплуатации, кроме особых случаев, для которых показано, что нулевое или отрицатель- ное давление в баке не приводит к его сплющиванию.

(6) Неправильное закрытие или потеря крышки заливной горловины не должны приводить к образованию течи топлива по принципу сифона (допускаются лишь небольшие выплескивания) или разрушению мягких баков.

(b) Каждый отсек бака должен иметь вентиляцию и дренаж для предупреждения скопления воспламеняющихся жидкостей и паров. Каждый отсек конструкции самолета, смежный с баком, также должен иметь вентиляцию и дренаж.

(c) Топливный бак не должен располагаться за противопожарной перегородкой в отсеке двигателя. Между топливным баком и противопожар- ной перегородкой должен быть зазор не менее 13 мм. Никакая часть обшивки гондолы двигателя, лежащая непосредственно за основным выходом воздуха из двигательного отсека, не должна быть стенкой бака-кессона.

(d) Каждый топливный бак должен быть изолирован от отсека с людьми ограждением, не проницаемым для дыма и топлива и сообщаю- щимся с атмосферой для дренажа и вентиляции. Требуемое ограждение должно выдерживать нагрузки от перепада давления для герметизированных отсеков с людьми без остаточных деформаций или повреждений при условиях описанных в 23.365 и 23.843. Если используются мягкие топливные баки, то они должны устанавливаться в контейнер, как минимум, эквивалентный по прочности металлическому топливному баку.

(e) Топливные баки должны быть спроектированы, размещены и закреплены так, чтобы сохранять топливо:

(1) при действии инерционных нагрузок, возникающих в условиях максимальных статических нагрузок, указанных в 23.561(b)(2) ; и

(2) в условиях, которые могут возникнуть в случае посадки самолета на бетонированную полосу при нормальной посадочной скорости в каждом из следующих случаев:

(i) самолет находится в нормальном пространственном положе- нии для посадки, его шасси убрано;

(ii) наиболее критическая стойка шасси разрушена, а остальные стойки шасси выпущены. При оценке соответствия пункту (е)(2) настоящего параграфа должен рассматриваться отрыв двигательной установки, кроме случаев, когда все двигатели установлены над крылом или в хвостовой части фюзеляжа самолета.

23.969 Расширительное пространство топливного бака.

Каждый топливный бак должен иметь расширительное, незаполняе- мое топливом пространство объемом не менее 2% от емкости бака. Если топливо из полного бака не выливается через дренаж на конструкцию самолета, то в этом случае расширительное пространство не требуется. Должна быть исключена возможность непреднамеренного заполнения расширительного пространства при нормальном стояночном положении самолета. 23.971 Отстойник топливного бака.

(а) Каждый топливный бак должен иметь отстойник для сбора воды и других загрязнений емкостью ( при нормальных пространственных положениях самолета на земле и в полете) емкостью не менее большей из двух величин: 0.25% емкости бака или 0.25 л.

(b) Конструкция топливного бака должна обеспечивать отвод опасного количества конденсата из любой части бака в отстойник при стояночном положении самолета.

(c) Каждая топливная система поршневого двигателя должна иметь отстойный резервуар (или камеру), в который должен происходить слив и емкость которого составлять 30 г на 80 л емкости бака, а выходные отверстия каждого топливного бака расположены так, что при нормальном пространственном полетном положении самолета вода будет стекать из всех частей бака в отстойный резервуар (или камеру).

(d) Слив из отстойников, отстойных камер и отстойных резервуаров, требуемых в пунктах (а), (b) и (с) настоящего параграфа, должен соответ- ствовать требованиям к сливным устройствам, приведенным в 23.999 (b) (1) и (b) (2).

23.973 Заправочная горловина топливного бака.

(a) Заправочная горловина каждого топливного бака должна быть снабжена маркировкой, согласно 23.1557 (с). (b) Должно быть исключено попадание пролитого топлива в отсек, где размещается топливный бак или в любую другую часть самолета.

(c) Крышка каждой заправочной горловины должна обеспечивать герметичное закрытие горловины бака. В крышке допускаются небольшие отверстия для присоединения дренажа или прохода топливомера, с величиной отверстия удовлетворяющей требованиям 23.975(а).

(d) На всех заправочных горловинах, за исключением горловин для заправки топливом под давлением, должны быть предусмотрены средства металлизации для соединения с наземным заправочным оборудованием.

(е) Для самолетов с двигателями, использующими в качестве топлива только бензин, внешний диаметр открытой заправочной горловины должен быть не более 60 мм .

(f) Для самолетов с газотурбинными двигателями и не оборудованны- ми системой заправки топливом под давлением, внешний диаметр открытой заправочной топливной горловины должен быть не менее 75,5 мм .

23.975 Дренажи топливного бака и карбюратора.

(a) Верхняя часть расширительного пространства каждого топливного бака должна сообщаться с атмосферой. Кроме того:

(1) Каждый выход дренажа в атмосферу должен быть расположен и выполнен таким образом, чтобы свести к минимуму возможность его забивания льдом или другими посторонними частицами.

(2) Дренаж должен быть выполнен так, чтобы исключить сифониро- вание топлива из бака в условиях нормальной эксплуатации.

(3) Пропускная способность дренажа должна быть достаточной, чтобы исключить образование чрезмерных перепадов давления внутри и снаружи бака.

(4) Воздушные полости баков с сообщающимися между собой топливными выходными каналами также должны сообщаться между собой;

(5) В дренажной системе не должно быть мест, в которых может скапливаться влага при нормальном положении самолета на земле и в горизонтальном полете, в противном случае должна быть предусмотрена возможность слива. Любые клапаны слива, установленные в дренажном трубопроводе должны обеспечивать полный слив воды из самолета и должны быть доступны для слива.

(6) Выходные патрубки дренажа не должны размещаться в местах, где выплеск топлива через дренаж вызывал бы опасность возникновения пожара или выходящие пары топлива попадали бы в отсеки с людьми.

(7) Дренаж должен быть выполнен так, чтобы не происходила утечка топлива, за исключением течи из-за теплового расширения, при стоянке самолета на площадке с уклоном 1% в любом направлении.

(b) Каждый карбюратор со штуцером для отвода паров и каждый двигатель с впрыском, в которых применяются устройства для возврата паров, должен иметь отдельную дренажную трубку для направления паров обратно в верхнюю часть одного из топливных баков. Если имеется несколько баков и топливо из них вырабатывается в определенной последовательности, то возврат паров должен производиться в бак, топливо из которого вырабатывается в первую очередь, кроме случая, когда относительные емкости бака таковы, что предпочтительнее возврат в другой бак.

(c) На самолетах акробатической категории должна быть исключена чрезмерная потеря топлива при выполнении фигур высшего пилотажа, включая короткие периоды перевернутого полета. Должно быть исключено сифонирование топлива из бака по дренажному трубопроводу после возвращения самолета к нормальному полету вслед за выполнением любой фигуры высшего пилотажа, на которую запрошена сертификация.

23.977 Заборник топлива из бака.

(a) Заборник топлива из бака или вход в баковый насос должны быть снабжены сетчатым фильтром. Этот сетчатый фильтр должен:

(1) на самолетах с поршневыми двигателями иметь от 3 до 6 ячеек на 1 см2; и

(2) на самолетах с газотурбинными двигателями не пропускать частиц, которые могли бы препятствовать течению топлива или приводить к нарушению работы элементов топливной системы.

(b) Полная площадь каждого фильтра на заборнике топлива из бака должна быть не менее чем в пять раз больше площади проходного сечения трубопровода подачи топлива в двигатель.

(c) Диаметр фильтра, устанавливаемого на заборник топлива из бака, должен быть не меньше диаметра заборника.

(d) К каждому фильтру должен иметься доступ для осмотра и очистки.

23.979 Система заправки баков топливом под давлением.

К системам заправки баков топливом под давлением относятся следующие требования:

(а) В системе заправки топлива под давлением должно быть предус- мотрено средство, предотвращающее утечку опасного количества топлива из бака в случае неисправности впускного топливного клапана.

(b) Должны быть предусмотрены средства автоматического закрытия, предотвращающие заполнение каждого бака топливом больше утвержденно- го для данного бака количества. Эти средства должны допускать контроль правильности срабатывания перед каждой заправкой бака топливом.

(c) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения повреждения топливной системы в случае отказа средств автоматического закрытия, перечисленных в пункте (b) настоящего параграфа.

(d) Все части топливной системы до бака, подвергающиеся воздействию давления при заправке, должны выдерживать давление в 1,33 раза больше давления при заправке и проверяться на расчетное давление не менее чем в 2 раза больше давлений при пульсациях, возможных при заправке.

КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

23.991 Топливные насосы.

(а) Основные насосы. Для основных насосов применимо следующее:

(1) Для поршневых двигательных установок,имеющих топливные насосы для подачи топлива к двигателю, по меньшей мере один насос на каждый двигатель должен проводиться непосредственно двигателем и должен соответствовать требованиям параграфа 23.955. Этот насос является основным насосом.

(2) Для газотурбинных двигательных установок каждый топливный насос, требуемый для надлежащей работы двигателя, или для удовлетворе- ния требований к топливной системе, изложенных в данном разделе ( за исключением пункта (b) настоящего параграфа), является основным насосом. Дополнительно -

(i) должен быть по меньшей мере один основной насос для каждого газотурбинного двигателя;

(ii) привод основного насоса для каждого двигателя должен быть независимым от привода основного насоса любого другого двигателя; и

(iii) для каждого основного насоса должна быть предусмотрена возможность перепуска избыточного топлива, исключая насос впрыска топлива, одобренный как часть двигателя.

(b) Аварийные насосы. Должен быть предусмотрен аварийный насос для подачи топлива к двигателю сразу же после отказа любого основного насоса (исключая насос впрыска топлива,одобренный как часть двигателя). Привод каждого аварийного насоса должен быть независимым от привода соответствующего основного насоса.

(c) Средства предупредительной сигнализации. Если оба насоса (основной и дополнительный) работают одновременно, то должны быть предусмотрены средства сигнализации соответствующим членам летного экипажа о неисправности каждого из этих насосов.

(d) Топливные насосы.Работа любого топливного насоса не должны приводить к уменьшению мощности или тяги двигателя или нарушать нормальное функционирование любого другого топливного насоса.

23.993 Трубопроводы и арматура топливной системы.

(a) Каждый топливный трубопровод должен быть установлен и закреплен так, чтобы он не испытывал чрезмерной вибрации и выдерживал нагрузки от давления топлива и воздействия полетных ускорений.

(b) В каждом трубопроводе, соединенном с частями самолета, между которыми возможно относительное перемещение, должны быть предусмотрены меры, обеспечивающие необходимую гибкость ( подвижность).

(c) Каждое гибкое соединение в топливных магистралях, которое может находиться под давлением и подвергаться осевому нагружению, должно быть выполнено с применением гибкого шланга.

(d) Следует показать, что каждый гибкий шланг подходит для данного случая применения.

(e) Гибкие шланги, на которые неблагоприятно воздействуют высокие температуры, не должны применяться там, где во время работы двигателя или после его выключения имеют место высокие температуры.

23.994 Компоненты топливной системы. Компоненты топливной системы в отсеке двигателя или в фюзеляже должны быть защищены от повреждений, результатом которых могло бы быть вытекание такого количества топлива, которое создавало угрозу пожара при посадке с убранными шасси на ВПП с твердым покрытием.

23.995 Топливные краны и органы управления.

(a) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие соответствую- щим членам летного экипажа быстро перекрывать в полете подачу топлива к каждому двигателю отдельно.

(b) Перекрывные краны не должны находиться с двигательной стороны любой противопожарной перегородки. Кроме того, должны быть предусмот- рены средства:

(1) предохраняющие от непреднамеренного управления каждым перекрывным краном; и

(2) позволяющие соответствующим членам летного экипажа вновь быстро открывать каждый кран после того, как он был закрыт.

(c) Все краны и органы управления топливной системы должны быть закреплены таким образом, чтобы нагрузки, возникающие при работе крана или в условиях полета с ускорением, не передавались на присоединенные к крану трубопроводы.

(d) Все краны и органы управления топливной системы должны быть установлены так, чтобы сила тяжести и вибрация не изменяли их заданного положения.

(e) Все рукоятки топливных кранов и их соединения с механизмами кранов должны иметь такие конструктивные особенности, которые сводят к минимуму вероятность неправильной установки.

(f) Все обратные клапаны должны иметь такие конструктивные или иные особенности, которые предотвращают неправильную сборку или подсоединение клапана.

(g) Краны переключения подачи топлива из нескольких баков должны:

(1) требовать отдельного и четко определенного действия для установки переключателя в положение отключения; и

(2) иметь фиксированные положения переключателя баков, такие, чтобы при смене одного топливного бака на другой проход переключателя через положение "ВЫКЛЮЧЕНО" того бака, из которого топливо выработано, был маловероятным.

23.997 Топливные фильтры. Должна быть сетка или фильтр между выходным отверстием топливного бака и входом регулирующей аппаратуры двигателя или насосом объемного типа, приводимого двигателем. Сетка или фильтр должны быть установлены как можно ближе к выходному отверстию топливного бака. Фильтр или сетка должны -

(a) Быть доступными для слива отстоя или очистки и иметь быстросъемную сетку или фильтроэлемент.

(b) Иметь отстойник со сливом, за исключением случая, когда слив не нужен, если сетчатый или другой фильтр легко снимается для очистки.

(c) Быть установлен таким образом, чтобы его вес не нагружал присоединенные трубопроводы или входной и выходной штуцеры самого фильтра, если не предусмотрены достаточные запасы прочности всех трубопроводов и штуцеров при всех случаях нагружения.

(d) Иметь емкость (с учетом эксплуатационных ограничений, установленных для двигателя ), обеспечивающую нормальную работу топливной системы двигателя при загрязнении топлива до степени (в отношении размера и концентрации частиц), превышающей установленную для двигателя при его типовой сертификации.

(e) Дополнительно для самолетов переходной категории, если в топливной системе не предусмотрены средства предотвращения обледене- ния фильтра, должны быть обеспечены средства автоматического сохранения расхода топлива при забивании фильтра льдом.

23.999 Сливные устройства топливной системы.

(a) Должно быть предусмотрено по крайней мере одно или несколько сливных устройств, обеспечивающих безопасный слив из всей топливной системы при нормальном стояночном положении самолета.

(b) Все сливные устройства, требуемые пунктом (а) настоящего параграфа и 23.971, должны:

(1) Исключать возможность попадания сливаемого топлива на любые части самолета;

(2) Иметь сливной кран (клапан), который-

(i) имеет ручные или автоматические средства для надежной фиксации в закрытом положении;

(ii) легко доступен;

(iii) может быть легко закрыт и открыт;

(iv) позволяет отбирать топливо для анализа;

(v) хорошо виден в закрытом положении;

(vi) должен быть либо размещен, либо защищен для предотвращения вытекания топлива в случае посадки c убранными шасси.

23.1001 Система аварийного слива топлива.

(a) Если расчетный посадочный вес меньше разрешенного требования- ми 23.473 (b), то самолет должен иметь систему аварийного слива топлива, допускающую слив топлива, достаточный для уменьшения максимального веса до расчетного посадочного веса. Средняя скорость аварийного слива топлива должна быть не менее 1% от максимального веса в минуту, но не требуется, чтобы время, необходимое для аварийного слива топлива, было меньше 10 мин.

(b) Аварийный слив топлива должен быть продемонстрирован при максимальном весе, убранных закрылках и шасси и на следующих режимах:

(1) планирование с убранным газом при скорости 1,4Vs1;

(2) набор высоты при наибольшей скороподъемности с одним неработающим двигателем выполняется при неработающем критическом двигателе и при максимальной продолжительной мощности остальных двигателей; и

(3) горизонтальный полет при скорости 1,4Vs1 , если результаты испытаний в условиях, указанных в пунктах (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа, показывают, что этот режим может быть критическим.

(c) В процессе летных испытаний, предписанных в пункте (b) настоящего параграфа, должно быть показано, что:

(1) система аварийного слива топлива и ее использование не создают условия возникновения пожара;

(2) сливаемое топливо не попадает на какую-либо часть самолета;

(3) топливо и его пары не проникают в какую-либо часть самолета;

(4) процесс аварийного слива не оказывает отрицательного влияния на управляемость самолета.

(d) На самолетах с поршневыми двигателями система аварийного слива должна быть спроектирована так, чтобы исключалась возможность аварийного слива топлива из баков, используемых для взлета и посадки, ниже уровня, обеспечивающего 45 мин полета при работе двигателя на режиме 75% максимальной продолжительной мощности.

(e) На самолетах с газотурбинными двигателями система аварийного слива должна быть спроектирована так, чтобы исключалась возможность аварийного слива топлива из баков, используемых для взлета и посадки, ниже уровня, обеспечивающего набор высоты от уровня моря до 3000 м и последующий 45-минутный крейсерский полет на скорости наибольшей дальности.

(f) Управление краном аварийного слива топлива должно быть таким, чтобы летный экипаж мог закрыть этот кран на любом этапе аварийного слива.

(g) Если не показано, что использование любых средств для изменения воздушного потока, обтекающего крыло (включая закрылки, щели и предкрылки), не оказывает отрицательного влияния на аварийный слив топлива, то рядом с органом управления сливом должен быть установлен трафарет, предостерегающий членов летного экипажа использовать аварийный слив топлива, когда средства, изменяющие воздушный поток, находятся в рабочем положении.

(h) Система аварийного слива топлива должна быть спроектирована так, чтобы любой достаточно вероятный одиночный отказ в этой системе не приводил к опасному положению из-за несимметричного аварийного слива или невозможности слива топлива.

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА

23.1011 Общие положения.

(а) Не требуется повторное одобрение для маслосистемы и ее компонентов, которые были одобрены в соответствии с требованиями Авиационных правил для двигателя и эти требования равноценны или более строже, чем изложенные в разделе Е настоящих Норм. В случае, если требования раздела Е настоящих Норм более строгие, то для одобрения маслосистемы и ее компонентов необходимо использовать эти требования.

(b) Каждый двигатель должен иметь независимую масляную систему, обеспечивающую питание его достаточным количеством масла с температу- рой, не превышающей допустимую для длительной эксплуатации.

(с) Объем используемой емкости масляного бака должен быть не менее, чем произведение продолжительности полета самолета в критических условиях эксплуатации на максимальный расход масла двигателем в этих условиях, плюс соответствующий запас масла для обеспечения соответствующей циркуляции и охлаждения.

(d) В масляной системе, не имеющей системы перекачки масла, разрешается принимать в расчет только используемую емкость маслобака. Количество масла в маслопроводах двигателя, теплообменниках и резерв на флюгирование не рассматриваются.

(e) Если применяется система перекачки масла, и перекачивающий насос может закачивать некоторое количество масла из трубопроводов перекачки в основные маслобаки двигателя, то в запас масла разрешается включать такое количество масла из этих трубопроводов, которое может быть закачено перекачивающим насосом.

23.1013 Масляный бак.

(a) Установка. Установка каждого маслобака должна:

(1) удовлетворять требованиям 23.967 (а) и (b);

(2) выдерживать любые вибрационные, инерционные и гидравличес- кие нагрузки, ожидаемые в эксплуатации.

(b) Расширительное пространство. В маслобаке должно быть предусмотрено такое расширительное пространство, чтобы:

(1) каждый маслобак поршневого двигателя имел расширительное пространство не менее большей из двух величин: 10% от емкости бака или 1,9 л, а каждый маслобак газотурбинного двигателя имел расширительное пространство не менее 10% от емкости бака;

(2) исключалась возможность непреднамеренного заполнения расширительного пространства при нормальном стояночном положении самолета.

(c) Заливная горловина. Каждая заливная горловина маслобака централизованной заправки масла должны быть обозначены в соответствии с 23.1557(с). Каждое углубление в месте установки заливной горловины маслянного бака используемого с газотурбинным двигателем, в котором может скапливаться значительное количество масла должно обеспечивать возможность его слива.

(d) Суфлирование маслобака.

(1) Верхняя точка расширительного пространства каждого масляного бака должна быть соединена с картером двигателя таким образом чтобы обеспечивалось эффективное суфлирование в условиях нормального полета.

(2) Суфлирование масляного бака должно быть выполнено таким образом, чтобы полностью исключились места, где мог бы накапливаться конденсат водяных паров, который может замерзнуть и закупорить суфлирующий трубопровод.

(3) На самолетах акробатической категории в масляных баках должны быть предусмотрены средства, исключающие опасный отлив масла при выполнении фигур высшего пилотажа, включая короткие периоды перевернутого полета.

(e) Заборное устройство. Заборное устройство не должно содержать никаких экранов или перегородок, снижающих прокачку масла ниже допустимого значения в рабочем диапазоне температур. Диаметр выходного отверстия маслобака должен быть не меньше диаметра входного отверстия масляного насоса двигателя. На всех маслобаках газотурбинных двигателей должны быть предусмотрены средства, препятствующие попаданию в сам бак или в его заборное устройство предметов, которые могли бы мешать движению потока масла через систему. На выходе из каждого масляного бака должен быть предусмотрен отсечной кран, если внешняя часть масляной системы (включая заправку маслобака и его крепление) не выполнена из огнепроницаемого материала.

(f) Гибкие трубопроводы. Каждый гибкий трубопровод подвода масла к маслобаку должен быть приемлемым для такого вида использования.

(g) Пробка заливной горловины. Каждая пробка заливной горловины масляного бака двигателя должна обеспечивать герметичное закрытие горловины.

23.1015 Испытания масляного бака.

Все масляные баки должны пройти испытания в соответствии с 23.965 со следующими изменениями:

(a) Вместо давлений, указанных в 23.965(а), масляные баки следует испытывать на давление 0,35 кгс/см2.

(b) В баках с неметаллической оболочкой испытательной жидкостью должно быть масло, а не топливо, как указано в 23.965

(d), а испытания образца оболочки на воздействие масла производится при температуре масла 120 °С.

(c) Для баков с наддувом, используемых на газотурбинных двигателях, давление наддува при испытаниях должно быть равно сумме 0,35 кгс/см2 и максимального рабочего давления в баке. 23.1017 Трубопроводы масляной системы и арматура.

(a) Масляные трубопроводы. Масляные труборповоды должны удовлетворять требованиям 23.993 и должны обеспечивать прокачку масла с давлением, достаточным для нормального функционирования двигателей во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

(b) Трубопроводы суфлирования. Труборповоды суфлирования должны быть выполнены так, чтобы:

(1) конденсат водяных паров, который может замерзнуть и перекрыть магистраль, не должен накапливаться в какой-либо точке трубопровода;

(2) выброс из суфлирующего трубопровода не должен вызывать опасность возникновения пожара в случае вспенивания масла, исключал попадание выбрасываемого масла на остекление кабины пилота;

(3) выход из системы суфлирования не осуществлялся в систему подачи воздуха к двигателю;

(4) на самолетах акробатической категории не было чрезмерной потери масла из суфлера при выполнении фигур высшего пилотажа, включая короткие периоды перевернутого полета;

(5) выход суфлера был защищен от забивания его льдом или другими посторонними предметами.

23.1019 Масляные фильтры.

(a) Каждая силовая установка с газотурбинным двигателем должна включать в себя полнопоточный сетчатый или другой масляный фильтр, отвечающий следующим требованиям:

(1) Каждый сетчатый или другого типа масляный фильтр, который имеет перепускной клапан, должен быть сконструирован и установлен так, чтобы при полностью засоренном фильтрующем элементе обеспечивалась бы нормальная прокачка масла через остальную часть системы.

(2) Сетчатый или другого типа масляный фильтр должен иметь пропускную способность (с учетом эксплуатационных ограничений, установленных для двигателя) обеспечивающую нормальную работу масляной системы двигателя при загрязнении масла до степени (в отношении размера и концентрации частиц), превышающей установленную для двигателя, при его типовой сертификации.

(3) Сетчатый или другого типа масляный фильтр, если он не установлен на выходе из маслобака, должен иметь сигнальное устройство, указывающее загрязненность фильтрующего элемента, сигнализируя о загрезнении, прежде чем пропускная способность фильтра изменится до величины, установленной в соответствии с пунктом (a)(2) данного параграфа.

(4) Расположение перепускного канала на сетчатом или другого типа фильтре должно быть таким, чтобы попадание собранных загрязнений в поток масла, поступающего в двигатель, было сведено к минимуму при перепуске масла.

(5) Сетчатый или другого типа масляный фильтр, не имеющий перепуска, кроме установленного на выходе из маслобака, должен быть оборудован средством для подключения к системе сигнализации, требуемой согласно параграфу 23.1305(c)(9).

(b) Каждый сетчатый или другого типа масляный фильтр силовой установки с поршневыми двигателями должен быть сконструирован и установлен так, чтобы при полностью засоренном фильтрующем элементе обеспечивалась нормальная прокачка масла через остальную часть системы.

23.1021 Сливные устройства масляной системы.

В масляной системе должна быть предусмотрена возможность безопасного слива масла. Каждое сливное устройство масляной системы должно:

(а) быть допустимыми;

(b) иметь клапаны слива, или другие запирающие устройства, оснащенные ручными или автоматическими средствами для надежной фиксации в закрытом положении;

(с) быть расположенным или защищенным так, чтобы предотвратить повреждение в эксплуатации.

23.1023 Масляные теплообменники.

Теплообменники вместе с элементами их крепления должны выдержи- вать без повреждения и изменения геометрических размеров вибрационные и инерционные нагрузки, а также температуры и давления рабочих жидкостей, которые могут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

23.1027 Система флюгирования воздушного винта.

(а) Если система флюгирования воздушного винта использует для своей работы масло из маслосистемы двигателя, и подача масла может прекратиться в случае разрушения любой части маслосистемы двигателя, то должны иметься средства обеспечивающие наличие резервного запаса масла для работы системы флюгирования.

(b) Количество резервного масла должно быть достаточным для выполнения флюгирования и должно быть доступным только для насоса флюгирования.

(c) Должна быть показана способность системы выполнять флюгирование воздушного винта при наличии только резервного запаса масла.

(d) Должны быть предусмотрены средства предотвращения воздействия осадка или других посторонних частиц на безопасность эксплуатации системы флюгирования воздушного винта.

СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ

23.1041 Общие положения.

Система охлаждения силовой установки и ВСУ должна поддерживать температуру компонентов и рабочих жидкостей двигателя и ВСУ в пределах установленных ограничений для этих компонентов и жидкостей при эксплуатации самолета в наиболее неблагоприятных условиях на земле, воде и полете до максимальной высоты на которую запрашивается одобрение, а также после выключения двигателя и ВСУ.

23.1043 Испытания средств охлаждения.

(a) Общие положения.

Соответствие требованиям

23.1041 должно быть показано путем испытаний в критических условиях эксплуатации на земле, воде и в полете до максимальной высоты, на которую запрошен сертификат. Для двигателей с турбонаддувом, каждый турбонагнетатель должен работать на участке профиля набора высоты, для которого требуется работа с турбонагнетателем, и на том режиме, который соответствует заданным на него условиям эксплуатации. Эти испытания проводятся с соблюдением следующих положений:

(1) если испытания проводятся при температурах, отличающихся от максимальной и минимальной температуры окружающей атмосферы, указанной в пункте (b) настоящего параграфа, то зарегистрированные температуры силовой установки должны быть скорректированы в соответствии с пунктами (с) и (d) настоящего параграфа, если не применяется более точный метод корректировки;

(2) скорректированная температура, определенная согласно пунку (а)(1) настоящего параграфа, не должна превышать установленные пределы;

(3) топливо, используемое при испытаниях охлаждения силовой установки с поршневыми двигателями, должно быть самого низкого сорта, одобренного для них, а составы смеси должны быть такими, которые используются в нормальной эксплуатации;

(4) [Зарезервирован];

(5) каждый лодочный гидросамолет должен пройти испытания на маневрирование на воде, если имеются основания предполагать в эксплуата- ции продолжительные периоды такого маневрирования.

(b) Температура окружающей атмосферы. Максимальная температура окружающей атмосферы на уровне моря должна быть принята в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации самолета, но не ниже 38 °С. Вертикальный температурный градиент принимается равным -6,5 °C на каждые 1000 метров высоты над уровнем моря до высоты, на которой достигается температура -56,5 °C. На больших высотах температура считается постоянной и равной -56,5 °C. Однако для установок, предназначенных для эксплуатации в зимних условиях, Заявитель может принять максимальную температуру окружающей атмосферы на уровне моря ниже 38 °C . Минимальная температура окружающей атмосферы на уровне моря и на малых высотах должна быть принята в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации самолета.

(c) Поправочный коэффициент (исключая гильзы цилиндров). Если не то поправки в температуры жидкостей в двигателе и компонентов силовой установки (исключая гильзы цилин- дров), для которых установлены температурные пределы, должны вноситься путем прибавления к измеренным температурам разности между заявленной максимальной (минимальной) температурой окружающей атмосферы и действительной температурой окружающего воздуха в момент первого достижения максимальной температуры компонента силовой установки или жидкости, зафиксированной при испытаниях охлаждения.

(d) Поправочный коэффициент для температур гильз цилиндров. Если не используется более точная коррекция, то температуры гильз цилиндров должны быть скорректированы путем прибавления к ним 0,7 величины разности между заявленной максимальной (минимальной) температурой окружающей атмосферы и действительной температурой в момент первого достижения максимальной температуры гильз цилиндров, зафиксированной при испытаниях охлаждения. 23.1045 Методика испытаний охлаждения для самолетов с газотурбин- ными двигателями.

(a) Должно быть показано соответствие требованиям параграфа 23.1041 на этапах взлета, набора высоты, полета по маршруту, снижения и посадки с соблюдением соответствующих требований к летным характерис- тикам. Испытания охлаждения должны проводиться при той конфигурации самолета и в таких эксплуатационных условиях, которые являются критическими для охлаждения на каждом этапе полета. При испытаниях охлаждения температура считается "стабилизированной", если она изменяется менее, чем на 1 °С в мин.

(b) Температуры должны быть стабилизированы в условиях, от которых осуществляется переход к следующему исследуемому этапу полета, если условия перехода обычно не являются такими, при которых температуры жидкостей в двигателе и его компонентов были бы стабилизированы (в этом случае до перехода к исследуемому этапу полета должен быть выполнен полет во всем диапазоне условий перехода, чтобы к моменту перехода температуры могли достичь их естественных значений). Испытанию охлаждения на взлете должен предшествовать период, в течение которого температура жидкостей в двигателе и температура компонентов силовой установки стабилизируется при работе двигателей на режиме земного малого газа.

(c) Испытания охлаждения на каждом этапе полета должны продо- лжаться до:

(1) стабилизации температур жидкостей в двигателе и компонентов силовой установки;

(2) окончания данного этапа полета;

(3) достижения эксплуатационного ограничения.

23.1047 Методика испытания охлаждения для самолетов с поршневыми двигателями.

(a) Для каждого одномоторного самолета с поршневым двигателем испытания охлаждения двигателя при высоких температурах окружающей атмосферы должны проводиться следующим образом:

(1) Температуры двигателя должны быть стабилизированы в полете на режиме не ниже 75% максимальной продолжительной мощности.

(2) После того как температуры стабилизировались, следует начать набор высоты с наименьшей практически возможной высоты и выполнять его в течение 1 мин при взлетной мощности.

(3) По истечении 1 мин набор следует продолжить в течение не менее 5 мин при максимальной продолжительной мощности после достижения наибольшей зафиксированной температуры.

(b) Набор высоты, требуемый в пункте (а) настоящего параграфа, следует проводить при скорости, не превышающей скорость, обеспечивающую наибольшую скороподъемность, при максимальной продолжительной мощности, кроме случаев, когда:

(1) наклон траектории полета при скорости, выбранной для испытания охлаждения, равен или больше минимального требуемого угла набора высоты, определенного согласно 23.65;

(2) самолет имеет указатель температуры головок цилиндров двигателя, как предписано в 23.1305 (b) (3).

(c) Испытания на этапах стабилизации и набора высоты проводятся при положениях "юбки" капота, выбранных Заявителем.

(d) Для каждого многомоторного самолета с поршневыми двигателями, который удовлетворяет минимальным характеристикам набора высоты с одним неработающим двигателем, предусмотренным в 23.67(b)(1), испытания охлаждения в условиях высоких температур атмосферного воздуха должны проводиться следующим образом:

(1) Конфигурация самолета должна быть такой, как предусмотрено в параграфе 23.67(а), за исключением того, что при полете выше критической высоты (высотность двигателя) работающие двигатели должны быть на режиме максимальной продолжи- тельной мощности или при полностью открытом дросселе.

(2) Испытания на этапах стабилизации и набора высоты проводятся при положениях юбки капота, выбранных Заявителем.

(3) Температуры работающих двигателей должны стабилизироваться в полете на режиме не ниже 75% максимальной продолжительной мощности.

(4) После того, как температуры двигателя стабилизировались, набор высоты должен быть:

(i) начат с меньшей из двух высот: с высоты на 305 м ниже критической высоты из условия скороподьемности (или, если это практически невозможно, с наименьшей высоты, допустимой мес- тностью) или с высоты на 305 м ниже высоты, на которой скороподъемность с одним неработающим двигателем равна 0,00003V2so, м/с, где VS0, км/ч; (ii) продолжен в течение не менее 5 мин после того, как зафиксирована наибольшая температура;

(5) Набор высоты следует проводить при скорости, не превышаю- щей наибольшую скорость, на которой может быть показано соответствие требованиям 23.67 (b)(1) к набору высоты. Если используемая скорость превышает скорость полета, обеспечивающую скороподъемность с одним неработающим двигателем, то на самолете должен быть установлен указатель температуры головок цилиндров, предусмотренный в 23.1305(b)(3).

(e) Для каждого многомоторного самолета с поршневыми двигателя- ми, который не удовлетворяет минимальным характеристикам набора высоты с одним неработающим двигателем, предусмотренным в 23.67(b)(1), испытания охлаждения двигателей должны проводиться как предписано в пункте (d) настоящего параграфа, за исключением того, что после стабилизации температур в полете набор высоты (или снижение для самолета с нулевой или отрицательной скороподъемностью при одном неработающем двигателе) должен быть:

(1) начат с наименьшей возможной высоты над уровнем моря; и

(2) проведен при скорости полета, обеспечивающей наибольшую скороподъемность (или при минимальной скорости снижения для самолета с нулевой или отрицательной скороподъемностью при одном неработающем двигателе).

ЖИДКОСТНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ

23.1061 Силовая установка.

(a) Общие положения.

Каждый двигатель жидкостного охлаждения должен иметь независимую систему охлаждения (включая бак с охлаждаю- щей жидкостью), установленную таким образом, чтобы:

(1) Опоры каждого бака с охлаждающей жидкостью были такими, чтобы действующие на бак нагрузки распределялись на большую часть поверхности бака.

(2) Между баком и его креплением были прокладки или другие средства изоляции предотвращающие трение.

(3) Прокладки или любые другие средства изоляции не поглощали воспламеняющиеся жидкости или были обработаны таким образом, чтобы предотвратить их поглощение.

(4) Во время заправки и процессе работы в любой части системы, кроме расширительного пространства бака с охлаждающей жидкостью, не задерживался пар и воздух.

(b) Бак с охлаждающей жидкостью. Емкость бака должна быть не менее 3,8 л плюс 10% от емкости системы охлаждения. Кроме того:

(1) Каждый бак с охлаждающей жидкостью должен выдерживать вибрационные, инерционные и гидравлические нагрузки, которым он может подвергнуться в эксплуатации.

(2) Каждый бак с охлаждающей жидкостью должен иметь расшири- тельное пространство объемом не менее 10% от общей системы охлажде- ния.

(3) Должна быть исключена возможность непреднамеренного заполнения расширительного пространства при нормальном стояночном положении самолета.

(c) Заливная горловина. Каждая заливная горловина бака с охлаждаю- щей жидкостью должна быть обозначена как указано в 23.1557(с). Кроме того:

(1) Должно быть исключено попадание пролитой жидкости в отсек бака с охлаждающей жидкостью или в любую часть самолета помимо самого бака.

(2) Каждая заглубленная заливная горловина охлаждающей жидкости должна иметь сливное устройство, обеспечивающее непопадание сливаемой жидкости на какую-либо часть самолета.

(d) Трубопроводы и арматура. Все трубопроводы и арматура системы охлаждения должны отвечать требованиям 23.993, за исключени- ем того, что внутренний диаметр входных и выходных трубопроводов охлаждения двигателя должен быть не меньше диаметра соответствующих соединительных входных и выходных патрубков двигателя.

(e) Радиаторы. Каждый радиатор охлаждения должен выдерживать вибрационные и инерционные нагрузки и нагрузки от давления охлаждаю- щей жидкости, которым он подвергается в эксплуатации. Кроме того:

(1) Крепление каждого радиатора должно допускать расширение от действия рабочих температур и исключать передачу на радиатор вредной вибрации.

(2) Если используется воспламеняющаяся жидкость, то канал воздухозаборника радиатора с охлаждающей жидкостью должен быть расположен так, чтобы в случае пожара пламя из мотогондолы не попадало на радиатор.

(f) Сливные устройства. Должно быть предусмотрено сливное устройство, которое:

(1) обеспечивает слив из всей системы охлаждения (включая бак с охлаждающей жидкостью, радиатор и двигатель) при нормальном стояночном положении самолета;

(2) исключает попадание жидкости на какую-либо часть самолета; и

(3) имеет средства надежной фиксации в закрытом положении.

23.1063 Испытания бака с охлаждающей жидкостью.

Все баки с охлаждающей жидкостью должны пройти испытания в соответствии с 23.965 со следующими изменениями:

(a) Испытания, требуемые в 23.965(а)(1) должны быть проведены аналогично, но с давлением, представляющим собой сумму следующих давлений: максимального рабочего давления системы и большего из двух давлений - давления, возникающего при максимальной расчетной перегрузке с полным баком, или давления 0,25 кгс/см2 ;и

(b) Для бака с неметаллической оболочкой испытательной жидкостью должна быть охлаждающая жидкость, а не топливо, как предусмотрено в 23.965(d). Испытания образца оболочки на плескание должны проводиться при рабочей температуре охлаждающей жидкости.

СИСТЕМА ПОДАЧИ ВОЗДУХА В ДВИГАТЕЛИ

23.1091 Система подачи воздуха.

(a) Система подачи воздуха к каждому двигателю, ВСУ и их вспомога- тельным агрегатам должна подавать необходимое для этого двигателя,ВСУ и их вспомогательным агрегатам количество воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации, для которых требуется сертификация.

(b) Каждая двигательная установка с поршневым двигателем должна иметь не менее двух отдельных источников забора воздуха и должна отвечать следующим требованиям:

(1) Основные воздухозаборники могут открываться внутрь подкапот- ного пространства, если оно изолировано от отсека агрегатов двигателя огнестойкой перегородкой или если предусмотрены средства, исключающие появление пламени обратной вспышки.

(2) Каждый запасной воздухозаборник должен быть расположен в защищенном месте и не должен открываться внутрь подкапотного пространства, если появление пламени обратной вспышки приводит к опасности.

(3) Подача воздуха в двигатель через систему запасного воздухозаборника не должна приводить к чрезмерной потере мощности в дополнение к потере мощности вследствие повышения температуры воздуха.

(4) Каждая запасная воздушная заслонка с автоматическим приводом должна иметь средства, позволяющие летному экипажу пересиливать действия автоматики.

(5) Каждая запасная воздушная заслонка с автоматическим приводом должна иметь средства, показывающие летному экипажу, что заслонка не закрыта.

(c) На газотурбинных самолетах:

(1) должны быть предусмотрены средства, предотвращающие попадание в систему воздухозаборников двигателя, ВСУ и их вспомогательным агрегатам опасных в пожарном отношении количеств топлива при утечках или переливах из сливных и дренажных устройств или других частей систем с воспламеняющимися жидкостями;

(2) самолет должен быть спроектирован так, чтобы предотвратить прямое попадание воды, слякоти и других посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы, рулежных дорожек или других эксплуатационных поверхностей аэродрома в каналы воздухозаборников основных или вспомогательных двигателей в опасных количествах в течении взлета, посадки и руления.

23.1093 Защита от обледенения системы подачи воздуха.

(a) Поршневые двигатели. Каждая система подачи воздуха поршневого двигателя должна иметь средства предотвращения и устранения обледене- ния. Если это не достигается другими средствами, то следует показать, что для воздуха, в котором отсутствует видимая влага при температуре -1 °С:

(1) Каждый самолет с невысотными двигателями, использующими обычные диффузорные карбюраторы, имеет подогреватель, обеспечивающий повышение температуры на 50 °С при работе двигателей на режиме 75%-ой максимальной продолжительной мощности.

(2) Каждый самолет с высотными двигателями, использующими обычные диффузорные карбюраторы, имеет подогреватель, обеспечивающий повышение температуры на 67 °С при работе двигателей на режиме 75%-ой максимальной продолжительной мощности.

(3) Каждый самолет с высотным двигателем(ями) оборудованным устройством регулирования подачи топлива снижающим возможность обледенения имеет подогреватель, который при работе двигателя на режиме 60%-ой максимальной продолжительной мощности, обеспечивает повышение температуры на -

(i) 55 °С ; или

(ii) 22 °С , если установленная жидкостная противообледенительная система отвечает требованиям 23.1095 - 23.1099.

(4) Каждый самолет с невысотным двигателем (ями), использующим средства регулирования подачи топлива, снижающие возможность обледенения, имеет запасной защищенный источник забора воздуха с подогревом не менее, чем на 33 °С при работе двигателя на режиме 75%-ой максимальной продолжительной мощности.

(5) Каждый самолет с невысотным или высотным двигателем(ями) использующим систему впрыска топлива, имеющую компоненты регулиро- вания на которых может накапливаться лед, имеет подогреватель, способ- ный обеспечить величину нагрева на 42 °С при работе двигателя на режиме 75 %-ой максимально предельной мощности.

(6) Каждый самолет с невысотным или высотным двигателем (ями) использующим систему впрыска топлива, не имеющую компонентов регулирования подачи топлива, выступающих в воздушный поток на которых может формироваться лед, и обеспечивающую впрыск топлива в систему подачи воздуха ниже по потоку, чем любые компоненты или другие препятствия на которых может образовываться лед, при испарении топлива, имеет защищенный запасной источник забора воздуха с подогревом не менее, чем на 33 °С при работе двигателя на режиме 75%-ой максимальной продолжительной мощности.

(b) Газотурбинные двигатели.

(1) Каждый газотурбинный двигатель и его система забора воздуха должен работать во всем диапазоне полетной мощности двигателя ( включая малый газ) без накопления на элементах двигателя и системы забора воздуха льда, который может оказать вредное воздействие на работу двигателя или привести к значительному снижению мощности или тяги:

(i) в условиях обледенения, указанных в Приложении П23.1419;

(ii) в условиях снегопада и метели в пределах ограничений, установленных для эксплуатации самолета в таких условиях.

(2) Каждый газотурбинный двигатель должен работать без неблагоприятных последствий в течение 30 мин на режиме малого газа на земле с располагаемым при наиболее критических условиях отбором воздуха для противообледененительной защиты двигателя при температуре окружающего воздуха от -9 до -1 °С и водности не ниже 0,3г/м3 в форме капель со среднеарифметический диаметром не менее 20 мкм с последующей кратковременной работой на режиме взлетной мощности или тяги. За 30 мин работы на режиме малого газа разрешается периодически переводить двигатель на режим промежуточной мощности или тяги, используя процедуру, которая должна быть одобрена Компетентнным органом.

(c) Для самолетов с поршневыми двигателями, имеющими нагнетатель для сжатия воздуха перед подачей его в устройство регулирования подачи топлива, повышение температуры воздуха в результате сжатия на любой высоте может быть использовано для установления соответствия пункту (а) данного параграфа, если используемый приток тепла будет подводиться автоматически в зависимости от высоты и условий эксплуатации за счет наддува.

23.1095 Расход жидкости для защиты от обледенения карбюратора.

(a) Если применяется жидкостная противообледенительная система карбюратора, то она должна одновременно обеспечивать расход жидкости на каждый двигатель (в кг/ч) не меньше 1,13 корня квадратного из макси- мальной продолжительной мощности двигателя.

(b) Жидкость должна вводиться в систему подачи воздуха:

(1) вблизи карбюратора и выше его по потоку;

(2) так, чтобы она равномерно распределялась по всему поперечному сечению воздушных каналов системы подачи воздуха.

23.1097 Емкость жидкостной противообледенительной системы карбюратора.

(a) Емкость каждой жидкостной противообледенительной системы карбюратора:

(1) должна быть не меньше большей из двух величин:

(i) требуемой для обеспечения расхода жидкости, указанного в 23.1095, в течение времени, равного 3% максимальной продолжительности полета самолета; или

(ii) необходимой для 20 мин работы при указанном расходе; и

(2) может не превышать потребную для 2 ч работы.

(b) Если располагаемый подогрев более 28 °С, но менее 55 °С, то емкость системы можно уменьшить пропорционально располагаемому повышению температуры сверх 28 °С .

23.1099 Конструкция жидкостной противообледенительной системы карбюратора. Каждая жидкостная противообледенительная система карбюратора должна отвечать применимым требованиям к конструкции топливной системы, кроме требований, предусмотренных в параграфах 23.1095 и 23.1097.

23.1101 Конструкция подогревателя воздуха, поступающего в карбюра- тор. Каждый подогреватель воздуха, поступающего в карбюратор, должен быть спроектирован и изготовлен таким образом, чтобы обеспечивать:

(а) вентиляцию подогревателя, когда не требуется подогрев воздуха, поступающего в двигатель;

(b) осмотр деталей выхлопных патрубков, окружающих его;

(c) осмотр критических деталей самого подогревателя.

23.1103 Каналы системы подачи воздуха.

(a) Каждый канал системы подачи воздуха должен иметь дренаж, исключающий опасное скопление топлива или влаги при нормальном стояночном и полетном положениях самолета. Дренаж не должен выводиться туда, где он может вызвать опасность возникновения пожара.

(b) Каждый канал, соединенный с частями конструкции, между которыми возможно относительное перемещение, должен иметь гибкие сочленения.

(с) Каждый гибкий канал системы подачи воздуха в двигатель должен выдерживать без опасных повреждений или деформаций воздействие максимальных температур, топлива, масла, воды и агрессивных жидкостей при эксплуатации и техническом обслуживании.

(d) Для каналов подачи воздуха к поршневым двигателям должно быть продемонстрировано, что -

(1) система впуска воздуха обладает достаточной прочностью для того, чтобы выдерживать без разрушения обратную вспышку в нормальных условиях;

(2) компоненты системы впуска воздуха, которые находятся в отсеках оборудованных системой пожарной сигнализации, являются огнестойкими.

(е) Каждый канал системы подачи воздуха к вспомогательной силовой установки должен быть -

(1) огненепроницаемым в пределах отсека вспомогательной силовой установки;

(2) огненепроницаемым на значительной его длине перед отсеком вспомогательной силовой установки для того, чтобы предотвратить прогар воздушного канала обратным потоком горячего газа и проникновение этих газов в любой другой отсек самолета, где в результате этого может возникнуть опасность пожара;

(3) изготовлен из материалов, соответствующих ожидаемым условиям эксплуатации, исключая те зоны, где требуются только огнестой- кие или огненепроницаемые материалы;

(4) изготовлен из материалов, которые не будут поглощать или задерживать воспламеняющиеся жидкости в опасных количествах, которые могут воспламеняться в случае помпажа или обратного истечения горячих газов из ВСУ.

(f) Каналы подачи воздуха в систему наддува кабины должны быть изготовлены из соответствующих материалов, которые не будут выделять опасное количество токсичных газов или должны быть изолированы таким образом, чтобы предотвратить попадание в кабину опасного количества токсичных газов из отсека силовой установки в случае пожара.

23.1105 Защитные сетки системы подачи воздуха.

Если в системе подачи воздуха применяются защитные сетки, то должны соблюдаться следующие условия:

(a) Каждая сетка должна быть выше по потоку, чем карбюратор.

(b) В любых частях системы подачи воздуха не должно быть сеток, которые являются единственными каналами, обеспечивающими подвод воздуха к двигателю, если не выполняются следующие условия:

(1) обеспечен подогрев воздуха не менее чем на 55 °С ; и

(2) сетка может быть освобождена ото льда подогретым воздухом.

(c) Освобождение сетки ото льда с помощью спирта является недостаточным.

(d) Должно быть исключено попадание топлива на любую сетку.

23.1107 Фильтры системы подачи воздуха в двигатель.

Если, в силовых установках с поршневым двигателем используется воздушный фильтр в системе подачи воздуха для защиты двигателя от посторонних частиц, то применимо следующее -

(а) Каждый воздушный фильтр должен быть способен выдерживать воздействие максимальных температур, дождя, топлива, масла и агрессив- ных жидкостей, воздействию которых он может подвергаться при обслуживании и эксплуатации; и

(b) Каждый воздушный фильтр должен быть сконструирован таким образом, чтобы оторвавшийся с поверхности фильтра материал не препятствовал работе системы регулирования подачи топлива.

23.1109 Система отбора воздуха от турбонагнетателя. К системам отбора воздуха от турбонагнетателя, использующимся для наддува кабины, предъявляются следующие требования:

(а) Система кабинного воздуха не может быть подвержена опасному загрязнению, возникающему из-за возможного отказа турбонагнетателя или его системы смазки.

(b) Воздух, подающийся в турбонагнетатель, должен забираться из такого источника, где он не может быть загрязнен вредными или опасными газами или парами в случае любого возможного отказа или неисправности выхлопной, гидравлической, топливной или масляной систем двигателя.

23.1111 Система отбора воздуха от газотурбинного двигателя. К системам отбора воздуха от газотурбинных двигателей предъявляются следующие требования:

(a) Не должна возникать опасность в случае разрушения трубопроводов или отказа элементов системы отбора воздуха в любом месте между выходом из двигателя и агрегатом самолета, который обслуживается отбираемым воздухом.

(b) Должно быть установлено влияние на характеристики самолета и двигателя максимального отбора воздуха.

(c) Неисправности системы смазки двигателя не должны приводить к опасному загрязнению системы подачи воздуха в кабину.

ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА

23.1121 Общие положения.

Для силовой установки и вспомогательной силовой установки предъявляются следующие требования:

(a) Каждая выхлопная система должна обеспечивать безопасный отвод выхлопных газов, исключающий опасность возникновения пожара или загрязнения любого отсека с людьми окисью углерода.

(b) Все части выхлопной системы, поверхности которых нагреваются до температур, способных воспламенить горючие жидкости или пары, должны быть установлены или экранированы таким образом, чтобы утечки из систем, содержащих горючие жидкости или пары, не привели к пожару вследствие попадания жидкостей или паров на любую часть выхлопной системы, включая экраны выхлопной системы.

(с) Каждая система выхлопа должна быть отделена огненепроницаемым экраном от соседних воспламеняющихся частей самолета, находящихся с внешней стороны отсека двигателя и вспомогательной силовой установки.

(d) Выхлопные газы не должны отводиться в опасной близости к любому сливному устройству топливной или масляной системы.

(e) Выхлопные газы не должны отводиться туда, где они могут вызвать блики, серьезно влияющие на обзор для пилота ночью.

(f) Каждый компонент выхлопной системы должен обдуваться, чтобы не допускать местного перегрева.

(g) Если в выхлопной системе газотурбинного двигателя имеются значительные застойные зоны, то во избежание скопления в них топлива после неудачной попытки запуска двигателя должен быть обеспечен дренаж для слива этого топлива мимо конструкции в любом нормальном стояноч- ном и полетном положениях самолета.

(h) Каждый теплообменник, работающий на выхлопных газах, должен включать в себя средства, препятствующие блокированию выхлопного отверстия после любой внутренней поломки теплообменника.

(i) При установлении соответствия с 23.603 необходимо оценить небрагоприятное влияние разрушения любой части системы выхлопа на безопасность.

23.1123 Система выхлопа.

(a) Каждый элемент системы выхлопа должен быть огненепроницаемым, устойчивым к коррозии и должен иметь средства, исключающие его повреждение вследствие расширения при рабочих температурах.

(b) Каждый элемент выхлопной системы должен крепиться так, чтобы выдержать вибрационные и инерционные нагрузки, которым он может подвергаться в эксплуатации.

(c) Части выхлопной системы, соединенные с компонентами, между которыми может иметь место относительное перемещение, должны иметь гибкие соединения.

23.1125 Теплообменники на выхлопных газах.

К самолетам с поршневыми двигателями предъявляются следующие требования:

(a) Каждый теплообменник, работающий на выхлопных газах, должен быть изготовлен и установлен таким образом, чтобы выдерживать вибрационные, инерционные и другие нагрузки, которым он может подвергнуться при нормальной эксплуатации. Кроме того:

(1) каждый теплообменник должен быть пригодным к длительной эксплуатации при высоких температурах и устойчивым к коррозии при воздействии выхлопных газов;

(2) должны быть предусмотрены средства осмотра критических частей каждого теплообменника; и

(3) каждый теплообменник должен иметь средства охлаждения везде, где имеется контакт с выхлопными газами.

(b) Каждый теплообменник, используемый для нагрева вентилируемого воздуха, должен быть изготовлен таким образом, чтобы выхлопные газы не могли поступать в вентилируемый воздух.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И АГРЕГАТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

23.1141 Органы управления силовой установки.

(a) Органы управления силовой установки должны быть расположены и установлены согласно 23.777 и должны быть обозначены согласно 23.1555(а).

(b) Каждый орган управления с гибкой (тросовой) проводкой должен быть приемлем для такого вида использования.

(c) Каждый орган управления должен сохранять любое необходимое положение без:

(1) постоянного внимания со стороны членов летного экипажа; или

(2) тенденции к смещению под действием вибрации или нагрузок на управление.

(d) Каждый орган управления должен выдерживать эксплуатационные нагрузки без повреждений или чрезмерной деформации.

(e) На газотурбинных самолетах никакой одиночный отказ или возможная комбинация отказов в каждой системе управления силовой установки не должны приводить к нарушению любой необходимой для безопасности функции силовой установки.

(f) Те части управления силовой установки, которые расположены в двигательном отсеке и которые должны сохранять рабочее состояние во время пожара, должны быть, по меньшей мере, огнестойкими.

(g) Органы управления кранами силовой установки, находящиеся в кабине экипажа, должны иметь:

(1) для ручного управления кранами - надежные ограничители, а в случае топливных кранов - подходящие средства идентификации открытого и закрытого положений; и

(2) для кранов с сервоприводом - средства, показывающие членам экипажа, что кран:

(i) находится в полностью открытом или полностью закрытом положении; или

(ii) перемещается между полностью открытым и полностью закрытым положениями.

23.1142 Органы управления вспомогательной силовой установкой. В кабине экипажа должны быть предусмотрены средства для запуска, останова и аварийного выключения каждой установленной на самолете вспомогательной силовой установки.

23.1143 Органы управления двигателями.

(a) Должны быть предусмотрены органы управления мощностью или тягой, для каждого двигателя отдельно и отдельный орган управления для каждого нагнетателя, для которого он требуется.

(b) Органы управления мощностью, тягой и нагнетателем должны быть размещены так, чтобы обеспечить:

(1) отдельное управление каждым двигателем и каждым нагнетателем; и

(2) одновременное управление всеми двигателями и всеми нагнетателями.

(c) Каждый орган управления мощностью, тягой или нагнетателем должен обеспечивать уверенное и без запаздывания управление соответствующим двигателем или нагнетателем.

(d) Органы управления мощностью, тягой или нагнетателем каждого двигателя или нагнетателя должны быть независимыми от органов управления любого другого двигателя или нагнетателя.

(e) Для каждой системы впрыска жидкости (кроме топливной) и ее органов управления, не предусмотренных и не одобренных как часть двигателя, Заявитель должен доказать, что расход впрыскиваемой жидкости регулируется надлежащим образом.

(f) Если орган управления мощностью или тягой включает устройство для отключения подачи топлива, то этот орган должен иметь средства предотвращения его непреднамеренного перемещения в положение отключения. Эти средства должны:

(1) иметь надежный замок или стопор в положении малого газа; и

(2) требовать отдельного и четко определенного действия для перевода органа управления в положение отключения.

(g) Для однодвигательных самолетов с поршневым двигателем, каждая система управления тягой или мощностью должна быть сконструирована таким образом, чтобы в случае рассоединения системы управления с двигателем, самолет имел возможность продолжить безопасный полет и совершить посадку.

23.1145 Выключатели зажигания.

(a) Выключатели зажигания должны как управлять работой каждой цепи зажигания каждого двигателя, так и отключать ее. (b) На многомоторных самолетах должны быть предусмотрены средства быстрого выключения всей системы зажигания путем сведения всех выключателей в одну группу или введения общего выключателя.

(c) Каждая группа выключателей зажигания, за исключением выключателей зажигания газотурбинных двигателей, для которых не требуется непрерывного зажигания,и каждый общий выключатель зажигания должны иметь защитные устройства, исключающие их случайное срабатывание.

23.1147 Органы регулирования состава топливной смеси.

(a) Если имеются органы регулирования состава топливной смеси, то каждый двигатель должен иметь отдельный орган регулирования, и каждый орган регулирования должен иметь предохранительное устройство или должен быть такой формы и так размещен, чтобы его на ощупь нельзя было спутать с другими органами управления.

(1) Органы регулирования состава топливной смеси должны быть сгруппированы и размещены таким образом, чтобы обеспечить:

(i) отдельное управление каждым двигателем; и

(ii) одновременное управление всеми двигателями.

(2) Органы управления должны требовать отдельного и четко определенного действия для перемещения их в положение обеднения смеси, или в выключенное положение.

(b) Для однодвигательных самолетов с поршневым двигателем, каждая ручная система управления составом топливной смеси двигателя должна быть сконструирована таким образом, чтобы в случае рассоединения системы управления с органом управления подачи топлива, самолет имел возможность продолжить безопасный полет и совершить посадку.

23.1149 Органы управления частотой вращения и шагом воздушного винта.

(a) Если имеются органы управления частотой вращения или шагом воздушного винта, то они должны быть сгруппированы и размещены таким образом, чтобы обеспечить:

(1) отдельное управление каждым воздушным винтом; и

(2) одновременное управление всеми воздушными винтами.

(b) Органы управления должны обеспечивать быструю синхронизацию всех воздушных винтов многодвигательных самолетов.

23.1153 Органы управления флюгированием воздушного винта.

Если имеются органы управления флюгированием воздушного винта, то каждый воздушный винт должен иметь свой орган управления флюгированием. Каждый орган управления флюгированием воздушного винта должен иметь средства, предотвращающие его непреднамеренное срабатывание.

23.1155 Реверсирование тяги и установка шага винта ниже полетного режима на газотурбинном двигателе. На газотурбинных силовых установках каждый орган управления реверсированием тяги и установкой шага воздушного винта ниже полетного режима должен иметь средства для предотвращения их непреднамеренного перемещения. Эти средства должны иметь надежный замок или стопор в положении полетного малого газа и должны требовать от экипажа отдельного и особого действия для перемещения органа управления из положения, соответствующего полетного режима (для турбореактивного самолета - из положения, соответствующего режима положительной тяги).

23.1157 Органы регулирования температуры воздуха карбюратора.

Для каждого двигателя должен быть предусмотрен отдельный орган регулирования температуры воздуха, поступающего в карбюратор.

23.1163 Агрегаты силовой установки.

(а) Каждый агрегат, установленный на двигатели должен-

(1) быть одобрен для установки на соответствующий двигатель и крепиться устройствами, предусмотренными на двигателе; или

(2) иметь средства, ограничивающие крутящий момент на всех приводах агрегатов для того, чтобы предотвращать превышение установленных для данных приводов предельных крутящих моментов; и

(3) в добавление к пунктам (а)(1) и (а)(2) настоящего параграфа иметь уплотнение для предотвращения загрязнения маслосистемы двигателя и системы этого агрегата.

(b) Электрическое оборудование, в котором может возникать электри- ческий разряд или искрение, должно быть установлено так, чтобы свести к минимуму вероятность контакта с любыми воспламеняющимися жидкостями или парами, которые могут оказаться в свободном состоянии.

(c) Каждый генератор с номинальной мощностью 6 кВт или больше должен быть спроектирован и установлен таким образом, чтобы свести к минимуму вероятность возникновения пожарной опасности в случае его неисправности.

(d) Если продолжающееся вращение любого агрегата, приводимого от двигателя, является опасным в случае возникновения неисправности, то должны быть предусмотрены средства предотвращения вращения без вмешательства в продолжающуюся работу двигателя.

(е) Каждый вспомогательный агрегат, приводимый от коробки приводов двигателя и не одобренный как часть двигателя, должен:

(1) иметь средства ограничения крутящего момента, которые предотвращали бы превышение предельных крутящих моментов, установ- ленных для данного привода;

(2) использовать штатные места крепления, имеющееся на коробке приводов;и

(3) иметь уплотнение для предотвращения загрязнения маслосисте- мы коробки приводов и системы данного агрегата.

23.1165 Система зажигания двигателя.

(a) Каждая аккумуляторная система зажигания должна быть дополнена генератором, который автоматически включается в цепь в качестве запасного источника электроэнергии, обеспечивающего дальнейшую работу двигателя в случае разрядки любого аккумулятора.

(b) Емкость аккумуляторов и мощность генераторов должны быть достаточными для одновременной работы системы зажигания двигателя и удовлетворения потребностей любых компонентов электросистемы самолета , питающихся от этого источника.

(c) Конструкция системы зажигания двигателя должна обеспечивать ее нормальную работу в следующих условиях:

(1) при неработающем генераторе;

(2) при полной разрядке аккумулятора и работе генератора на нормальных эксплуатационных частотах вращения; и

(3) при полной разрядке аккумулятора и работе генератора на частотах вращения холостого хода при наличии только одного аккумулятора.

(d) Должны быть предусмотрены средства сигнализации соответствующим членам экипажа в случае, если неисправность любой части электросистемы вызывает непрерывный разряд любого аккумулятора, питающего систему зажигания двигателя.

(e) Каждая система зажигания газотурбинного двигателя должна быть независимой от всех других электрических цепей, которые не используются для обеспечения работы, управления и контроля этой системы.

(f) Дополнительно для самолетов переходной категории каждая система зажигания двигателя должна рассматриваться как жизненно важный потребитель энергии.

ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

23.1181 Установленные пожароопасные зоны и отсеки.

К пожароопасным зонам относятся следующие :

(а) Для поршневых двигателей -

(1) отсек двигателя;

(2) отсек вспомогательных агрегатов;

(3) любой общий отсек силовой установки, в котором отсутствует разделение между отсеком двигателя и отсеком агрегатов.

(b) Для турбовинтовых двигателей.

(1) отсек компрессора вспомогательных агрегатов;

(2) отсек камеры сгорания, турбины и выхлопных труб, если они содержат трубопроводы или элементы с воспламеняющимися жидкостями или газами;

(с) Любой отсек вспомогательной силовой установки.

(d) Отсек с любым подогревателем, работающим на топливе и другое оборудование, связанное с горением и перечисленное в 23.859.

23.1182 Зоны двигательного отсека за противопожарными перегородками. Компоненты, трубопроводы и арматура, за исключением предусмотренных в 23.1351(е), установленные вне пожароопасных зон, должны быть выполнены из таких материалов и расположены на таких расстояниях от противопожарной перегородки, чтобы они не были подвержены поврежде- ниям, при воздействии на противопожарную перегородку со стороны двигательного отсека пламени с температурой не менее 1100 °С в течение 15 мин.

23.1183 Трубопроводы, арматура и компоненты.

(a) Кроме случаев, указанных в пункте (b) настоящего параграфа, все трубопроводы, арматура и другие компоненты, по которым передаются воспламеняющиеся жидкости, газ или воздух во всех зонах, подверженных воздействию пожара двигателя, должны быть по крайней мере огнестойкими, за исключением того, что баки с воспламеняющимися жидкостями и их опорные конструкции, являющиеся частью двигателя и присоединенные к нему, должны быть огненепроницаемыми либо заключены в огненепроницаемый кожух, если повреждение огнем любой детали, которая не отвечает критерию огненепроницаемости, способно вызвать утечки или просачивание воспломеняющейся жидкости. Компоненты должны быть экранированы или установлены так, чтобы гарантировать невозможность возгорания вытекающей воспламеняющейся жидкости. Гибкие шланги в сборе (шланг и его заделка) должны быть утвержденного типа. Нет необходимости выполнять огненепроницаемым, либо заключать в огненепроницаемый кожух встроенный маслоотстойник поршневого двигателя вместимостью до 24 л.

(b) Пункт (а) настоящего параграфа не относится к:

(1) трубопроводам, соединениям и компонентам, уже одобренным как составная часть двигателя, получившего сертификат типа; и

(2) дренажным и сливным трубопроводам и их арматуре, повреждение которых не вызывает или не усиливает опасность возникновения пожара.

23.1184 Дренаж и вентиляция пожароопасных зон.

(а) Должно быть предусмотрен эффективный дренаж каждой установленной пожароопасной зоны, чтобы свести к минимуму опасность возникновения пожара в случае отказа или неправильной работы любых компонентов, содержащих воспламеняющиеся жидкости. Средства дренажа должны быть:

(1) эффективными в условиях, которые будут чаще всего встречаться, когда дренаж необходим; и

(2) расположены так, чтобы вытекающая из дренажа жидкость не создавала дополнительной опасности возникновения пожара.

(b) Каждая установленная пожароопасная зона должна вентилироваться, чтобы предотвратить скопление воспламеняющихся паров.

(с) Вентиляционные отверстия не должны располагаться в местах, где это создавало бы возможность проникновения воспламеняющихся жидкостей, паров или пламени из других зон.

(d) Каждое вентиляционное устройство должно быть расположено так, чтобы выходящие пары не создавали дополнительной опасности возникновения пожара.

(e) Если запас и расход огнегасящего вещества не рассчитаны на максимальный расход воздуха через пожароопасную зону, то должны быть предусмотрены устройства, позволяющие экипажу отключать источники принудительной вентиляции любой пожароопасной зоны.

23.1189 Перекрывные устройства.

(a) Ко всем многодвигательным самолетам относится следующее:

(1) Каждый двигатель должен иметь средства, перекрывающие или как-либо иначе не допускающие попадания внутрь любого двигательного отсека, протекание внутри него или через него опасных количеств топлива, масла, противообледенительной жидкости или других воспламеняющихся жидкостей, кроме как в трубопроводах, арматуре и компонентах составляю- щих единое целое с двигателем.

(2) Закрытие топливного перекрывного устройства на любом двигателе не должно прекращать подачу топлива остальным двигателям, которое поступает к ним при открытом положении этого устройства.

(3) Срабатывание любого перекрывного устройства не должно препятствовать в дальнейшем аварийному использованию другого оборудова- ния, например устройства флюгирования винта.

(4) Все перекрывные устройства должны находиться вне двигатель- ного отсека, если при размещении перекрывного устройства внутри этого отсека не обеспечивается равный уровень безопасности.

(5) После срабатывания перекрывного устройства, количество воспламеняющейся жидкости, попадающей в отсек двигателя, не должно превышать 1 л. Для установок, в которых количество воспламеняющейся жидкости, попадающей в отсек двигателя, превышает 1 л должно быть продемонстрировано, что это большее количество жидкости является безопасным или что эта жидкость удаляется из отсека наружу.

(6) Должны быть предусмотрены средства защиты от непреднаме- ренных срабатывания каждого перекрывного устройства и средства, дающие возможность экипажу повторно открыть перекрывное устройство в полете после его закрытия.

(b) На газотурбинных двигателях перекрытие маслосистемы двигателя не требуется, если:

(1) маслобак составляет одно целое с двигателем или установлен на нем;

(2) все компоненты маслосистемы, находящиеся снаружи двигателя, огненепроницаемы или расположены в зонах, которые не будут подвержены воздействию пожара на двигателе.

(c) Краны с сервоприводом должны иметь средства, показывающие членам экипажа, когда кран переключился в заданное положение, и должны быть спроектированы таким образом, чтобы не происходило перемещения крана относительно заданного положения под действием вибраций, возможных в месте его установки.

23.1191 Противопожарные перегородки.

(a) Каждый основной и вспомогательный двигатель, подогреватель, работающий на топливе, и другое оборудование с внутренним горением должны быть изолированы от остальных частей самолета противопожарными перегородками, кожухами или эквивалентными им средствами.

(b) Каждая противопожарная перегородка или кожух должны быть сконструированы таким образом, чтобы исключалось проникновение из изолированного отсека в другие части самолета опасного количества жидкости, газа и пламени.

(c) Каждое отверстие в противопожарной перегородке или кожухе должно быть заглушено плотно пригнанными огненепроницаемыми уплотнениями, прокладками, втулками или арматурой, с тем чтобы противопожарная перегородка в целом соответствовала требованиям по огненепроницаемости.

(d) [Зарезервирован]

(e) Все противопожарные перегородки и кожухи должны быть огненепроницаемыми и защищенными от коррозии.

(f) Соответствие критериям огненепроницаемости материалов и компонентов должно быть показано следующим образом:

(1) Материалы и компоненты должны подвергаться воздействию пламени 1100±50 °C.

(2) Листовые материалы размером 250х250 мм должны подвергаться воздействию пламени горелки, одобренной Компетентным органом.

(3) Пламя должно быть достаточным для поддержания требуемой температуры испытаний на площади 125х125 мм.

(g) Арматура и материалы противопожарной перегородки должны не менее 15 мин препятствовать проникновению пламени.

(h) В противопожарных перегородках или кожухах можно применять следующие материалы без испытаний их по требованиям настоящего параграфа:

(1) листы нержавеющей стали толщиной 0,4 мм;

(2) листы мягкой стали (с алюминиевым покрытием или иначе защищенные от коррозии) толщиной 0,55 мм;

(3) белую жесть толщиной 0,5 мм, покрытую сплавом олова и свинца;

(4) монель-металл (медно-никелевый сплав) толщиной 0,5 мм;

(5) арматура противопожарной перегородки из стали или медного сплава;

(6) листы титана толщиной 0,4мм.

23.1192 Перегородка отсека агрегатов двигателя. У звездообразных двигателей с воздушным охлаждением силовой отсек двигателя и все участки выхлопной системы должны быть изолированы от отсека агрегатов двигателя перегородкой, которая должна отвечать требованиям 23.1191 к противопожарным перегородкам.

23.1193 Капоты и мотогондолы.

(a) Каждый капот должен быть сконструирован и закреплен так, чтобы он мог противостоять любым вибрационным, инерционным и аэродинамическим нагрузкам, которым он может подвергаться в эксплуатации.

(b) Должны быть предусмотрены средства быстрого и полного дренажирования любой части капота при нормальном стояночном и полетном положениях. Должно быть продемонстрировано испытаниями, анализом, или совместно тем и другим, что дренажирование обеспечивается при нормальном ожидаемом распределении аэродинамического (полного) давления в эксплуатации каждого предусмотренного конструкцией дренажного отверстия. Слив из дренажа не должен производиться туда, где может возникнуть опасность возникновения пожара.

(с) Капот должен быть по меньшей мере огнестойким.

(d) Любая часть конструкции самолета, расположенная за отверстиями в капоте отсека двигателя на расстоянии 610 мм , должна быть по меньшей мере огнестойкой.

(e) Все детали капота, подверженные воздействию высокой температуры из-за их близости к каналам выхлопной системы, должны быть огненепроницаемыми.

(f) Все мотогондолы многодвигательного самолета с наддувом двигателей должны быть спроектированы и изготовлены таким образом, чтобы при убранном шасси пожар в двигательном отсеке не прожигал конструкции капота или гондолы и не попадал в зону мотогондол за пределами двигательного отсека.

(g) Дополнительно для самолетов переходной категории, самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы в случае возникновения пожара в любом отсеке двигателя огонь не мог проникнуть через отверстия или в результате прогорания в любую другую зону, где пожар может создать дополнительную опасность.

23.1195 Системы пожаротушения.

(a) На самолетах переходной категории системы пожаротушения должны устанавливаться и проверяться на соответствие следующим требованиям:

(1) Каждый установленный пожароопасный отсек двигателя должен оснащаться системой пожаротушения за исключением отсеков камеры сгорания, турбины и выхлопных труб газотурбинного двигателя, в которых проходят магистрали или находятся компоненты, содержащие воспламеняющиеся жидкости или газы и для которых продемонстрирована возможность предотвращения неконтролируемого развития пожара, возникшего в них.

(2) В системе пожаротушения количество, скорость разрядки и распределение огнегасящего вещества должны быть достаточными для тушения пожара. Допускается применение индивидуальной системы одноразового действия.

(3) Система пожаротушения мотогондолы должна обеспечивать одновременное тушение пожара во всех пожароопасных зонах мотогондолы, имеющих противопожарную защиту.

(b) Если вспомогательная силовая установка устанавливается на самолет, сертифицируемый по настоящим Нормам, то отсек вспмогательной силовой установки должен быть оборудован системой пожаротушения, удовлетворяющей требованиям пункта (а)(2) настоящего параграфа.

23.1197 Огнегасящие вещества. К самолетам переходной категории относится следующее:

(a) Огнегасящие вещества должны:

(1) обеспечивать тушение пламени, возникающего при горении любых жидкостей или других горючих материалов в зоне, защищаемой системой пожаротушения.

(2) обладать термической стабильностью в диапазоне температур, которые могут иметь место в отсеке, в котором они находятся.

(b) В случае применения токсичного огнегасящего вещества должны быть приняты меры предотвращения проникновения опасных концентраций жидкости или паров в кабины с людьми (в результате утечки при нормальной эксплуатации самолета или в результате разряда системы пожаротушения на земле или в полете), даже при наличии неисправности в системе пожаротушения. Соответствие этим требованиям должно быть подтверждено путем проведения испытаний, за исключением стационарной противопожарной системы отсека фюзеляжа, работающей на двуокиси углерода, при наличии которой:

(1) в любой отсек фюзеляжа подается не более 2,3 кг двуокиси углерода в соответствии с установленными правилами пожаротушения; или (2) для каждого члена летного экипажа, на рабочем месте в кабине экипажа предусмотрено защитное дыхательное оборудование.

23.1199 Стационарные огнетушители. К самолетам переходной категории относится следующее:

(a) Каждый огнетушитель должен иметь предохранительное устройство, стравливающее давление, чтобы предотвратить разрушение баллона из-за избыточного внутреннего давления.

(b) Выход каждой линии стравливания от предохранительного устройства должен быть расположен таким образом, чтобы выброс огнегасящего вещества не мог повредить конструкцию самолета. Кроме того, линия должна быть расположена или защищена так, чтобы предотвращалось ее закупоривание льдом или другими посторонними предметами.

(c) Для каждого огнетушителя должны иметься средства индикации его разряда или снижения давления в нем ниже установленного минимума, необходимого для нормальной работы.

(d) Температура огнетушителя должна поддерживаться в в ожидаемых условиях эксплуатации так, чтобы давление в нем:

(1) не уменьшалось ниже величины, необходимой для обеспечения соответствующей скорости разряда огнетушителя; или

(2) не превышало величину, вызывающую преждевременный разряд.

(e) Если для разрядки огнетушителя используется пиротехнический патрон, то все огнетушители должны быть установлены так, чтобы температурные условия не вызывали опасного ухудшения качества пиротехнического патрона.

23.1201 Материалы системы пожаротушения. К самолетам переходной категории относится следующее:

(a) Материалы из которых изготовлена система пожаротушения, не должны вступать в химическую реакцию с любым огнегасящим веществом, чтобы не создавать этим опасности для самолета. (b) Каждый элемент системы пожаротушения, установленный в отсеке двигателя, должен быть огненепроницаемым.

23.1203 Система пожарной сигнализации.

(а) Должны иметься средства для быстрого обнаружения пожара в

(1) Двигательном отсеке:

(i) многодвигательных газотурбинных самолетов;

(ii) многодвигательных поршневых самолетов с турбонагнетателем;

(iii) самолетов с расположением двигателя (ей), которые не просматриваются из кабины.

(iv) самолетов переходной категории.

(2) Отсеке вспомогательной силовой установки, являющейся частью любого самолета.

(b) Все сигнализаторы пожара должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы они выдерживали вибрационные, инерционные и другие нагрузки, которые могут иметь место при эксплуатации.

(c) На работу сигнализаторов пожара не должны влиять масло, вода, другие жидкости или пары, которые могут присутствовать.

(d) Должны иметься средства, позволяющие экипажу проверять в полете функционирование каждой электрической цепи сигнализатора пожара.

(e) Проводка и другие компоненты всех систем пожарной сигнализации в пожароопасной зоне должны быть, по меньшей мере, огнестойкими.

ПРИЛОЖЕНИЕ П23.903(b)(1) Нелокализованные разрушения роторов двигателей. Настоящее приложение дополняет и конкретизирует требование 23.903(b)(1) в части защиты конструкции самолета и его функциональных систем от нелокализованных разрушений роторов двигателей, а также содержит приемлемые методы определения соответствия.

1. Газотурбинные двигательные установки.

В тех случаях, когда возможность удержания обломков роторов маршевых двигателей и ВСУ внутри корпуса не может быть подтверждена, приведенный ниже материал дает основу установления соответствия 23.903 (b) (1). Примечание: ВСУ рассматривается только в том случае, если предусмотрена штатная эксплуатация этого двигателя в течение всего полета или на любом из его этапов.

2. Рассмотрение конструкции самолета.

2.1. Должны быть приняты все практически возможные конструктивные меры для того, чтобы на основе инженерных решений минимизировать риск катастрофического повреждения нелокализованными обломками ротора двигателя конструкции самолета и его систем, включая следующие:

(а) другой двигатель (и) ( последствия от возможного последующе- го разброса обломков из другого двигателя не рассматриваются);

(b) герметическую кабину силовую конструкцию планера, включая шасси, подвеску двигателей и органы управления;

(с) кабину экипажа;

(d) топливную систему ( рассматривается только возможность потери значительного количества топлива, а также попадания топлива в кабину или пожарные отсеки);

(е) пожарные перегородки и экраны, а также системы пожарной сигнализации и пожаротушения;

(f) системы и оборудование, необходимые для завершения полета.

2.2. Конструктивные меры по сведению к минимуму возможности возникновения катастрофического повреждения в следствии нелокализован- ного разрушения двигателя могут включать в себя:

(а) размещение критических элементов или систем вне уязвимых зон;

(b) резервирование и раздельное размещение резервированных элементов систем в зоне разлета осколков;

(с) защиту критических элементов систем прочными конструктивными элементами планера, кожухами или отражающими экранами;

(d) использование средств выключения и перекрывных кранов, их размещение таким образом, чтобы предотвратить попадание горючих жидкостей в пожароопасные места в случае повреждения системы и/или минимизировать количество вытекающей жидкости;

(е) применение противопожарных перегородок и других конструктив- ных мер, направленных на исключение соприкосновения горючих жидкос- тей с источниками возможного воспламенения.

2.3. Если предъявляется защита прочными элементами конструкции планера, отражающими экранами или защитной обшивкой, эффективность защиты должна быть продемонстрирована с помощью испытаний и/или анализа, базирующегося на данных испытаний.

2.4. Если приняты все практически возможные меры (см. пункт 2.2) и анализ безопасности, выполненный с использованием модели разрушения двигателя, показывает, что риск катастрофического повреждения по-прежне- му существует для некоторых элементов или систем самолета, то должна быть определена величина риска катастрофических повреждений. Вероят- ности возникновения катастрофических повреждений для самолетов коммьютерной категории не должны превышать следующих величин: (а) крупный обломок диска - 1/20;

(b) более мелкий обломок диска - 1/40, а для самолетов неотносящихся к переходной категории 1/10 и 1/20 соответственно.

2.5. Указанные в пункте 2.4 вероятности возникновения катастрофичес- ких повреждений, обусловленных выбросом обломков роторов двигателей, для каждого вида обломков являются средними значениями, полученными для всех дисков на всех двигателях самолета при полете по типовому профилю. Вероятность катастрофического повреждения самолета отдельны- ми дисками может быть превышена на отдельных этапах полета, если при этом вероятность возникновения катастрофического повреждения, осреднения по всему полету, ни для какого диска по каждому виду обломков не превышает значений, указанных в пункте 2.4, более, чем в два раза.

Примечание: Принимается, что при некоторых особенностях сочетаний конфигураций и размеров самолета допускается некоторое отступление от принятого уровня риска.

3. Модель разрушения двигателя. Анализ безопасности, требуемый пунктом 4 настоящего параграфа, должен быть выполнен с использованием указанных ниже моделей разрушения двигателя, если для конкретных типов двигателей не могут быть предъявлены доказательства, основанные на опыте эксплуатации или особенностях конструкции двигателя, объясняющие другие модели.

3.1. Крупный обломок в 1/3 часть диска. Предполагается, что кусок в 1/3 часть диска имеет максимальный размер, относящийся к 1/3 диска с 1/3 высоты лопаток и угол разлета ±3° относительно плоскости вращения диска. При рассмотрении энергии масса диска должна равняться 1/3 массы диска с лопатками, а его энергия - поступательной энергии (т.е. без энергии вращения) сектора (рис.1П).

3.2. Другие мелкие обломки. Предполагается, что другие мелкие обломки, соответствующие сектору венца с 3 лопатками имеют угол разлета ±5° относительно плоскости диска. При рассмотрении энергии масса обломка принимается равной 1/30 массы диска с лопатками и его энергия - эта поступательная энергия ( без энергии вращения) куска , движущегося со скоростью обода. (рис. 2П).

3.3. Мелкие обломки. Предполагается, что мелкие обломки (такие как лопатки) имеют угол разлета ± 15°.

3.4. Альтернативная модель разрушения двигателя. Для анализа, в качестве модели разрушения двигателя, альтернативной приведенным в пунктах 3.1. и 3.2, допускается рассматривать отдельный кусок в 1/3 диска с углом разлета ±5° при условии, что выполняются положения пунктов 2.1, 2.2 и 2.4(а) настоящего Приложения.

 

Рис. 1П. Обломок в 1/3 диска, R - радиус; b - длина лопатки
Рис. 2П Маленький обломок R - радиус; b - длина лопатки

4. Методы определения соответствия - анализ безопасности.

4.1. Анализ следует выполнять с использованием модели разрушения двигателя, описанной в пункте 3, для определения вероятных критических зон самолета, которые могут поражаться обломками ротора, и для оценки последствий. Это следует определять относительно наиболее критических этапов полета.

4.1.1. Минимальное время задержки на аварийное выключение двигателя принимается, по крайней мере, 15 с, но в любом случае не более 60 с, в зависимости от обстоятельств, обусловленных нелокализованным разрушением двигателя. При этом принимается во внимание этап полета и тот факт, что вызванные нелокализованными обломками повреждения могут привести к значительному увеличению рабочей нагрузки экипажа и к задержке начала аварийных действий, например при срабатывании многочисленной сигнализации, что потребует от экипажа анализа сложившейся ситуации для определения причины отказа.

4.1.2. Допускаются некоторое ухудшение характеристик и затруднения в использовании систем самолета при условии безопасного продолжения полета. Следует учитывать поведение самолета при несимметричной тяге или мощности совместно с любыми возможными повреждениями системы управления полетом, а также предсказуемый маневр самолета.

4.2. Следует представить схемы траекторий обломков относительно критических зон. Анализ должен предусматривать, по крайней мере, следующее:

(а) Повреждение основной конструкции, включая герметическую кабину, подвески двигателей и управляющие поверхности.

(b) Повреждение любых других двигателей и узлов их крепления (последствия от разброса обломков из другого двигателя (двигателей) не нужно рассматривать).

(с) Повреждение систем и оборудования, необходимых для безопасного полета (включая системы индикации и контроля), системы управления полетом, тягой двигателя, систему подачи топлива в двигатель и средства выключения, а также системы сигнализации о пожаре и пожаротушения.

(d) Роторы двигателей не должны, как правило, размещаться на одной прямой с зоной кабины экипажа, однако положитель- ный опыт эксплуатации, связанный с целостностью ротора и локализацией его обломков в аналогичных двигательных установках, может быть рассмотрен при оценке допустимости установки двигателей на одной прямой с зоной кабины экипажа.

(е) Прободение топливной системы, когда это может привести к попаданию топлива в кабину или отсеки двигателя и другие зоны самолета, что могло бы привести к пожару (взрыву).

(f) Повреждение топливной системы, особенно баков, приводящее к потере большого количества топлива.

(g) Пробивание и разрушение противопожарных перегородок и дефлекторов, способствующее распространению пожара .

 

<-- Предыдущая глава Следующая глава --> Вернуться к оглавлению