РАЗДЕЛ F - ОБОРУДОВАНИЕ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

23.1301 Назначение и установка.

Каждый вид установленного оборудования должен:

(а) Быть такого типа и конструкции, которые соответствуют его заданному назначению;

(b) Иметь надпись, указывающую его обозначение, назначение или эксплуатационные ограничения или любое приемлемое сочетание этих сведений;

(с) Устанавливаться в соответствии с ограничениями, предписанными для этого оборудования; и

(d) Нормально работать после установки.

(A) Соответствовать требованиям, предъявляемым для подтверждения его пригодности к установке на самолет.

23.1303 Пилотажные и навигационные приборы.

Требуются следующие пилотажно-навигационные приборы:

(а) Указатель скорости;

(b) Высотомер;

(с) Магнитный указатель курса (магнитный компас типа КИ);

(d) Для самолетов с газотурбинными двигателями - указатель темпера- туры наружного воздуха или указатель температуры воздуха, обеспечивающий индикацию, которую можно перевести в температуру наружного воздуха;

(e) Сигнализатор скорости для:

(1) самолетов с газотурбинными двигателями; и

(2) других самолетов, для которых VMO/MMO и VD/ MD установлены в 23.335(b)(4) и 23.1505(c), если VMO/MMO больше, чем 0,8 VD/MD. Сигнализатор скорости должен обеспечивать звуковую сигнализацию (четко отличающуюся от звуковой сигнализации, используе- мой для других целей) пилотам в случае превышения скорости (VMO+10) км/ч или MMO + 0,01. Верхний предел производственного допуска для сигнализатора не должен превышать предписанной скорости сигнализации, а нижний предел должен исключать ложную сигнализацию.

23.1305 Приборы контроля силовой установки.

Требуются следующие средства контроля работы силовой установки:

(а) Для всех самолетов.

(1) Топливомер для каждого топливного бака, установленный в соответствии с 23.1337(b).

(2) Манометр масла для каждой маслосистемы двигателей.

(3) Термометр масла для каждой маслосистемы двигателей.

(4) Устройство для измерения количества масла в каждом маслобаке, удовлетворяющее требованиям 23.1337(d).

(5) Средства сигнализации о пожаре - для самолетов, на которые распространяются требования 23.1203.

(b) Для самолетов с поршневыми двигателями. Кроме средств, требуемых в пункте (а) настоящего параграфа, должны быть установлены:

(1) Указатель температуры всасываемого воздуха для каждого двигателя, оборудованного подогревателем и имеющем ограничения по температуре всасываемого воздуха, которые могут быть превышены за счет подогрева.

(2) Тахометр для каждого двигателя.

(3) Термометр головок цилиндров:

(i) для каждого двигателя с воздушным охлаждением и створками на капоте,

(ii) для каждого самолета, для которого доказывается соответствие требованиям 23.1041 при скорости, большей чем VY, и

(iii) для каждого самолета переходной категории.

(4) Манометр топлива для двигателей с насосной подачей.

(5) Указатель давления наддува для каждого высотного двигателя и для каждого двигателя с управляемым воздушным винтом.

(6) Для каждого турбонагнетателя:

(i) если установлены ограничения по температуре воздуха на входе в карбюратор ( коллектор ) или в турбонагнетатель или по температуре выхлопных газов, должны быть предусмотрены указатели для каждой температуры, для которой установлено ограничение, если только не доказано, что это ограничение не может быть превышено при всех ожидаемых режимах эксплуатации;

(ii) если его маслосистема независима от маслосистем двигателя, то в ней должны быть установлены термометр и манометр.

(7) Термометр охлаждающей жидкости для двигателей с жидкостным охлаждением.

(с) Для самолетов с газотурбинными двигателями. Кроме средств, требуемых в пункте (а) настоящего параграфа, должны быть установлены:

(1) Термометр выхлопных газов для каждого двигателя.

(2) Расходомер топлива для каждого двигателя.

(3) Средство сигнализации минимального давления топлива для каждого двигателя.

(4) Средство сигнализации о невырабатываемом остатке топлива для каждого топливного бака в горизонтальном прямолинейном полете.

(5) Тахометр, показывающий частоту вращения роторов с установ- ленным ограничением оборотов для каждого двигателя.

(6) Средство сигнализации минимального давления масла для каждого двигателя.

(7) Индикатор (сигнализатор), показывающий функционирование системы защиты силовой установки от обледенения, для каждого двигателя.

(8) Индикатор (сигнализатор) топливного сетчатого или другого фильтра, требуемого по 23.997, если пропускная способность достигнет уровня, установленного в соответствии с 23.997(d).

(9) Средства сигнализации о состоянии сетчатого или другого масляного фильтра, требуемого по 23.1019 если он не имеет перепуска, для предупреждения пилота о загрязнении фильтрующей сетки, прежде чем его пропускная способность достигнет уровня, установленного в соответствии с 23.1019(а)(2).

(10) Индикатор (сигнализатор) функционирования любого обогревателя, применяемого для предотвращения забивания льдом компонентов топливной системы.

(d) Для самолетов с турбореактивными и турбовентиляторными двигателями. Кроме средств, требуемых в пунктах (а) и (с) настоящего параграфа, должны быть установлены:

(1) для каждого двигателя указатель тяги двигателя или параметра, ее характеризующего, и включающий в себя, если это необходимо, индикатор температуры заторможенного потока воздуха;

(2) средство индикации (сигнализации), показывающее экипажу, что реверс тяги (если установлен) находится в положении реверсирования тяги.

(е) Для самолетов с турбовинтовыми двигателями. Кроме средств, требуемых в пунктах (а) и (с) настоящего параграфа, должны быть установлены:

(1) указатель крутящего момента для каждого двигателя;

(2) средство индикации положения лопастей для каждого воздушно- го винта, которые должны показывать, что угол установки лопастей винта находится в положении ниже положения полетного малого шага, если только не показано, что такое маловероятно.

23.1307 Разное оборудование.

(а) Для каждого лица, находящегося на борту, должно быть предусмот- рено сидение или спальное место.

(b) Требуется следующее вспомогательное оборудование:

(1) устройство быстрого отключения источников энергии;

(2) источник электроэнергии достаточной мощности;

(3) устройства защиты электросети.

(c) _ .

23.1309 Оборудование, системы и установки.

(а) Каждый вид оборудования, система и установка:

(1) При выполнении назначенных функций не должны оказывать неблагоприятного воздействия на выходные параметры, работу или точность:

(i) любого оборудования, важного для безопасной эксплуатации самолета;

(ii) любого другого оборудования, если нет средств, информирую- щих пилота о последствиях такого взаимодействия.

(2) На однодвигательном самолете должны быть спроектированы таким образом, чтобы свести к минимуму опасность для самолета в случае вероятной неисправности или отказа оборудования.

(3) На многодвигательном самолете должны быть спроектированы таким образом, чтобы предотвратить опасность для самолета в случае вероятной неисправности или отказа оборудования.

(b) *1 Конструкция каждого вида оборудования, каждой системы и установки должна рассматриваться по отдельности и во взаимосвязи с другими системами и установками самолета, чтобы установить, зависит ли самолет от их функционирования с точки зрения безопасного продолжения полета и посадки, а для самолетов, не ограниченных условиями Правил визуальных полетов (ПВП), еще установить, не уменьшает ли отказ системы в значительной степени возможности самолета или способность экипажа справиться с неблагопри- ятными условиями полета. Каждый вид оборудования, каждая система и установка, которые по результатам такого рассмотрения определены как влияющие на обеспечение безопасного полета и посадки, или установлено, что отказы этих систем значительно уменьшают возможности самолета или способность экипажа справиться с неблагоприятными условиями полета, должны быть спроектированы так, чтобы они отвечали следующим дополнительным требованиям:

(1) Они должны выполнять назначенные функции во всем диапазоне ОУЭ.

(2) При рассмотрении систем и связанных с ними компонентов отдельно и во взаимосвязи с другими системами:

(i) возникновение любой отказной ситуации, которая воспрепят- ствует безопасному завершению полета и посадки, должно быть практически невероятным;

(ii) возникновение любой отказной ситуации, которая значительно снижает возможности самолета или способность экипажа справиться с неблагоприятными условиями полета, должно быть невероятным.

(3) Должна быть обеспечена сигнализация, чтобы привлечь внимание экипажа к небезопасной работе системы, позволяющая экипажу предпринять корректирующие действия. Системы, органы управления и связанные с ними средства контроля и сигнализации должны быть спроектированы таким образом, чтобы свести к минимуму ошибки экипажа, которые могли бы создать дополнительную опасность.

(4) Соответствие требованиям пункта (b)(2) данного параграфа может доказываться анализом и, при необходимости, соответствующими наземными, летными и стендовыми испытаниями. При анализе должны рассматриваться:

(i) возможные виды отказов, включая неисправности и поврежде- ния от внешних источников питания;

(ii) вероятность множественных отказов и вероятность неконтро- лируемых отказов;

(iii) результирующее воздействие на самолет и лица на борту с учетом этапа и условий полета; и

(iv) средства сигнализации для экипажа, требуемые действия экипажа по парированию отказов и способность экипажа обнаружить отказы.

(с) Каждый вид оборудования, каждая система, каждая установка, функционирование которых требуется данными Нормами и для которых необходимы источники питания, являются "важными" приемниками системы питания. Источники и система питания должны быть способны обеспечить питанием следующие приемники энергии в вероятных эксплуатационных комбинациях включения и вероятных продолжительностях работы:

(1) Приемники, соединенные с системой распределения при нормальном функционировании системы;

(2) Важные приемники после отказа:

(i) любого одного двигателя на двухдвигательном самолете; или

(ii) любых двух двигателей на самолетах с тремя или более двигателями; или

(iii) любого преобразователя энергии или аккумулятора.

(3) Важные приемники, для которых данный раздел Норм требует альтернативного источника питания, если это применимо, после любого отказа или неисправности в любой одной системе питания, системе распределения или другой системе приемника.

(A) По своему назначению приемники электрической энергии подразделяются на три категории:

Приемники первой категории работа которых необходима для обеспечения безопасного завершения полета и посадки. При отказе основных источников электроэнергии электропитание этих приемников должно обеспечиваться от аварийных источников
Приемники второй категории работа которых необходима для безопасного продолжения запланированного полета и посадки по заданию на полет
Приемники третьей категории прекращение электропитания которых не влияет на обеспечение выполнения безопасного полета от взлета до посадки

Приемники электроэнергии первой и второй категорий являются важными приемниками.

(d) При установлении соответствия пункту (с)(2) данного параграфа возможно контролируемое отключение приемников, не влияющих на безопасность во всех разрешенных условиях полета. При отказе двух двигателей на самолете с тремя и более двигателями можно не рассматривать приемники, не требующиеся в управляемом полете.

(e) Для подтверждения соответствия требованиям этого параграфа конструкции и установки системы электроснабжения и оборудования должны учитываться критические атмосферные и окружающие условия, включая влияние высокочастотных помех и влияние (как прямое так и косвенное) ударов молнии. Для оборудования, генерирующего, распределяющего и потребляющего электроэнергию, требуемого или используемого в соответствии с настоящими Нормами, должна быть показана возможность обеспечения длительной безопасной работы в ожидаемых условиях эксплуатации испытаниями на внешние воздействия, анализом конструкции или ссылкой на имеющийся сравнимый опыт эксплуатации на других самолетах.

(f) В данном параграфе термин "система" относится ко всем пневмати- ческим, электрическим, гидравлическим, механическим системам и системам силовой установки, включенным в конструкцию самолета, за исключением:

(1) систем силовой установки, являющихся частью сертифицирован- ного двигателя;

(2) конструкций самолета (таких, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, мотогондола, шасси и основные узлы их крепления), требования к которым приведены в разделах C и D настоящих Норм.

УСТАНОВКА ПРИБОРОВ

23.1311 Системы электронных экранных приборов.

(а) Требования к электронным экранным индикаторам, содержащиеся в настоящем параграфе, относятся к рабочему месту каждого пилота, требуемому правилами эксплуатации для самолетов, подлежащих одобрению с целью эксплуатации в условиях полета по приборам.

(b) Электронные экранные индикаторы, требуемые в 23.1303(а), (b) и (с) должны быть независимы от системы электроснабжения самолета.

(с) Электронные экранные индикаторы, включая и такие, особенности которых делают нецелесообразным отделение и независимость от систем приборов силовой установки, должны:

(1) быть легко читаемы при всех условиях освещенности в кабине экипажа, включая прямой солнечный свет, имея в виду ожидаемый уровень яркости электронного индикатора в конце его срока службы. Специальные ограничения по сроку службы электронного индикатора должны быть включены в Инструкции по поддержанию летной годности в соответствии с 23.1529;

(2) не препятствовать основной индикации пространственного положения, воздушной скорости, барометрической высоты или параметров силовой установки, необходимых любому пилоту для поддержания тяги в установленных пределах для каждого нормального режима эксплуатации;

(3) не препятствовать основной индикации параметров двигателя, необходимых любому пилоту, чтобы должным образом поддерживать или контролировать ограничения силовой установки во время режима запуска двигателя;

(4) иметь независимые вторичные приборы пространственного положения и угловой скорости разворота, которые соответствуют 23.1321(а), если основная система электронных экранных приборов пилота представляет эту информацию. Экраны приборов, которые расположены в соответ- ствии с 23.1321(d), считаются основными экранами. Прибор угловой скорости разворота не требуется, если установлена третья система прибора пространственного положения в соответствии с требованиями настоящих Норм.

(5) содержать воспринимаемые пилотом признаки, эквивалентные тем, которые были в приборе, замененном электронным экранным индикатором;и

(6) содержать визуальную маркировку индикатора прибора, требуемые параграфами 23.1541 - 23.1553, или визуальные индикаторы, которые предупреждают пилота о ненормальных эксплуатационных значениях или приближении к установленным значениям ограничений для каждого параметра, который требуется индицировать в соответствии с настоящими Нормами.

(d) Электронные экранные индикаторы, включая их системы и монтаж, а также учитывая другие системы самолета, должны быть сконструированы так, чтобы после любого единичного отказа или вероятной комбинации отказов один экран с информацией, необходимой для безопасного продолжения полета и посадки, оставался в распоряжении экипажа без необходимости немедленных действий со стороны пилота для продолжения безопасной эксплуатации.

(е) Применительно к данному разделу "прибор" включает в себя устройства, которые физически содержатся в одном блоке, и устройства, которые состоят из двух или более физически раздельных блоков или компонентов, соединенных вместе (например, дистанционный индикатор гироскопического курса, который содержит магнитный чувствительный элемент, гироскопический блок, усилитель и индикатор, объединенные вместе). Применительно к данному разделу "основной" индикатор означает индикатор параметра, который расположен на приборной доске так, что пилот смотрит на него в первую очередь, если ему необходим этот параметр. 23.1321 Расположение и видимость приборов.

(a) Все пилотажно-навигационные приборы и приборы силовой установки, предназначенные для использования пилотом во время взлета, начального набора высоты, захода на посадку и посадки должны быть расположены так, чтобы пилот, управляющий самолетом, мог контролировать траекторию полета и эти приборы с минимальным отклонением головы и глаз. Приборы контроля силовой установки для этих условий полета - это те приборы, которые необходимы для управления тягой двигателя в пределах ограничений.

(b) На всех многодвигательных самолетах одинаковые приборы силовой установки должны располагаться таким образом, чтобы не было путаницы, к какому двигателю относится каждый прибор.

(c) Вибрация приборной доски не должна вызывать повреждения или снижения точности любого прибора.

(d) На самолетах с максимальным весом более 2720 кгс пилотажные приборы, требуемые в 23.1303 должны быть сгруппированы на приборной доске и сцентрированы, насколько это практически возможно, относительно вертикальной плоскости, проходящей через линию визирования, когда пилот смотрит вперед. Кроме того:

(1) верхнее центральное положение должен занимать прибор, который наиболее эффективно показывает пространственное положение самолета;

(2) слева в непосредственной близости от центрального верхнего прибора должен располагаться прибор, который наиболее эффективно показывает воздушную скорость;

(3) прибор, указывающий вертикальную скорость подъема или спуска, должен располагаться справа на одном уровне и в непосредственной близости от центрального верхнего прибора; Прибор, который наиболее эффективно показывает высоту, должен располагаться под указателем вертикальной скорости. Для удовлетворения требования Заказчика (эксплуатанта) допускается изменение взаимного расположения приборов, указанных в пункте (d)(3) данного параграфа.

(4) положение непосредственно под центральным верхним прибором должен занимать прибор , который наиболее эффективно показывает направление полета, но этим прибором не может быть магнитный компас, требуемый 23.1303 (c);

(5) для подтверждения соответствия требованиям пунктов (d)(1) - (d)(4) этого параграфа могут использоваться экранные индикаторы, если они соответствуют требованиям 23.1311.

(e) Если имеется визуальный индикатор неисправности прибора, то он должен быть отчетливо виден при всех вероятных условиях освещенности кабины.

23.1322 Аварийные, предупредительные и уведомляющие лампы.

Если в кабине экипажа установлены аварийные, предупредительные или уведомляющие лампы, то они должны иметь следующий цвет (если Компетентный орган не утвердит другого цвета):

(a) красный - для ламп аварийной сигнализации (лампы, сигнализиру- ющие об опасности, которая может потребовать немедленных действий);

(b) желтый - для ламп предупредительной сигнализации (лампы, сигнализирующие о том, что через некоторое время, возможно, потребуются действия);

(с) зеленый - для ламп исправной работы; и

(d) любой другой цвет, включая белый

- для ламп, не предусмотренных в пунктах (а)- (с) настоящего параграфа, при условии, что цвет будет значительно отличаться от цветов, предписанных в указанных пунктах, во избежание возможной путаницы.

(е) Световая сигнализация должна быть легко различима во всех возможных условиях освещенности кабины экипажа.

23.1323 Система измерения воздушной скорости.

(a) Каждый указатель воздушной скорости должен быть тарирован для отображения истинной воздушной скорости (на уровне моря в стандартной атмосфере) с минимально возможной инструментальной ошибкой при воздействии соответствующего полного и статического давления.

(b) Каждая система измерения воздушной скорости должна быть тарирована в полете для определения погрешности системы. Погрешность системы, включая аэродинамическую ошибку, но без учета инструменталь- ной ошибки указателя воздушной скорости не должна превышать большей из двух величин - 3% тарированной воздушной скорости или 10 км/ч в следующих диапазонах скоростей:

(1) от 1,3VS1 до VMO/MMO или VNE (в зависимости от того, что подходит) - при убранных закрылках;

(2) от 1,3Vs1 до VFE - при выпущенных закрылках.

(с) Дополнительно для самолетов переходной категории система индикации воздушной скорости должна иметь тарировку, которая показыва- ет погрешность системы в полете и во время разбега при взлете. Тарировка скорости разбега должна определяться в диапазоне от 0,8 минимального значения V1 до 1,2 максимального значения V1 с учетом утвержденного для самолета диапазона высот и весов. Тарировка скорости разбега должна определяться с учетом возможного отказа двигателя при минимальном значении V1.

(d) Для самолетов переходной категории информация, показывающая соотношение между приборной воздушной скоростью Vпр _ и земной индикаторной скоростью Vин _ в соответствии с требованиями пункта

(c) настоящего параграфа, должна быть представлена в Руководстве по летной эксплуатации самолета.

(е) Если самолет сертифицируется для полетов по Правилам полета по приборам (ППП) или в условиях обледенения, каждая из систем измерения воздушной скорости должна иметь обогреваемый приемник полного давленияя, или эквивалентное устройство, для предотвращения отказа системы из-за возможного ее обледенения.

23.1325 Система статического давления.

(а) Каждый прибор, имеющий приемник статического давления, должен соединяться с атмосферой таким образом, чтобы на точность приборов как можно меньшее влияние оказывали скорость самолета, открывание и закрывание окон, изменение воздушного потока, влага или другие инородные вещества, кроме случаев, указанных в пункте (b) (3) настоящего параграфа.

(b) Если для функционирования приборов, систем или устройств необходима система статического давления, то она должна отвечать требованиям пунктов (b)(1) - (b)(3) настоящего параграфа.

(1) Конструкция и установка системы статического давления должны быть такими, чтобы:

(i) обеспечивалось надежное удаление влаги;

(ii) не допускалось истирание трубопроводов и их чрезмерное перекашивание или пережатие в изгибах; и

(iii) применяемые материалы были долговечными, отвечающими своему назначению и защищенными от коррозии;

(2) Герметичность системы статического давления должна быть такой, чтобы:

(i) Для самолетов с негерметической кабиной при создании вакуума в системе статического давления до достижения перепада давления, равного приблизительно 25,4 мм рт. ст., или до показания на высотомере высоты на 305 м больше, чем высота, где находится самолет во время испытаний, без дополнительной откачки в течение 1 мин уменьшение высоты на указателе не должно превышать 30,5 м ;

(ii) Для самолетов с герметической кабиной при создании вакуума в системе статического давления до достижения перепада давления, эквивалентного максимальному перепаду давления в кабине, на который самолет получает сертификат типа, без дополнительной откачки в течение 1 мин уменьшение указываемой прибором высоты не должно превышать следующих величин: 2% эквивалентной высоты максимального перепада давления в кабине или 30,5 м в зависимости от того, что больше;

(3) Если предусмотрена система статического давления для како- го-либо прибора, устройства или системы, требуемых настоящими Нормами, то каждый приемник статического давления должен быть сконструирован или расположен так, что при попадании самолета в условия обледенения не изменилось соотношение между давлением воздуха в системе статического давления и действительным статическим давлением окружающей атмосферы. Антиобледенительные средства или резервный источник статического давления можно использовать для показа соответствия данному требованию. Если показания высотомера при работе от резервной системы статического давления отличаются от показаний высотомера при работе от основной статической системы больше чем на 15 м , то для резервной статической системы должна быть предусмотрена таблица поправок.

(с) За исключением случая, указанного в пункте (d) настоящего параграфа, в системе статического давления, в которой имеются основной и резервный источники статического давления, должны быть предусмотрены средства выбора того или другого источника, так чтобы:

(1) при включении выбранного источника другой отключался; и (2) оба источника не оказались отключенными одновременно.

(d) На самолеты с негерметической кабиной пункт (с)(1) данного параграфа не распространяется, если можно показать, что тарировка системы статического давления при включении одного из источников статического давления не изменяется присутствием другого источника статического давления, включенного или отключенного.

(е) Каждая система должна быть сконструирована и установлена таким образом, чтобы ошибка в показаниях барометрической высоты на уровне моря в стандартной атмосфере, исключая инструментальную ошибку прибора, не была более ±10 м на каждые 200 км/ч скорости при соответствующей конфигурации самолета в диапазоне скоростей от 1,3VS0 с выпущенными закрылками до 1,8VS1 с убранными закрылками. Однако не требуется, чтобы погрешность была менее ±10 м.

(f) Для самолетов переходной категории тарировка системы измерения высоты, проведенная в соответствии с пунктом (е) настоящего параграфа, должна быть представлена в Руководстве по летной эксплуатации самолета.

(g) На самолеты, для которых полеты по ППП запрещены в соответствии с 23.1559(b), требования пункта (b)(3) данного параграфа не распространяются.

23.1327 Магнитный указатель курса.

(a) За исключением случая, указанного в пункте (b) настоящего параграфа:

(1) каждый магнитный указатель курса должен устанавливаться таким образом, чтобы на его точность не оказывали чрезмерного влияния магнитные поля или вибрации самолета; и

(2) остаточная девиация в горизонтальном полете не должна превышать 10° на любом курсе.

(b) Магнитный нестабилизированный указатель курса может иметь остаточную девиацию свыше 10° в результате работы электрических систем, таких, как электрообогреваемые лобовые стекла, если установлен либо магнитный стабилизированный указатель курса, у которого остаточная девиация в горизонтальном полете не превышает 10° на любом курсе, либо гироскопический указатель курса. Девиации магнитного нестабилизирован- ного указателя курса выше 10° должны быть указаны на трафарете в соответствии с 23.1547 (e).

23.1329 Система автопилота (АП).

Если установлена система автопилота, то она должна отвечать следующим требованиям: (a) Каждая система должна быть сконструирована таким образом, чтобы автопилот мог быть:

(1) быстро и надежно отключен пилотами, чтобы он не препятство- вал осуществляемому ими управлению самолетом; или

(2) пересилен одним пилотом, позволяя ему управлять самолетом.

(b) С целью выполнения требования пункта (а)(1) данного параграфа на штурвале управления со стороны, противоположной РУД, (если самолет управляется с обоих мест пилотов) на обоих штурвалах или на ручке управления самолетом должна устанавливаться кнопка быстрого отключения автопилота (КБО). КБО должна быть размещена таким образом, чтобы для ее включения не приходилось менять положение рук на органе управления самолетом.

(c) Если нет автоматической синхронизации, то каждая система должна иметь средства, четко показывающие пилоту согласование работы рулевой машинки относительно системы управления.

(d) Каждый орган управления системой, перемещаемый вручную, должен быть легко доступен пилоту. Каждый орган управления должен перемещаться в той плоскости и в том направлении, какие указаны в 23.779 для органов управления в кабине. Направление перемеще- ния должно быть отчетливо указано на каждом органе управления или рядом с ним.

(e) Каждая система должна быть сконструирована таким образом, чтобы в пределах доступного пилоту диапазона работы установки она не могла создавать опасных нагрузок, воздействующих на самолет, или приводить к опасным отклонениям траектории полета при любых условиях полета, соответствующих использованию автопилота как во время нормальной эксплуатации, так и в случае неисправности, считая, что корректирующее воздействие начинается в пределах приемлемого периода времени.

(f) Каждая система должна быть сконструирована таким образом, чтобы единичная неисправность не приводила к выдаче сигнала на отклонение руля в крайнее положение более чем по одной оси управления. Если автопилот объединяет сигналы от вспомогательных органов управле- ния или вырабатывает сигналы для функционирования другого оборудова- ния, требуются надежные средства блокировки и определения последова- тельности включения для предотвращения его неправильной работы.

(g) Должна быть предусмотрена защита автопилота от неблагоприятного взаимодействия объединенных компонентов при их неисправной работе.

(h) Если систему автопилота можно состыковать с бортовым навигационным оборудованием, то должны быть предусмотрены средства индикации летному экипажу текущего режима работы. Положение селекторного переключателя не допускается в качестве средства индикации.

23.1331 Приборы, использующие питание. Каждый гироскопический прибор, использующий питание, должен удовлетворять следующим требованиям:

(а) Каждый прибор должен иметь встроенное или отдельное от него визуальное средство индикации, показывающее когда питание, необходимое для поддержания надлежащих характеристик прибора, к нему не подается. Если используется отдельное средство индикации, оно должно быть расположено так, чтобы пилот использующий прибор, мог воспринимать эту индикацию с минимальным изменением положения головы и глаз. Питание должно замеряться на входе в прибор или вблизи входа. Для электрических и пневматических приборов питание считается нормальным когда напряжение или разряжение/давление, соответственно, находятся в установленных для прибора пределах.

(b) Подключение приборов и их энергоснабжение должны быть устроены таким образом, чтобы:

(1) отказ одного прибора не влиял на нормальное электроснабжение остальных приборов; и

(2) отказ электроснабжения от одного источника не влиял на нормальное электроснабжение от любого другого источника.

(с) Должно быть по крайней мере два независимых источника энергии (не приводимых в действие от одного и того же двигателя на многодвигательном самолете) и автоматическое или ручное средство для выбора источника.

23.1335 Системы директорного управления. Если на самолете установлена система директорного управления, то должны быть предусмотрены средства, показывающие летному экипажу текущий режим ее работы. Положение селекторного переключателя не может быть принято в качестве средства индикации.

23.1337 Приборы контроля работы силовой установки.

(a) Приборы и трубопроводы приборов.

(1) Все трубопроводы приборов силовой установки и ВСУ должны отвечать требованиям параграфа 23.993;

(2) Все трубопроводы, несущие воспламеняющиеся жидкости, должны:

(i) иметь ограничительные жиклеры или другие предохранитель- ные устройства, расположенные у источника давления и служащие для предотвращения выброса избыточной жидкости в случае повреждения трубопровода; и

(ii) быть расположены и установлены таким образом, чтобы выброс жидкости не создавал опасности.

(3) Все приборы силовой установки и ВСУ, работающие на воспламеняющихся жидкостях, должны быть расположены и установлены таким образом, чтобы выброс жидкости не создавал опасности.

(b) Указатель количества топлива (топливомер). Должны быть предус- мотрены средства, показывающие членам летного экипажа количество топлива в каждом баке во время полета. Можно использовать указатель, градуированный в литрах или других эквивалентных единицах, с отчетливой маркировкой, показывющей, какая шкала из возможных применяется. Кроме того:

(1) Каждый топливомер должен быть проградуирован таким образом, чтобы показывать "нуль" в горизонтальном полете, когда количество оставшегося в баке топлива равно невырабатываемому остатку, определенному согласно 23.959.

(2) Каждый выступающий визуальный уровнемер, используемый в качестве топливомера, должен быть защищен от повреждений.

(3) Каждый визуальный уровнемер, имеющий застойные зоны, в которых может скапливаться и замерзать вода, должен иметь средства, обеспечивающие дренаж на земле.

(4) Баки, у которых выходные отверстия и воздушные пространства соединяются между собой, можно рассматривать как один бак и не требуется отдельных указателей для каждого бака.

(5) Топливомер не требуется для вспомогательного бака, применяе- мого только для перекачки топлива в другие баки, если относительные размеры этого бака, расход топлива при перекачке и инструкции по эксплуатации отвечают требованиям:

(i) предохранения от переполнения; и

(ii) немедленной сигнализации членам летного экипажа, если перекачка происходит не по плану.

(c) Система измерения расхода топлива (расходомер). В случае установки расходомера топлива, каждый измерительный компонент должен иметь средства перепуска топлива, если при неисправности этого компонента резко ограничивается расход топлива.

(d) Указатель количества масла (масломер). Должны быть предусмотрены средства, показывающие количество масла в каждом баке:

(1) на земле (например, масломерная линейка); и

(2) в полете - членам летного экипажа, если имеется система перекачки масла или резервная система маслопитания.

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ

23.1351 Общие положения.

(a) Мощность системы электроснабжения. Каждая система электро- снабжения должна соответствовать своему назначению. Кроме того:

(1) Источники электроэнергии, передающие провода и кабели, а также связанные с ними устройства управления и защиты должны обеспечивать требуемые для безопасной работы мощность и напряжение электропитания всех приемников электроэнергии первой и второй категорий (жизненно важных) в ожидаемых условиях эксплуатации.

(2) Соответствие требованиям пункта (a) (1) настоящего параграфа должно быть показано:

(i) Для самолетов нормальной, многоцелевой и спортивной категорий - анализом электрических нагрузок при всех вероятных сочетаниях и вероятных продолжительностях включений приемников электроэнергии или путем электрических измерений.

(ii) Для самолетов переходной категории - анализом электричес- ких нагрузок при всех вероятных сочетаниях и вероятных продолжительностях включений приемников электроэнергии.

(b) Работа. К электросистемам предъявляются следующие требования:

(1) Каждая система после установки на самолет должна быть:

(i) безопасной по конструкции, режимам работы и влиянию на другие части самолета;

(ii) защищенной от топлива, масла, воды, других вредных веществ и от механических повреждений; и

(iii) сконструированной таким образом, чтобы опасность поражения экипажа, пассажиров и наземного персонала электрическим током была сведена к минимуму.

(2) Источники электроэнергии должны функционировать надлежа- щим образом как независимо, так и в комбинации с другими источниками, за исключением генераторов переменного тока, установленных на самолетах нормальной, многоцелевой и спортивной категорий, для первоначального возбуждения и стабилизации которых может использоваться аккумуляторная батарея.

(3) Отказ или неисправность любого источника электроэнергии не должны вызывать ухудшение способности любого оставшегося источника питать приемники электроэнергии первой и второй категорий (жизненно важные для безопасности), за исключением генераторов переменного тока, установленных на самолетах нормальной, многоцелевой и акробатической категорий, которым требуются аккумуляторные батареи для первоначального возбуждения или стабилизации и которые могут прекращать работу при отказах батарей;

(4) Управление каждым источником электроэнергии должно обеспечивать независимую работу источника, за исключением органов управления генераторами переменного тока на самолетах нормальной, многоцелевой и акробатической категорий, от которых не требуется, чтобы они могли прерывать связь между таким генератором и его батареей, необходимой для первоначального возбуждения или для стабилизации генератора.

(5) Дополнительно для самолетов переходной категории:

(i) Если не показано, что потеря нормальной системы электро- снабжения является событием практически невероятным, то для питания приемников электроэнергии первой категории, необходимых для завершения полета и выполнения безопасной посадки, должны устанавливаться аварийные (альтернативные) источники электропитания, не зависимые от нормальной системы генерирования.

(ii) На самолете должны быть установлены средства для принудительного отключения каждого первичного источника электроэнер- гии (в том числе аккумуляторных батарей системы электроснабжения) от системы распределения. Органы управления этими средствами должны быть размещены так, чтобы ими можно было пользоваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации. (iii) Система должна быть сконструирована таким образом, чтобы напряжение и частота (в системах переменного тока) на выводах приемни- ков электроэнергии первой и второй категорий (жизненно важных) поддерживались в установленных для каждого приемника расчетных пределах в ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе при аварийной работе системы электроснабжения.

(iv) Если для питания отдельного типа оборудования или системы необходимы два независимых источника, то для обеспечения работы такого оборудования или системы должны быть предусмотрены дублирование его электропитания, перекидное переключение, многоканальность или прокладка отдельных электрических цепей.

(v) Для удовлетворения требований пункта (b)(5) настоящего параграфа должна рассматриваться система распределения электроэнергии, включающая в себя распределительные шины, связанные с ними питающие провода, управляющие и защитные устройства.

(c) Система генерирования. Если система электроснабжения питает жизненно важные для безопасности полета приемники электроэнергии, то на самолете должен быть установлен по меньшей мере один генератор. Кроме того:

(1) каждый генератор должен длительно обеспечивать отдачу своей номинальной длительной мощности;

(2) аппаратура регулирования напряжения генератора должна надежно обеспечивать отдачу мощности генератором в установленных пределах;

(3) каждый генератор постоянного тока должен иметь аппарат защиты от обратного тока, предназначенный для отключения генератора от аккумуляторной батареи и от других генераторов в случае протекания обратного тока, который может привести к повреждению этого генератора или недопустимому разряду аккумуляторной батареи.

(4) должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие немедленную сигнализацию членам экипажа об отказе любого генератора; и

(5) каждый генератор должен иметь средства защиты от перенапря- жения, сконструированные и установленные таким образом, чтобы предотвращалось повреждение системы электроснабжения или питаемого этой системой оборудования в результате перенапряжения данного генератора.

(d) Приборы. Должны быть предусмотрены средства, показывающие соответствующим членам летного экипажа параметры системы электро- снабжения, важные для безопасной эксплуатации:

(1) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с системами электроснабжения постоянного тока допускается устанавливать амперметр, переключаемый в фидеры каждого генератора, а если имеется только один генератор, то амперметр может быть включен в фидер аккумуляторной батареи.

(2) Для самолетов переходной категории в число индицируемых параметров системы электроснабжения, питающей приемники первой и второй категорий (жизненно важные), должны быть включены напряжение и сила тока каждого генератора.

(е) Огнестойкость. Электрическое оборудование должно быть спроекти- ровано и установлено таким образом, чтобы важные для длительной безопасной работы и установленное позади противопожарной перегородки оборудование функционировало удовлетворительно и не создавало дополнительной опасности возникновения пожара в случае пожара в двигательном отсеке, во время которого поверхность противопожарной перегородки со стороны огня нагревается до 1100 °С в течение 5 мин или до меньшей температуры, если таковая будет доказана Заявителем.

(f) Внешнее питание. Если предусмотрено подключение к самолету внешних источников электроэнергии и если эти внешнии источники могут быть подключены к оборудованию, отличному от оборудования, используемого для запуска двигателей, то должны быть предусмотрены средства, гарантирующие невозможность питания системы электроснабжения самолета от внешних источников с обратной полярностью или обратным порядком чередования фаз. Должны быть также предусмотрены средства, гарантирующие невозможность питания при перепутывании фазы и нейтрали, обрыве фидера внешнего источника, недопустимом отклонении частоты или перенапряжении.

(g) Должно быть доказано расчетами или испытаниями или тем и другим, что самолет может совершать безопасный полет по ПВП в течении времени не менее 5 мин с отключенной основной системой электроснабжения (т.е. со всеми отключенными источниками электроснабжения кроме аккумуляторных батарей и других резервных источников электроснабжения) с критическим типом топлива ( в отношении срыва пламени и повторного запуска двигателя), если в начале этой ситуации самолет находился на максимальной высоте для которой запрашивается сертификация _.

23.1353 Конструкция и установка аккумуляторной батареи.

(a) Аккумуляторная батарея (батареи) должна иметь такую конструкцию и должна устанавливаться таким образом, чтобы в любых условиях эксплуатации и при любых эволюциях, на которые рассчитан самолет, обеспечивалось требуемое качество электропитания приемников первой категории при аварийной работе системы электроснабжения и выполнялись следующие ниже требования.

(b) В течение любого вероятного режима заряда или разряда в аккумуляторах батареи должны поддерживаться безопасная температура и давление. При зарядке батареи (после предшествовавшего полного разряда) не должно происходить неуправляемого повышения температуры в аккумуляторах батареи в следующих условиях:

(1) при максимальном значении регулируемого напряжения или мощности;

(2) в полете наибольшей продолжительности; и

(3) при наиболее неблагоприятных условиях охлаждения, которые могут встретиться в эксплуатации.

(c) Соответствие требованиям пункта (b) данного параграфа должно быть доказано путем испытаний, если опыт эксплуатации аналогичных батарей при аналогичной их установке не показал, что поддержание безопасных температур и давлений в аккумуляторах не представляет трудностей.

(d) В самолете не должны скапливаться в опасных количествах взрывчатые или ядовитые газы, выделяемые батареей при нормальной работе или в результате любой возможной неисправности в системе заряда или в установке батареи.

(e) Вызывающие коррозию жидкости или газы, которые могут выделяться из аккумуляторной батареи, не должны повреждать окружающие конструкции самолета и расположенное рядом жизненно важное оборудование;

(f) Каждая никель-кадмиевая аккумуляторная батарея, предназначенная для запуска двигателя или вспомогательной силовой установки, должна иметь средства, предотвращающие любое опасное воздействие на конструкцию или жизненно важные системы, которое может быть вызвано максимальным тепловыделением при коротком замыкании аккумуляторной батареи или ее отдельных аккумуляторов;

(g) Никель-кадмиевая аккумуляторная батарея, которую можно использовать для запуска двигателя или вспомогательной силовой установки, должна иметь:

(1) систему автоматического управления зарядным током для предотвращения перегрева батареи; или

(2) систему определения температуры аккумуляторной батареи и сигнализацию превышения допустимой температуры со средством отключения батареи от источника заряда в случае превышения допустимой температуры; или

(3) систему определения и сигнализации отказа аккумуляторной батареи со средством отключения батареи от источника заряда в случае отказа аккумуляторной батареи.

(А) Аккумуляторы системы электроснабжения должны устанавливаться вне кабины экипажа и салонов пассажиров или помещаться в изолированные от кабины или салона отсеки таким образом, чтобы они не представляли опасности для самолета или пассажиров.

23.1357 Устройства защиты электросети.

(a) Защитные устройства, такие как плавкие предохранители или автоматы защиты сети, должны устанавливаться во всех электрических цепях, кроме:

(1) силовых цепей стартерных электродвигателей, используемых только во время запуска; и

(2) цепей, в которых отсутствие предохранителей не представляет опасности.

(b) Защитное устройство цепи, питающей приемник первой или второй категории (жизненно важный для безопасности полета), не должно использоваться для защиты какой-либо другой цепи. Однако, индивидуальная защита каждой цепи таких приемников электроэнергии, являющихся функционально зависимыми элементами одной системы бортового оборудования (например, цепи каждой лампы БАНО), не требуется. Под функционально зависимыми элементами понимаются такие элементы , отказ одного из которых приводит к прекращению функционирования всей группы элементов.

(c) Все устройства защиты сети с повторным включением (устройства со "свободным расцеплением", в которых расцепляющий механизм не может быть пересилен рабочим органом управления) должны быть сконструированы таким образом, чтобы:

(1) для восстановления работы после расцепления требовалось ручное включение; и

(2) при повреждении цепи или ее перегрузке устройство разрывало цепь независимо от положения рабочего органа управления.

(d) Если повторное включение автомата защиты сети или замена плавкого предохранителя являются важными для безопасности полета, то такой автомат защиты сети или предохранитель должен располагаться и обозначаться таким образом, чтобы он мог быть легко повторно включен или заменен в полете.

(е) В случае , если предусмотрена замена плавких предохранителей в полете - (1) На борту должны находиться запасные предохранители в количестве равном большей из следующих величин:

(i) по одному каждого номинала, или

(ii) 50% каждого номинала.

(2) Предохранители должны быть легкодоступны пилоту при замене.

23.1361 Устройство быстрого отключения источников энергии.

(а) Должно быть предусмотрено устройство быстрого отключения, позволяющее легко отключать каждый источник электроснабжения от системы распределения __. Места разъединения должны находиться рядом с источниками, которыми управляет это устройство. Если для приведения в действие устройства быстрого отключения используется несколько выключателей то должна быть обеспечена возможность управления ими одним движением руки.

(b) Приемники могут подключаться к сети так, чтобы они оставались под током после отключения источника от основной шины согласно пункту (a) данного параграфа, если цепи таких приемников изолированы или имеют дополнительное защитное покрытие во избежание возможности зажигания воспламеняющихся жидкостей или паров, выделяемых при утечках или повреждениях систем, содержащих воспламеняющиеся жидкости, а также если:

(1) Эти приемники необходимы для продолжения работы двигателя; или

(2) Эти приемники защищены устройствами защиты сети, имеющими номинал не более 5А и подключенными непосредственно к источнику электроэнергии.

(3) Суммарный ток двух или более цепей питания одного приемника, установленного в соответствии с пунктом (b)(2) данного параграфа не должен превышать величину 5А.

(с) Устройство отключения или его орган управления должны быть установлены таким образом, чтобы они были легко различимы и доступны членам летного экипажа в полете. 23.1365 Электрические провода и оборудование.

(а) Каждый электрический соединительный провод должен иметь достаточную площадь поперечного сечения жилы.

(b) Каждый провод и связанный с ним приемник электроэнергии, которые могут нагреваться в случае повреждения или перегрузки сети, должны быть, по меньшей мере, самозатухающими и не выделять опасных количеств ядовитого дыма.

(А) Провода и кабели должны группироваться в жгуты, располагаемые на определенном расстоянии друг от друга таким образом, чтобы работа любого связанного с ними приемника электроэнергии или системы не оказывала неблагоприятного влияния на любые другие электрические и электронные блоки или системы, жизненно важные для безопасной эксплуатации самолета, а возможность повреждения их цепей в случае отказов несущих большие токи силовых проводов была сведена к минимуму.

(В) Электрические провода, кабели и их монтажные устройства должны быть сконструированы и установлены следующим образом:

(1) используемые электрические провода и кабели должны быть рассчитаны на применение во всех условиях, которые могут возникнуть в местах прокладки при всех ОУЭ самолета, их перегрузочные характеристики должны быть согласованы с характеристиками аппаратов защиты сети, указанных в 23.1357, чтобы при коротких замыканиях не возникала опасность пожара или появления дыма;

(2) электрические провода, кабели, соединители и клеммные колодки должны иметь нестирающуюся маркировку;

(3) электрические провода и жгуты должны быть смонтированы таким образом, чтобы был обеспечен доступ для осмотра, обслуживания и регулировки аппаратуры самолета без демонтажа жгутов и не была закрыта маркировка элементов, а риск механических повреждений проводов и жгутов и (или) повреждений, вызываемых воздействиями на них жидкостей, паров или источников тепла, был минимальным. 23.1367 Выключатели. Каждый выключатель должен:

(a) выдерживать длительное протекание номинального тока;

(b) иметь конструкцию, обеспечивающую достаточный зазор или изоляцию между токонесущими частями и корпусом, чтобы вибрации в полете не приводили к короткому замыканию;

(с) быть доступным соответствующим членам летного экипажа; и

(d) иметь маркировку, указывающую принцип действия и цепь, к которой он относится.

СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

23.1381 Освещение приборов. Освещение приборов должно:

(a) делать индикацию каждого прибора и маркировку каждого органа управления легко читаемым и различимым;

(b) быть установлено таким образом, чтобы прямые и отраженные от козырька или другой поверхности лучи света не попадали в глаза пилоту;

(с) иметь достаточный зазор или изоляцию между токонесущими частями и корпусом, чтобы вибрации в полете не приводили к короткому замыканию. Кабинный потолочный светильник не относится к устройствам освещения приборов.

23.1383 Посадочно-рулежное освещение.

(a) Все посадочные и рулежные (посадочно-рулежные) фары должны быть утвержденного типа;

(b) Все посадочные и рулежные (посадочно-рулежные) фары должны быть установлены таким образом, чтобы:

(1) пилоту не попадали в глаза нежелательные блики;

(2) пилот не подвергался неблагоприятному воздействию световых ореолов; и

(3) обеспечивалось достаточное освещение для посадки, руления и взлета ночью.

23.1385 Установка системы аэронавигационных огней.

(a) Общие положения. Каждый элемент системы аэронавигационных огней должен соответствовать установленным требованиям настоящего параграфа, и каждая система в целом должна удовлетворять требованиям 23.1387 - 23.1397.

(b) Передние аэронавигационные огни. Передние аэронавигационные огни должны быть красного и зеленого цветов свечения и размещаться в поперечной плоскости как можно дальше друг от друга и в передней части самолета так, чтобы, когда самолет находится в нормальном полетном положении, красный огонь располагался на левой, а зеленый - на правой стороне самолета. Каждый огонь должен быть утвержденного типа.

(c) Задний (хвостовой) аэронавигационный огонь. Задний аэронавига- ционный огонь должен быть белого цвета свечения и устанавливаться как можно дальше на хвосте или на каждой законцовке крыла и быть утвер- жденного типа.

(d) Схема питания. Передние и задний аэронавигационные огни должны иметь единую электрическую схему питания.

(e) Обтекатели огней и цветные фильтры. Каждый обтекатель или цветной фильтр должен быть, по меньшей мере, самозатухающим и не изменять цвет или форму или заметно уменьшать коэффициент пропускания света в процессе нормальной эксплуатации.

23.1387 Двугранные углы аэронавигационный огней.

(a) Все передние и задний аэронавигационные огни после их установки должны излучать непрерывный свет в пределах двугранных углов, указанных в настоящем параграфе, кроме случая, предусмотренного пунктом (е) настоящего параграфа.

(b) Двугранный угол "Л" (левый) образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, одна из которых параллельна продольной оси самолета, а другая составляет угол 110° слева от первой, если смотреть вперед вдоль продольной оси самолета.

(c) Двугранный угол "П" (правый) образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, одна из которых параллельна продольной оси самолета, а другая составляет угол 110° справа от первой, если смотреть вперед вдоль продольной оси самолета.

(d) Двугранный угол "Х" (задний) образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, образующими соответственно углы 70° справа и слева от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось, если смотреть назад вдоль продольной оси самолета.

(e) Если задний аэронавигационный огонь, установленный в соответ- ствии с 23.1385(c) на максимально возможном удалении на хвосте самолета, не может излучать непрерывный свет в пределах угла "Х" ( см. пункт (d) настоящего параграфа), общий угол затенения или углы затенения не должны превышать 0,04 стерадиан в пределах этого двугранного угла, если этот угол находится в пределах конуса, вершина которого располагается в точке размещения заднего аэронавигационного огня, а образующие составляют угол 30° с вертикальной линией, проходящей через задний (хвостовой) аэронавигационный огонь.

23.1389 Распределение и сила света аэронавигационных огней.

(a) Общие положения. Сила света, указанная в настоящем параграфе, должна обеспечиваться новым оборудованием с установленными на огни обтекателями и цветными фильтрами. Сила света огней должна определять- ся в установившемся режиме работы источника света при средней световой отдаче, соответствующей нормальному рабочему напряжению бортсети самолета. Распределение и сила света аэронавигационных огней должны соответствовать пункту (b) настоящего параграфа.

(b) Передний и задний аэронавигационные огни. Распределение и сила света передних и заднего аэронавигационных огней должны быть выражены в виде значений минимальной силы света в горизонтальной плоскости, минимальной силы света в любой вертикальной плоскости и максимальной силы света в зонах перекрытия в пределах углов "Л", "П" и "Х", при этом должно обеспечиваться соответствие следующим требованиям:

(1) Сила света в горизонтальной плоскости (плоскость, включающая продольную ось самолета и перпендикулярная плоскости симметрии самолета) должна быть равна или превышать значения силы света, приведенные в 23.1391.

(2) Сила света в вертикальной плоскости (плоскость, перпендикулярная к горизонтальной плоскости) должна быть равна или превышать значения, указанные в 23.1393, где I есть минимальное значение силы света, приведенное в 23.1391 для соответствующих углов в горизонтальной плоскости.

(3) Сила света в любых зонах перекрытия смежных сигналов не должна превышать значений, приведенных в 23.1395, исключая случай, когда сила света основного светового пучка значительно выше минимальных значений силы света, указанных в параграфах 23.1391 и 23.1393. В этом случае допускается более высокая сила света в зонах перекрытия, если сила света огней в зонах перекрытия по отношению к основному пучку не влияет на различимость светового сигнала. Если максимальная сила света передних аэронавигационных огней превышает 100 кд, то максимальная сила света в зоне перекрытия может превышать значения, указанные в 23.1395, при этом сила света в зоне перекрытия "A" должна быть не более 10%, а в зоне перекрытия "B" - не более 2,5% максимальной силы света аэронавигационных огней.

(c) Установка заднего аэронавигационного огня. Место установки единственного заднего аэронавигационного огня может быть смещено в поперечном направлении от плоскости симметрии самолета, если:

(1) ось конуса максимальной силы света параллельна траектории горизонтального полета;

(2) нет "мертвых зон" позади огня и между плоскостями, образую- щими углы по 70° справа и слева от оси максимальной силы света.

23.1391 Минимальные значения силы света в горизонтальной плоскости передних и заднего аэронавигационных огней. Сила света аэронавигационного огня должна соответствовать или превышать значения, приведенные в следующей таблице.

Двугранный угол (включающий огонь) Угол справа или слева от продольной оси, направленной вперед, град Сила света I, кд
Л, П (передний крас- ный и зеленый)

0-10

40
10-20
30
20-110
5
Х (задний белый)
110—180
20

23.1393 Минимальные значения силы света в любой вертикальной плоскости передних и заднего аэронавигационных огней. Сила света каждого аэронавигационного огня должна быть равной или превышать значения, приведенные в следующей таблице.

Угол выше и ниже горизонтальной плоскости, град Сила света, кд
0
1,00/
0-5
0,90/
5-10
0,80/
10-15
0,70 /
15-20
0,50/
20-30
0,30/
30-40
0,10/
40-90
0,05 /

23.1395 Максимальная сила света передних и заднего аэронавигацион- ных огней в зонах перекрытия. Сила света аэронавигационных огней не должна превышать значений, указанных в следующей таблице, исключая случай, предусмотренный в 23.1389 (b)(3).

Зоны перекрытия Максимальная сила света, кд
Зона А
Зона В
Зеленый свет в двугранном угле Л
10
1
Красный свет в двугранном угле П
10
1
Зеленый свет в двугранном угле Х
5
1
Красный свет в двугранном угле Х
5
1
Белый задний свет в двугранном угле Л
5
1
Белый задний свет в двугранном угле П
5
1

где

(a) Зона "А" включает в себя все направления в смежном двугранном угле, которые проходят через источник света и пересекают общую граничную плоскость под углом более 10°, но менее 20° .

(b) Зона "B" включает в себя все направления в смежном двугранном угле, которые проходят через источник света и пересекают общую граничную плоскость под углом больше 20°.

23.1397 Цветность аэронавигационных огней. Цветность аэронавигационных огней должна соответствовать следующим координатам цветности, рекомендованным Международной Комиссии по освещению:

(a) Авиационный красный цвет - y - не больше 0,335, z - не больше 0,002;

(b) Авиационный зеленый цвет - x - не больше 0,440 - 0,320y, x - не больше y - 0,170, y - не меньше 0,390 - 0,170x;

(c) Авиационный белый цвет - x - не меньше 0,300 и не больше 0,540, y - не меньше x - 0,040 или yо - 0,01, в зависимости от того, что меньше, y - не больше x + 0,02 или 0,636 - 0,400x, где yо - есть координата "y" излучателя Планка для рассматриваемой величиныx.

23.1399 Стояночные огни.

(а) Все стояночные (якорные) огни, требуемые для гидросамолетов или самолетов-амфибий, должны устанавливаться таким образом, чтобы они:

(1) обеспечивали дальность видимости белого огня не менее 2 морских миль ночью в ясную погоду; и

(2) создавали практически круговое свечение огня, когда самолет пришвартован или дрейфует на воде.

(b) Допускается использование наружных подвесных огней.

23.1401 Система огней для предупреждения столкновения.

(a) Общие положения. Если запрашивается сертификация для ночной эксплуатации, то на самолете должна устанавливаться система огней для предотвращения столкновений, которая должна:

(1) Состоять из одного или более огней предупреждения столкновения утвержденного типа, размещенных таким образом, чтобы излучаемый ими свет не затруднял работу экипажа или уменьшал видимость аэронавигационных огней;

(2) Соответствовать требованиям пунктов (b) - (f) настоящего параграфа.

(b) Зона действия. Система должна содержать достаточное количество огней, чтобы охватить наиболее важные зоны вокруг самолета с учетом его конфигурации и летных характеристик. Зона действия огней в каждом направлении должна составлять угол не менее 75° выше и ниже горизонтальной плоскости самолета. Допускается затенение огней элементами конструкции самолета в телесном угле не более 0,5 стерадиан.

(c) Проблесковые характеристики. Количество источников света, ширина светового пучка, скорость вращения и другие характеристики системы должны обеспечивать эффективную частоту вспышек не меньше 40 и не больше 100 циклов в минуту. Эффективная частота вспышек - это частота, с которой система огней предотвращения столкновений наблюдает- ся на расстоянии и относится к зоне действия каждого огня, включая зоны перекрытия, возможные в системе огней, состоящей из более чем одного источника света. В зонах перекрытия частота проблесков может превышать 100, но не более 180 циклов в минуту.

(d) Цвет. Каждый огонь предотвращения столкновений должен быть авиационным красным или авиационным белым и соответствовать требованиям, изложенным в 23.1397.

(e) Сила света. Минимальная сила света огня во всех вертикальных плоскостях, измеренная с красным фильтром (если такой используется) и выраженная в единицах эффективной силы света, должна соответствовать требованиям пункта (f) настоящего параграфа. Расчет эффективной силы света должен проводиться в соответствии с выражением

где

I = эффективная сила света, кд;

I(t) = мгновенное значение силы света в функции времени;

(t2 - t1) = интервал времени между вспышками, с.

Обычно максимальное значение эффективной силы света достигается тогда, когда значения t1 и t2 выбраны таким образом, что эффективная сила света была равна мгновенной при t1 и t2. (f) Минимальная сила света для предотвращения столкновения. Эффективная сила света каждого огня предотвращения столкновения должна быть равна или превышать значения, приведенные в следующей таблице.

Угол выше или ниже горизонтальной плоскости, град
Эффективная сила света, кд
0-5
400
5-10
240
10-20
80
20-30
40
30-75
20

СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

23.1411 Общие положения.

(а) Требуемое спасательное оборудование, предназначенное для приведения в действие членом летного экипажа в аварийной ситуации, такое, как, например, привод механизма автоматического ввода в действие спасательных плотов, должно быть легкодоступным.

(b) Предусмотренные места для размещения требуемого спасательного оборудования, которые должны:

(1) располагаться так, чтобы к оборудованию обеспечивался свободный доступ, а его размещение было бы очевидным;

(2) защищать спасательное оборудование от повреждений при действии инерционных нагрузок, возникающих в результате воздействия расчетных перегрузок, установленных в 23.561 (b)(3).

23.1413 Поясные и плечевые привязные ремни.

Каждый поясной и плечевой привязной ремень должен иметь запирающее устройство с использованием металлических контактирующих элементов.

23.1415 Оборудования для спасения после аварийного приводнения.

(a) Аварийные плавсредства и средства сигнализации, требуемые любыми правилами эксплуатации, должны быть размещены таким образом, чтобы они были легкодоступными для экипажа и пассажиров.

(b) Каждые спасательный плот и спасательный жилет должны быть утвержденного типа.

(c) Каждый спасательный плот, вводимый в действие автоматически или пилотом, должен быть присоединен к самолету привязным фалом для удержания плота у борта самолета. Этот фал должен быть достаточно слабым, чтобы обеспечивался его разрыв до затопления пустого плота, к которому фал присоединен.

(d) Каждое сигнальное устройство, требуемое правилами эксплуатации, должно быть доступным, удовлетворительно функционирующим и безопасным при его использовании.

23.1416. [ Зарезервирован] _.

23.1419 Защита от обледенения.

Если запрашивается сертификация самолета со средствами защиты от обледенения: то должно быть доказано соответствие требованиям данного параграфа, а также других применимых параграфов настоящих Норм:

(а) Должен быть выполнен анализ, чтобы установить на основании ожидаемых условий эксплуатации достаточность системы защиты от обледенения различных частей самолета. Кроме того, должны быть проведены испытания системы защиты от обледенения для демонстрации того, что самолет способен безопасно эксплуатироваться в условиях максимального длительного и максимального кратковременного обледенения, указанных в Приложении П23.1419. Применительно к данному разделу выражение " безопасно эксплуатироваться" означает, что летно-технические характеристики самолета, его управляемость, маневренность и устойчивость должны быть не хуже, чем требуется в разделе В настоящих Норм.

(b) За исключением случая, предусмотренного в пункте (с) данного параграфа, в дополнение к анализу и физической оценке, которые требуются в пункте (а) данного параграфа, эффективность системы защиты от обледенения и ее элементов должна быть продемонстрирована в летных испытаниях самолета или его частей в контролируемых естественных условиях обледенения. При необходимости могут быть также проведены один или несколько видов следующих испытаний для определения достаточности системы защиты от обледенения:

(1) лабораторные испытания элементов или их моделей "сухом" воздухе или в искусственных условиях обледенения, или при сочетании обоих условий;

(2) летные испытания системы защиты от обледенения в целом или ее отдельных элементов в "сухом" воздухе;

(3) летные испытания самолета или его частей в контролируемых искусственных условиях обледенения.

(4) летные испытания самолета с имитаторами льда.

(c) Если сертификация, охватывающая систему защиты от обледене- ния, была выполнена на ранее сертифицированных самолетах, типовая конструкция которых включает элементы, эквивалентные с точки зрения термо- и аэродинамики тем, которые используютя в конструкции нового самолета, то сертификация этих эквивалентных элементов может быть выполнена путем ссылки на ранее проведенные испытания, требуемые 23.1419(а) и (b), при условии что Заявитель учел все различия в установке этих элементов.

(d) Должны быть предусмотрены специальные средства о или обеспечена возможность контроля наличия льда на критических с точки зрения обледенения частях самолета. Должно быть обеспечено достаточное освещение этого средства при полетах ночью. Также, если при работе системы защиты от обледенения требуется осуществления контроля внешних поверхностей самолета экипажем, то должно быть обеспечено внешнее освещение, достаточное для осуществления такого контроля ночью. Любое используемое освещение должно быть такого типа, чтобы оно не вызывало бликов или отражения, которые затруднили бы членам экипажа выполнение своих функций. В Руководстве по летной эксплуатации или другой одобренной эксплуатационной документации должно быть дано описание средства определения образования льда и должна содержаться информация, необходимая для безопасной эксплуатации самолета в условиях обледенения.

РАЗЛИЧНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

23.1431 Электронное оборудование.

(а) При установлении соответствия требованиям 23.1309(b)(1) и (b)(2) касающихся радиотехнического и электронного оборудования и их установки, должны быть рассмотрены критические внешние условия ( см. 23.1309(е)).

(b) Радиотехническое и электронное оборудование, органы управления и проводка должны быть установлены таким образом, чтобы работа любого агрегата или системы агрегатов не влияла неблагоприятным образом на одновременную работу другого радиотехнического или электронного устройства или системы таких устройств, требуемых настоящими Нормами.

23.1435 Гидравлические системы.

(a) Конструкция. Все гидравлические системы должны быть спроекти- рованы следующим образом:

(1) Каждая гидравлическая система и ее элементы должны выдержи- вать без остаточной деформации ожидаемые нагрузки на конструкцию в комбинации с гидравлическими нагрузками;

(2) Для экипажа должны быть предусмотрены средства индикации давления в каждой гидравлической системе, питающей два или более основных потребителя, либо требующей корректирующих действий экипажа при ее отказе;

(3) Должны быть предусмотрены средства, гарантирующие, что давление, включая давление при переходных процессах (забросы давления), на любом участке системы не будет превышать безопасного предела рабочего давления, и предотвращающие повышение давления сверх указанного выше предела в результате изменения объема жидкости во всех магистралях, которые могут оставаться запертыми достаточно долго, чтобы такие изменения произошли. Рабочее давление - максимальное установившееся давление, действующее на элемент гидравлической системы на нормальных рабочих режимах, исключая переходные процессы.

(4) Минимальное расчетное давление разрушения должно в 3,0 раза превышать рабочее давление.

(b) Испытания. Каждая система должна быть подвергнута контроль- ным испытаниям давлением. В результате контрольных испытаний ни одна часть любой системы не должна иметь отказа, неисправности или остаточной деформации. Контрольная нагрузка каждой системы должна не менее чем в 1.5 раза превышать рабочее давление этой системы.

(c) Аккумуляторы. Гидравлические аккумуляторы или емкости под давлением не должны устанавливаться на стороне противопожарной перегородки, обращенной к двигателю, если они не являются неотъемлемой частью двигателя или винта.

23.1437 Агрегаты многодвигательных самолетов.

На многодвигательных самолетах важные для безопасной эксплуатации агрегаты, имеющие привод от двигателей, должны распределяться между двумя и более двигателями таким образом, чтобы отказ любого одного двигателя не уменьшал безопасность эксплуатации вследствие нарушения функционирования этих агрегатов.

23.1438 Система наддува и пневматическая система.

(a) Элементы системы наддува должны быть испытаны давлением до разрушения и контрольным давлением, превышающим в 2 и 1,5 раза рабочее давление. Рабочее давление - максимальное установившееся давление, действую- щее на элемент системы наддува или пневматической системы на нормальных режимах, исключая переходные процессы.

(b) Элементы пневматической системы должны быть испытаны давлением до разрушения и контрольным давлением, превышающим соответственно в 3 и 1,5 раза рабочее давление.

(c) Испытания, требуемые пунктами (a) и (b) настоящего параграфа, могут быть заменены анализом (расчетом, исследованием) или комбинацией анализа и испытаний, если Компетентный орган сочтет их эквивалентными требуемым испытаниям.

23.1439 Защитное дыхательное оборудование.

(a) Для членов экипажа должно быть предусмотрено защитное дыхательное оборудование. Такое оборудование должно размещаться в местах, доступных во время полета.

(b) Защитное дыхательное оборудование, требуемое пунктом (a) настоящего параграфа или любыми правилами эксплуатации, должно отвечать следующим требованиям:

(1) Оборудование должно быть рассчитано для защиты членов экипажа от воздействия дыма, углекислого газа и других вредных газов во время исполнения своих обязанностей в кабине экипажа и во время борьбы с пожаром в грузовых отсеках.

(2) Защитное дыхательное оборудование должно включать в себя:

(i) маски, закрывающие глаза, нос и рот;

(ii) маски, закрывающие нос и рот, а также дополнительное средство для защиты глаз.

(3) Указанное оборудование во время его использования не должно препятствовать пользованию радиооборудованием или ведению переговоров членов экипажа друг с другом, когда они находятся на своих рабочих местах.

(4) Средство, предназначенное для защиты глаз, должно быть такого типа и конструкции, чтобы оно не оказывало сколько-нибудь заметного неблагоприятного влияния на зрение и позволяло бы носить очки для диоптрийной коррекции отдельным членам экипажа.

(5) Оборудование должно обеспечивать подачу защитного кислорода для каждого члена экипажа в течение 15 мин при барометрической высоте в кабине 2400 м при легочной вентиляции, равной 30 л/мин (t=37 °C, p=pокр.возд. pH2O= 0 мм рт. ст.; условия BTPD). Если используется защитно-дыхательное оборудование легоч- но-автоматического типа, то запас 300 л свободного кислорода, находяще- гося при температуре 21,0 °С и под давлением 760 мм. рт. ст., считается достаточным для 15-минутной продолжительности на указанной высоте и при указанной легочной вентиляции. Когда используется защитно-дыхательное оборудование с непрерывной подачей (включающее в себя маску со стандартной дыхательной камерой), расход кислорода в 60 л/мин при барометрической высоте в кабине 2400 м (45 л/мин на уровне моря) и запас 600 л свободного кислорода, находящегося при температуре 21,0 °С и под давлением 760 мм рт. ст., считаются достаточными для 15-минутной продолжительности питания кислородом на указанной высоте и при указанной легочной вентиляции.

(6) Защитно-дыхательное оборудование должно удовлетворять требованиям 23.1441(b) и (c).

(A) Допускается не устанавливать защитное дыхательное оборудование, если доказано, что защита экипажа от дыма может быть обеспечена другими средствами или способами.

23.1441 Кислородное оборудование и кислородное питание.

(a) Если запрашивается сертификация оборудования, снабжающего дополнительным кислородом *2 то это оборудование должно отвечать требованиям настоящего параграфа и параграфов 23.1442 - 23.1453. Может быть использовано переносное кислородное оборудование, отвечающее этим требованиям.

(b) Кислородная оборудование должно быть безопасной по своей конструк- ции, по принципу действия и по своему воздействию на другие компоненты.

(c) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие экипажу определять в полете количество кислорода, имеющегося в каждом источнике кислородного питания. (d) _. (е) _.

23.1442 Количество кислорода на самолете.

(a) Самолеты с негерметической кабиной. Для самолета с негермети- ческой кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании того, что барометрическая высота в кабине равна высоте полета.

(b) Самолеты с герметической кабиной. Для самолета с герметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудова- ния устанавливаются на основании предположения, что разгерметизация кабины случится на высоте и в пункте полета, которые являются самыми критическими с точки зрения необходимости в кислороде, и что после разгерметизации кабины самолет снизится без превышения его эксплуата- ционных ограничений до безопасной высоты и продолжит полет в соответствии с РЛЭ на высоте, позволяющей достигнуть места безопасной посадки с учетом остатка топлива. Достигаемая при этом максимальная барометрическая высота в кабине может приниматься в качестве основания для определения запаса кислорода и сертификации.

(c) Члены экипажа.

(1) При барометрической высоте в кабине более 3000 м и до 3600 м включительно кислородом должны обеспечи- ваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с РЛЭ в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 мин, а на самолетах с гермокабинами - в течение всего полета при указанных барометрических высотах в кабине.

(2) При барометрической высоте в кабине свыше 3600 м кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с РЛЭ в течение всего полета на этой высоте.

(3) Для уменьшения утомляемости экипажа при продолжительности полета более 4 ч должно быть предусмотрено профилактическое кислородное питание. Запас кислорода рассчитывается исходя из того, что питание чистым кислородом или смесью с кислородом при поддержании парциального давления в трахее не менее 149 мм рт. ст. производится в течении 10 мин через каждые 2 ч полета и перед снижением со средней легочной вентиляцией 10 л/мин (t=37° C, p=pокр.возд. pH2O= 47 мм рт. ст.; условия BTPS).

Для самолетов с герметическими кабинами потребное количество кислорода рассчитывается только для первой половины продолжительности полета на максимальную дальность.

(d) Пассажиры и бортпроводники.

(1) При барометрической высоте в кабине более 3000 м и до 4200 м включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 10% пассажиров от общего количества мест и все бортпроводни- ки, но не менее 1 пассажира в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 мин., а на самолетах с гермокабинами - в течение всего полета на указанных барометрических высотах в кабине.

(2) При барометрической высоте в кабине более 4200 м и до 4500 м включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 30% пассажиров и все бортпроводники в течение всего полета на указанных высотах.

(3) При барометрической высоте в кабине более 4500 м кислородным питанием должны обеспечиваться все пассажиры и бортпроводники в течение всего полета на этих высотах.

(4) При применении аварийной кислородной системы для пассажиров общее количество кислорода должно быть рассчитано не менее чем на 10 мин потребления всеми лицами, находящимися в пассажирской кабине, включая бортпроводников.

(5) При барометрической высоте в кабине более 2400 м должно быть обеспечено терапевтическое питание кислородом не менее одного пассажира в течение всего полета на этой высоте.

23.1443 Минимальный массовый расход дополнительного кислорода.

(a) Общие положения.

Если для лиц, находящихся в самолете, установлено кислородное оборудование с непрерывной подачей, то расход этого кислорода, подаваемого каждому потребителю, должен быть не менее показаного на прилагаемом графике, на всех высотах полета вплоть до максимальной высоты, представленной в РЛЭ для данного самолета.

(b) Члены экипажа.

(1) Там, где для членов экипажа применяется оборудование с непрерывной подачей кислорода, минимальный массовый расход дополнительного кислорода, потребляемый каждым членом экипажа, должен быть не менее предусмотренного пунктом (a) настоящего параграфа, при этом во время вдоха в трахеях должно поддерживаться среднее парциальное давление кислорода, равное 149 мм рт. ст. при легочной вентиляции 15 л/мин (условия BTPS) и максимальном объеме воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", 700 см3 при постоянных интервалах между вдохами.

(2) Там, где для членов экипажа применяется кислородное оборудова- ние легочно-автоматического типа, минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемый каждым членом экипажа, не должен быть меньше того значения, при котором во время вдохе будет поддерживаться среднее парциальное давление кислорода в трахеях равное 122 мм рт. ст., до барометрической высоты в кабине 10700 м включительно. При изменении барометрической высоты в кабине от 10700 до 12200 м содержание кислорода должно равняться 95%. _ В этих случаях легочная вентиляция составляет 20 л/мин (условия BTPS). Должна быть предусмотрена для членов экипажа возможность пользования чистым кислородом в случае необходимости.

(c) Пассажиры и бортпроводники.

(1) Для пассажиров и бортпроводников минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемого каждым человеком при различных барометрических высотах в кабине должен быть не менее указанных в пункте (a) настоящего параграфа, при этом во время вдоха в трахеях должно поддерживаться среднее парциальное давление кислорода при пользовании кислородным оборудованием с масками:

(i) при барометрической высоте в кабине более 3000 м и до 5600 м включительно среднее парциальное давление кислорода в трахеях должно составлять не менее 100 мм рт. ст. при легочной вентиляции, равной 15л/мин (условия BTPS)), и количестве воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", равном 700 см3, при дыхании с равными промежутками времени;

(ii) при барометрической высоте в кабине более 5600 м и до 12200 м включительно среднее парциальное давление кислорода в трахеях должно составлять 84 мм рт. ст. при легочной вентиляции, равной 30 л/мин (условия BTPS), и количестве воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", равном 1100 см3, при дыхании с равными промежутками времени.

(d) В тех случаях, когда требуется использовать кислородное оборудо- вание для оказания первой помощи, минимальный расход кислорода на одного человека должен быть не менее 4 л/мин (t=0° C, p= 760 мм рт.ст. pH2O= 0 мм рт. ст.; условия STPD ). Однако могут быть средства, позволяющие снизить этот расход, но не менее чем до 2 л/мин при любой барометрической высоте в кабине. Количество потребного кислорода должно основываться на среднем расходе, равном 3 л/мин на каждого человека, которому требуется первая помощь (расходы даны для условия STPD).

23.1445 [Зарезервирован] _.

23.1447 Требования к кислородно-раздаточным приборам. Если установлены кислородно-раздаточные приборы, то они должны отвечать следующим требованиям: (a) Должен быть предусмотрен индивидуальный раздаточный прибор для каждого человека, которому следует подавать дополнительный кислород. Каждый раздаточный прибор должен:

(1) обеспечивать эффективное использование кислорода, подаваемо- го в прибор;

(2) обладать способностью легко устанавливаться в правильном положении на лице пользователя;

(3) иметь соответствующие средства удержания в правильном положении на лице;

(4) закрывать нос и рот пользователя;

(b)_.

(c)_.

(d) На самолетах с герметической кабиной, предназначенных для эксплуатации на высотах полета более 7600 м ( от среднего уровня моря), для каждого человека, где бы он не сидел в самолете, должен иметься присоединенный к штуцеру кислородного питания кислородно-раздаточный прибор, , которым можно было бы немедленного воспользоваться.

(e) Если запрашивается сертификация для полетов на высотах более 9000 м, то раздаточные приборы, обеспечивающие требуемый расход кислорода, должны автоматически подаваться каждому лицу, прежде чем высота по давлению в кабине превысит 4500 м .

(f) При установке на борту автоматической системы раздаточных приборов (шланг и маска или другой прибор), то на случай отказа автоматической системы экипаж должен быть снабжен ручными средствами для немедленной подачи раздаточных приборов.

23.1449 Средства для определения подачи кислорода. Должны быть предусмотрены средства, позволяющие экипажу определять подается ли кислород к раздаточному оборудованию.

23.1450 Химические генераторы кислорода.

(a) Применительно к настоящему параграфу химический генератор кислорода определяется как прибор для производства кислорода посредством химической реакции.

(b) Каждый химический генератор кислорода должен быть спроектиро- ван и установлен с учетом следующих требований:

(1) температура на поверхности, развиваемая генератором во время работы, не должна создавать опасности самолету или лицам, находящимся на борту (опасность воспламенения, ожога и выделения вредных веществ);

(2) должны быть предусмотрены средства для стравливания опасно избыточного внутреннего давления.

(c) Помимо удовлетворения требований пункта (b) настоящего параграфа, каждый портативный химический генератор кислорода, рассчитанный на длительную работу при условии своевременной замены отработанного генераторного элемента, должен быть снабжен надписью, содержащей следующую информацию:

(1) расход кислорода, л/мин ;

(2) продолжительность подачи кислорода сменным элементом генератора, мин;

(3) предупреждения, что заменяемый элемент может быть горячим, кроме случаев, когда конструкция генератора такова, что температура поверхности не может превысить 38 °C.

23.1451 Противопожарная защита кислородного оборудования.

(a) Кислородное оборудование и его трубопроводы не должны находиться в зонах, отмеченных как пожароопасные.

(b) Кислородное оборудование и трубопроводы кислородной системы должны быть защищены от тепла, которое может выделяться в пожароопасной зоне или распространяться за ее пределы.

(c) [Зарезервирован].

23.1453 Защита кислородного оборудования от разрушения. Источники давления в кислородной системе, трубопроводы, находящиеся между этими источниками, и перекрывные устройства должны быть:

(a) защищены от опасных температур; и

(b) расположены на самолете таким образом, чтобы свести к минимуму возможность их разрушения при аварийной посадке.

23.1457 Бортовые диктофоны. На самолете должен быть установлен бортовой диктофон, если экипаж самолета состоит из двух пилотов.

(a) Каждый бортовой диктофон _ должен устанавливаться таким образом, чтобы он мог осуществлять следующие записи:

(1) двусторонней переговорной связи с самолетом по радио;

(2) разговора между членами летного экипажа в кабине экипажа;

(3) внутренней связи между членами летного экипажа по СПУ;

(4) звуковых опознавательных сигналов навигационного оборудова- ния или оборудования для обеспечения захода на посадку, поступающих в наушники или громкоговорители;

(5) переговорной связи, осуществляемой членами летного экипажа через самолетное громкоговорящее устройство при условии наличия такой системы и возможности использования четвертого канала в соответствии с требованиями пункта (c)(4)(ii) настоящего параграфа.

Примечание: Для однодвигательных, многодвигательных и газотурбинных самолетов с количеством мест (исключая экипаж) не более 5, с взлетным весом не более 5700 кг,для пилотирования которых требуется два пилота, требование по установке бортового диктофона является рекомендательным.

(b) Отвечая требованиям, изложенным в пункте (a)(2) настоящего параграфа, в кабине пилота устанавливается микрофон, который должен располагаться в месте, наиболее удобном для записи переговоров, ведущихся с рабочих мест первого и второго пилота , а также переговоров других членов экипажа с первым или вторым пилотом. Микрофон должен так размещаться так и, если это необходимо, предусилители и фильтры диктофона должны быть так отрегулированы и их количество должно быть таким, чтобы получить практи- чески наиболее высокую степень разборчивости записи, проводимой в условиях шума в кабине экипажа, и при воспроизведении записи. При оценке разборчивости записи могут применяться повторное прослушивание или повторный просмотр записи.

(c) Каждый бортовой диктофон должен быть установлен таким образом, чтобы та связь или те звуковые сигналы, которые определены в пункте (a) данного параграфа, получаемые от указанных ниже источников, записывались на отдельный канал в следующем порядке:

(1) на первый канал - от каждого микрофона на штанге, в дыхатель- ной маске или от ручного микрофона, авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте первого пилота;

(2) на второй канал - от каждого микрофона на штанге, в дыхатель- ной маске или от ручного микрофона, авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте второго пилота;

(3) на третий канал - от смонтированного в кабине экипажа зонального микрофона;

(4) на четвертый канал -

(i) от каждого микрофона на штанге, в дыхательной маске или от ручного микрофона, авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочих местах третьего и четвертого членов экипажа, или

(ii) если места, указанные в пункте (c)(4)(i) данного параграфа не предусмотрены, или сигнал, поступающий от источника, установленного в этом месте, принимает другой канал - от каждого микрофона, который используется в кабине экипажа вместе с громкоговорящим устройством, предусмотренным для связи с пассажирами, при условии, если сигналы от этого источника не принимает другой канал;

(5) все звуковые сигналы, принимаемые микрофонами, перечисленными в пунктах (c)(1), (2) и (4) настоящего параграфа , должны записываться без прерываний, независимо от положения кнопочного переключателя передатчика системы внутренней связи "СПУ-РАДИО". Конструкция должна обеспечивать возможность самопрослушивания для членов летного экипажа только при использовании системы внутренней связи, системы оповещения пассажиров или радиопередатчиков.

(d) Каждый бортовой диктофон должен быть установлен таким образом, чтобы:

(1) он получал электропитание от шины, обеспечивающей макси- мально надежную эксплуатацию диктофона без ущерба для функционирования важных и аварийных приемников электроэнергии;

(2) имелись автоматические средства, одновременно останавливающие запись и исключающие работу всех устройств стирания записи не позднее, чем через 10 мин после удара при аварии;

(3) имелись звуковые или визуальные средства для предполетной проверки работы диктофона.

(e) Контейнер диктофона должен размещаться и монтироваться с расчетом минимальной возможности поломки контейнера в результате удара при аварии и повреждения диктофона от пожара. Чтобы удовлетворить этому требованию, контейнер должен находиться по воэможности в наиболее удаленном месте в хвостовой части самолета, но не там, где установленные в хвостовой части двигатели могут его поломать во время удара. Однако он не должен находиться вне гермокабины.

(f) Если бортовой диктофон снабжен устройством для стирания записи, то установка его должна быть рассчитана таким образом, чтобы обеспечить минимальную возможность случайного срабатывания указанного устройства во время удара при аварии.

(g) Каждый контейнер диктофона должен:

(1) быть ярко-оранжевым или ярко-желтым;

(2) иметь на наружной поверхности отражательную ленту, облегчаю- щую обнаружение его под водой;

(3) иметь устройство, если таковое требуется правилами эксплуата- ции, помогающее обнаружить его под водой и установленное на контейнере или рядом с ним таким образом, чтобы обеспечить минимальную вероятность отделения его от контейнера при ударе во время аварии.

23.1459 Бортовые самописцы.

На самолете осуществляющем коммерческие перевозки должен быть установлен бортовой самописец.

(a) Каждый бортовой самописец должен устанавливаться так, чтобы:

(1) в него поступали данные о воздушной скорости, высоте и курсе от источников, точность которых отвечает соответствующим требованиям 23.1323, 23.1325, 23.1327;

(2) датчик вертикального ускорения был прочно укреплен и размещен в продольном направлении либо в принятом диапазоне центровок самолета, либо за пределами центровки в диапазоне, не превышающем 25% средней аэродинамической хорды самолета;

(3) он питался электроэнергией от шины, обеспечивающей максимальную надежность работы бортового самописца, не создавая угрозы нормальной работе жизненно важных или аварийных приемников электроэнергии;

(4) имелись звуковые или визуальные средства для предполетного контроля самописца позволяющие определить правильное осуществление записи на носителе информации;

(5) были бы автоматические средства для того, чтобы одновременно остановить запись в самописце, имеющем устройство стирания, и прекратить работу всех устройств стирания записи не позднее, чем через 10 мин после удара при аварии, за исключением самописцев, питание к которым подается только от системы генератора, приводимого двигателем;

(6) имелось бы средство записи информации, на основании которой можно определить время каждого выхода на радиосвязь со службами управления воздушным движением (УВД).

Примечание: Перечень регистрируемых самописцем параметров может быть скорректирован в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации и соответствующего обьема оборудования, для которых запрашивается сертификация типа самолета.

(b) Каждый некатапультируемый контейнер самописца должен устанавливаться и монтироваться таким образом, чтобы снизить до минимума вероятность разрушения контейнера в результате удара при аварии и повреждения самописца от пожара. Для соответствия этому требованию контейнер самописца должен размещаться в хвостовой части как можно дальше, однако нет необходимости устанавливать его в задней части герметического отсека и, кроме того, его не следует устанавливать в местах, где он может быть поврежден при аварии двигателями, расположенными сзади.

(c) Должно быть установлено соотношение между данными бортового самописца о воздушной скорости, высоте и курсе и соответствующими показаниями (с учетом поправок) приборов первого пилота. Это соотношение должно быть определено для полного диапазона воздушных скоростей и высот и для 360° по курсу. Эти соотношения могут быть определены на земле в соответствии с установленными методиками.

(d) Каждый контейнер самописца должен:

(1) быть ярко-оранжевым или ярко-желтым;

(2) иметь на наружной поверхности отражательную ленту, облегчаю- щую обнаружение его под водой;

(3) иметь устройство, если таковое требуется правилами эксплуа- тации, помогающее обнаружить его под водой и установленное на контейнере или рядом с ним таким образом, чтобы обеспечить минимальную вероятность отделения его от контейнера при ударе во время аварии.

(e) _.

23.1461 Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергей.

(а) Оборудование, содержащее роторы большой энергии, должно удовлетворять пунктам (в), (с) и (d) настоящего параграфа.

(b) Роторы с большой кинетической энергией, имеющиеся в оборудовании, должны быть способны противостоять разрушению в условиях повреждений, вызванных неисправностями, вибрацией, нарушением скоростных и температурных режимов. Кроме того:

(1) вспомогательные корпуса роторов должны быть в состоянии задерживать обломки, образующиеся при разрушении лопаток роторов высокой энергии;

(2) регулирующие устройства, системы и приборы оборудования должны надежно гарантировать, что в процессе эксплуатации не будет превышено ни одно эксплуатационное ограничение, влияющее на целостность роторов с большой кинетической энергией.

(с) Должно быть показано испытаниями, что оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергии, может локализовать любое разрушение (отказ) ротора с большой кинетической энергии, которое происходит при наибольшей скорости, достижимой при недействующих устройствах регулирования нормальной скорости.

(d) Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергии, должно устанавливаться в таких местах, где разрушение ротора не будет подвергать опасности находящихся на борту людей или отрицательно влиять на продолжение безопасного полета.

Приложение П

23.1419. Условия обледенения.

Метеорологические условия обледения определяются следующими параметрами: водностью среднеарифметическим диаметром капель, температурой наружного воздуха,протяженностью зоны обледенения.

(а) Максимальное длительное обледенение. Определяется значениями водности, представленными на рис. 1 и 2, при горизонтальной протяженности зоны обледенения от 32 до 200 км в диапазоне температур наружного воздуха и высот, приведенном на рис. 3. Для любой температуры наружного воздуха и горизонтальной протяженности принимаются постоянными вертикальная протяженность облака, равная 2000 м, и среднеарифметичес- кий диаметр капель, равный 20 мкм. Приведенные на рис. 1 значения водности являются максимальными на высотах более 1200 м. На высотах от 1200 до 500 м водность изменяется по линейному закону от соотвеству- ющих значений, представленных на рис. 1, до нуля на уровне моря, при этом на высотах менее 500 м водность принимается равной значению на высоте 500 м (см. рис. 2).

(b) Максимальное кратковременное обледенение. Определяется значениями водности, представленными на рис. 4 при горизонтальной протяженности зоны обледенения от 5 до 10 км в диапазоне температур наружного воздуха и высот, приведенном на рис. 5. Для любой температуры наружного воздуха принимается постоянным среднеарифметический диаметр капель, равный 20 мкм.

Рис. 1. Зависимость водности от горизонтальной протяженности зоны обледенения в условиях максимального длительного обледенения в диапазоне высот от 0 9500 м облаков (слоистообразных) с максимальной вертикальной протяженностью 200 м и среднеарифметическим диаметром капель 200 мкм.
Рис. 2. Зависимость водности от вертикальной протяженности зоны обледенения а - L= 200 км ; б - L = 32 км
Рис. 3. Зона возможного обледенения, определяемая высотой и температурой наружного воздуха, для условий максимального длительного обледенения

 

Рис. 4. Зависимость водности от горизонтальной протяженности зо- ны обледенения в условиях максимального кратковременного обле- денения в диапазоне высот от 1200 до 11000 м для облаков (куче- образных) со среднеарифметическим диаметром капель 20 мкм. При 1цв = -30...-40 °С - зона возможного расширения условий (по требованию Заказчика)

Рис. 5. Зона возможного обледенения, определяемая высотой и температурой наружного воздуха, для условий максимального кратковременного обледенения. При tнв= -30...-40 °С - зона возможного расширений условий (по требованию Заказчика)

ДОПОЛНЕНИЕ Д23F

Д23F.8.1.ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ОБОРУДОВАНИЮ

8.1.3.5. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на самолете таким образом, чтобы при выполнении полетов в ОУЭ обеспечивались действующие требования по эшелонированию и точности самолетовождения и пилотирования.

8.1.3.12. Температура любой части устройств, требующих регулировки во время работы, не должна превышать температуры окружающей среды более чем на 20 °С. Температура наружных поверхностей устройств (за исключением горячих поверхностей кухонного оборудования), установлен- ных в таких местах на самолете, которые могут быть доступны для пассажиров и экипажа, или там, где эти устройства могут соприкасаться с их вещами, не должна превышать +70 °С ,при температуре окружающего воздуха +20 °С.

8.1.3.13. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на самолете таким образом, чтобы при пользовании его органами управления при всех возможных положениях, а также при нарушении необходимой последовательности рабочих операций не могли возникнуть повреждения как данного оборудования, так и другого оборудования, каким-либо образом с ним связанного. Органы управления и регулировки, которые не используются в полете, должны быть недоступны для экипажа.

8.1.3.17. Все функциональные системы потребляющие, генерирующие, преобразующие или распределяющие электроэнергию или электрические сигналы (включая цепи электропитания, управления, передачи информации и антенно-фидерные устройства), должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на самолете таким образом, чтобы при их одновременной работе, возможной в процессе эксплуатации, не создавались такие электромагнитные помехи РТО НП, РСО или электронным устройствам, которые приводят к нарушению их работоспособности или возникновению особых ситуаций. Допускается наличие электромагнитных помех, не приводящих к возникновению особой ситуации хуже, чем усложнение условий полета, если обеспечивается возможность разнесения по времени работы источника и приемника помех.

8.1.3.18. Состав и содержание придаваемой к самолету и оборудованию технической документации должны обеспечивать правильную эксплуатацию, обслуживание, хранение и транспортировку оборудования. Оборудование должно иметь маркировку, обеспечивающую четкую идентификацию изделий.

Д23F.8.2.ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

8.2.2.4. На самолете, предназначенном для полетов по Правилам визуальных полетов (ПВП) с пассажирами, должно устанавливаться следующее оборудование: Для двух пилотов:

а) У каждого пилота: - прибор или индикатор приборной скорости с индикацией максимальной эксплуатационной приборной скорости; - прибор или индикатор барометрической высоты; - прибор или индикатор углов крена и тангажа; - индикатор скольжения.

б) Общие для двух пилотов: - автономный магнитный компас (типа КИ); - часы с секундомером, со стрелками или цифровым указателем, показывающие часы, минуты и секунды. Для одного пилота: - приборы, перечисленные в пп. а) и б) данного пункта.

8.2.2.5 На самолете, предназначенном для полетов по Правилам полетов по приборам (ППП), кроме перечисленного в 8.2.2.4, должно устанавливаться следующее оборудование: Для двух пилотов:

а) у каждого пилота: - прибор или индикатор магнитного и/или истинного или приведенного (к магнитному или истинному меридиану) курсов, стабилизированных гироскопическими или эквивалентными или вычислительными устройствами; - прибор вертикальной скорости (вариометр); - прибор угловой скорости разворота (на самолете с тремя авиагори- зонтами приборы угловой скорости разворота могут не устанавливаться).

б) У первого пилота: - резервный механический барометрический высотомер для самолетов с максимальной крейсерской высотой полета более 4200 м.;

в) Общие для двух пилотов: - сигнализатор достижения допустимых в эксплуатации углов крена. - приборы, перечисленные в п.8.2.2.4. и в пп. а), б) и в) данного пункта; вместо прибора угловой скорости разворота возможна установка резервного авиагоризонта.

8.2.2.6. На самолете, кроме перечисленного в 8.2.2.4. и 8.2.2.5, должно устанавливаться следующее оборудование:

а) У каждого пилота: - прибор или индикатор текущего числа М с индикацией максималь- ного эксплуатационного числа М (ММО) на самолете, имеющем ограничения по числу М. Примечание. Допускается индицировать ограничения максимальной эксплуата- ционной приборной скорости и максимального эксплуатационного числа М посредством указателя (индекса) максимальной эксплуата- ционной приборной скорости.

б) Общие для двух пилотов: - индикатор текущего угла атаки с индикацией допустимого угла атаки и сигнализацией о достижении допустимого угла атаки в соответствии с 23.207(b), если характеристики самолета (допустимый угол атаки, угол атаки сваливания) существенно зависят от числа М; - прибор или индикатор нормальной перегрузки с индикацией максимальной эксплуатационной перегрузки на самолете, имеющем ограничения по нормальной перегрузке; - индикатор координат места самолета на самолетах, летающих в условиях ППП по трассам протяженностью более 300 км при отсутствии в составе экипажа лица, свободного от пилотирования и выполняющего задачи обеспечения навигации (штурманские функции).

в) Прибор(ы) или индикатор(ы) с футовой шкалой высоты у пилотов в случае полета самолета по трассам с футовыми измерениями высот эшелонов.

8.2.2.9. У одного из пилотов в условиях полета по ППП без дополни- тельных действий со стороны любого члена экипажа должна обеспечиваться индикация углов крена, тангажа и гироскопического (гиромагнитного) курса после возникновения в трактах измерения этих параметров любого единичного отказа, в том числе отказа электропитания. Должно быть обеспечено такое оповещение пилотов при появлении единичных отказов, которые исключают использование недостоверной информации по крену, тангажу и курсу.

8.2.2.11. Указывающие приборы, отображающие углы крена, тангажа и курса, а также барометрическую высоту и приборную скорость, кроме механических приборов (приборы барометрической высоты, приборной скорости и магнитный компас типа КИ), должны иметь сигнализацию отказов тракта измерения параметра, в том числе и электропитания, по сигналам, поступающим в прибор.

Примечание. Допускается отсутствие сигнализации отказа курса на радиомагнит- ных индикаторах (РМИ).

8.2.2.12. На самолете переходной категории, вмещающем более 10 пассажиров и предназначенном для полетов в условиях ППП, должны быть установлены средства, обеспечивающие выдачу пилотам сигналов в следующих условиях сближения с землей: - при скорости снижения или скорости сближения с землей, превышающей установленные ограничения для данного режима; - при потере высоты или изменении скорости снижения после взлета и при уходе на второй круг, превышающих установленные ограничения для указанных режимов; - при отклонении ниже глиссады, превышающем установленные ограничения на режиме захода на посадку по радиомаячным посадочным системам; - при полете самолета ниже допустимой высоты в непосадочной конфигурации. Значение порогов срабатывания средств сигнализации опасной близости земли должны быть выбраны таким образом, чтобы для вывода самолета в безопасный рекомендуемый РЛЭ режим полета не требовалось применения необычных методов пилотирования, а также превышение нормальной перегрузки 1,5 или ограничений, устанавливае- мых РЛЭ, если они возникают при меньших значениях нормальной перегрузки.

8.2.2.13. Средства измерения и стабилизации заданной барометричес- кой высоты должны иметь точностные и надежностные характеристики, обеспечивающие безопасное выполнение полета в действующей системе вертикального эшелонирования и соответствующие общим нормативным требованиям к техническим характеристикам средств вертикального эшелонирования. Для выполнения указанных выше требований на борту самолета должны быть установлены: - не менее трех независимых трактов измерения барометрической высоты, из которых не менее двух должны быть обеспечены средствами автоматического контроля в полете, - средства контроля и сигнализации отклонения от заданной высоты эшелона, - средства передачи сигнала барометрической высоты в систему УВД, - средства, обеспечивающие автоматическую (если она требуется) и ручную стабилизацию заданной высоты. Для самолетов с максимальной крейсерской высотой полета не более 4200 м, а также самолетов, предна- значенных для полетов по ПВП, допускается создание двух независимых трактов измерения высоты, отсутствие автоматического контроля и сигнализации отклонения от заданной высоты эшелона, а также отсутствие автоматической стабилизации заданной высоты полета. Примечание. Независимыми считаются тракты измерения высоты, использую- щие различные системы статического давления, наличие общего для двух систем статического давления пневмокрана не считается нарушением независимости.

8.2.3. Средства определения курса.

8.2.3.1. Средства определения курса в условиях полета по ППП должны включать в свой состав как минимум два датчика гироскопического (стабилизированного) курса, один датчик магнитного курса, автономный магнитный компас (типа КИ), а также индикаторы магнитного, и/или истинного, и/или приведенного (к магнитному или истинному меридиану) курсов у каждого пилота. Индикация курса должна осуществляться от различных датчиков гироскопического (стабилизированного) курса, получающих питание от различных независимых подсистем (каналов) электроснабжения. Примечание. Допускается определение магнитного курса другими способами, например, вычислением.

8.2.4. Средства определения крена и тангажа (система авиагоризонтов).

8.2.4.1. Любой единичный отказ в системе авиагоризонтов, в том числе единичный отказ в системе электроснабжения, не должен приводить к отказу более чем одного авиагоризонта.

8.2.4.3. Индикация углов крена и тангажа на резервном авиагоризонте должна быть идентична с индикацией основных авиагоризонтов в такой степени, чтобы обеспечивалось сравнение показаний авиагоризонтов.

8.2.4.5. На самолете предназначенном для полетов в условиях ППП полная потеря индикации пространственного положения должна рассматриваться как катастрофическая ситуация. Прекращение индикации пространственного положения самолета на любом авиагоризонте без сигнализации должно быть событием не более частым, чем крайне маловероятное. При этом должны выполняться требования пункта 3.3 раздела А-О настоящих Норм.

8.2.4.6. Резервный авиагоризонт должен быть подключен к системе электроснабжения самолета (СЭС) таким образом, чтобы его электропитание было обеспечено без дополнительных действий со стороны экипажа и без коммутаций цепей электропитания при отказе всех генераторов, приводимых во вращение маршевыми двигателями. В качестве резервного авиагоризонта на самолете должен устанавливаться авиагоризонт, сохраняющий работоспособность и функционирующий после пребывания в условиях изменения крена и тангажа в диапазоне ±360° .

8.2.4.9. На самолете, имеющем ограничения по углу крена, сигнализация о достижении допустимых в эксплуатации углов крена должна быть предупреждающей и должна позволять пилотам, используя информацию о пространственном положении самолета, не допускать выхода самолета за предельные ограничения по крену.

8.2.5. Средства определения воздушных параметров.

8.2.5.3. Одна из систем восприятия как полного, так и статического давления должна быть предназначена только для присоединения приборов, используемых первым пилотом.

8.2.5.4. Для самолетов, предназначенных для полетов по ППП, первому пилоту с его рабочего места должна быть обеспечена возможность переключения его приборов, указывающих барометрическую высоту, приборную скорость и вертикальную скорость на одну из других систем восприятия статического и полного давлений.

8.2.5.6. Приемники должны устанавливаться друг от друга на расстоя- нии, исключающем их одновременное механическое повреждение в полете (например, от столкновения с птицей).

8.2.5.8. Экипажу должна быть обеспечена сигнализация об отказе электрических средств обогрева приемников. Невключение обогрева должно сигнализироваться как отказ.

8.2.5.9. Герметичность системы восприятия воздушных давлений с подключенными потребителями, кроме мест выхода в атмосферу, должна быть такова, чтобы при начальных разряжениях (давлениях) соответствующих скорости 200 км/ч, спадание стрелки за 1 мин не превышало 1 км/ч, а для скорости 700 км/ч - 2 км/ч.

8.2.5.10. Трубопроводы должны быть снабжены устройствами, защищающими их от скопления влаги (отстойниками), устанавливаемыми в местах, доступных для осмотра и слива конденсата. Внутренний диаметр трубопроводов систем статического и полного давлений должны быть не менее 6 и 4 мм соответственно. Коэффициент запаздывания на уровне земли каждой статической системы при подключении всех потребителей должен быть не более 0,4 с при питании датчиков САУ и не более 1,0 с - при питании пилотажно-навигационных приборов.

8.2.5.12. Для самолетов летающих по ППП с двумя пилотами, основные приборы измерения и индикации барометрической высоты и приборной скорости у первого пилота должны иметь не зависимые от приборов второго пилота источники указанной информации и электропитания.

8.2.5.13. Трубопроводы полного и статического давлений и все изделия, подключаемые к ним, как основные, так и дополнительные, должны иметь маркировку штуцеров подвода давлений: полного - "Д" и статического - "С".

8.2.5.14. В случае установки футомера его контроль должен осущес- твляться в соответствии с аналогичными требованиями к высотомерам и в рамках той же системы контроля (см. 8.2.2.13).

8.2.6. Средства автоматического самолетовождения и обеспечения зональной навигации. [Зарезервировано]

8.2.7. Средства автоматического управления.

8.2.7.1. Функции, выполняемые средствами автоматического управле- ния, определяются для каждого типа самолета в зависимости от назначения и особенностей его использования.

8.2.7.2. Операции управления САУ должны быть простыми, а их осуществление должно быть доступным как первому, так и второму пилоту, а также другим членам экипажа, выполняющим необходимые действия в соответствии с РЛЭ.

8.2.7.3. Включение САУ, переключение режимов и отключение должно сопровождаться соответствующей сигнализацией, формируемой по информации о срабатывании исполнительных устройств, включающих заданный режим. Эта сигнализация должна быть легко различимой с рабочих мест обоих пилотов. В случае, если возможно непроизвольное переключение режимов САУ или ее отключение (например, случайным перемещением штурвала), а также при изменениях режимов САУ, осуществляемых автоматически, сигнализация должна быть достаточно эффективной для предотвращения несвоевременного обнаружения пилотами включения другого режима или отключения САУ.

8.2.7.5. Включение и выключение САУ, а также переключение режимов ее работы не должны приводить к приращению нормальной перегрузки, превышающему по абсолютной величине 0,15 (без учета приращения нормальной перегрузки от управляющих воздействий).

8.2.7.6. Сигналы исправности взаимодействующего с САУ оборудования должны использоваться для предотвращения работы САУ с неисправным оборудованием. С этой целью: а) при снятии сигналов исправности должно быть обеспечено выполнение любого из следующих условий: - автоматическое переключение САУ на работу с исправным оборудованием с сохранением текущего режима работы САУ, - автоматическое переключение САУ на другой исправный режим САУ, - автоматическое отключение САУ.

8.2.7.8. Должны быть приняты меры, исключающие неправильное соединение блоков (элементов) САУ, а также неправильное подсоединение к САУ взаимодействующих систем, устройств или датчиков при выполнении технического обслуживания САУ.

8.2.7.11. Органы быстрого отключения автомата тяги двигателя (АТД) должны размещаться на рычагах управления двигателями и обеспечивать возможность отключения АТД рукой, положенной на рычаги управления для их перемещения вручную.

8.2.7.15. На самолете, балансировка которого в течение полета с включенной САУ может измениться в пределах, вызывающих затруднение для пилота при взятии управления на себя, должно быть осуществлено автоматическое триммирование усилий на рычагах управления с индикаци- ей пилотам и (или) обеспечена только индикация усилий, дающая пилоту возможность сбалансировать самолет по усилиям так, чтобы в обоих случаях при отключении АП приращение нормальной перегрузки не превышало по абсолютной величине 0,15.

8.2.7.16. Должно быть обеспечено раздельное ручное отключение АТД от органов управления каждым двигателем.

8.2.7.17. Перемещение рычагов управления двигателями при работе АТД и их динамика должны соответствовать рекомендациям Разработчика двигателей.

8.2.8 Прибор или датчик для измерения нормальной перегрузки.

8.2.8.1 Прибор или датчик для измерения нормальной перегрузки должен устанавливаться на самолете таким образом, чтобы обеспечивались измерение и индикация нормальной перегрузки с требуемой для данного самолета точностью.

Д23F.8.3. РАДИОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ НАВИГАЦИИ, ПОСАДКИ И УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ ДВИЖЕНИЕМ (РТО НП и УВД)

8.3.2. Общие требования.

8.3.2.2. Для обеспечения безопасного продолжения и завершения полета при отказах основных источников электроэнергии в соответствии с требованиями 23.1351(b)(5)(i) должно быть обеспечено функционирование как минимум : - аппаратуры посадки СП, ILS, маркерного приемника, MLS, оборудо- вания посадки ДМВ диапазона или только маркерного приемника, если аппаратура СП, ILS, MLS, оборудование посадки ДМВ диапазона не является обязательной для данного типа самолета; - радиокомпаса. Допускается обеспечение функционирования только одной из систем посадки, используемой на выбранном аэродроме.

8.3.3. Требования к составу оборудования. Состав РТО НП и УВД определяется исходя из ОУЭ сертифицируемого самолета.

8.3.4. Требования к радиотехническому оборудованию навигации, посадки и управлению воздушным движением.

8.3.4.1. Радиотехническое оборудование измерения малых высот.

8.3.4.1.1. Радиотехническое оборудование измерения малых высот совместно с другим оборудованием должно обеспечивать: - измерение истинной высоты полета с необходимой точностью; - выдачу информации об истинной высоте и отказах для визуальной индикации экипажу,а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются; - выдачу экипажу сигналов предупреждения о снижении самолета до заранее установленной истинной высоты.

8.3.4.1.2. Радиотехническое оборудование измерения малых высот должно обеспечивать выполнение указанных выше функций при всех эксплуатационных значениях углов крена и тангажа, а также при всех возможных конфигурациях самолета.

8.3.4.2. Радиотехническое оборудование посадки.

8.3.4.2.1. Радиотехническое оборудование посадки СП, ILS.

8.3.4.2.1.1. Радиотехническое оборудование посадки должно обеспечи- вать при работе с наземными системами посадки СП и ILS: - определение положения самолета относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем с точностями и до высот, соответствующих посадочному минимуму, установленному для данного самолета; - выдачу информации о положении самолета относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем и об отказах для визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются; - выдачу информации о пролете маркерных радиомаяков (МРМ) в виде визуальной и звуковой сигнализации, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.

Примечания: 1. На самолетах, ожидаемыми условиями эксплуатации которых не предусматривается заход на посадку по курсоглиссадным маякам СП и ILS, определение и выдача информации о положении самолета относительно линии курса и глиссады не являются обязательными.

2. Конструктивное оборудование, обеспечивающее выдачу информации о пролете маркерных маяков в виде визуальной и звуковой сигнализации, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое борто- вое оборудование, может входить как в состав другого оборудования, так и использоваться самостоятельно.

8.3.4.2.1.2. Работоспособность курсового канала радиотехнического оборудования посадки должна обеспечиваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации: - на удалении не менее 45 км при относительной высоте полета над аэродромом 600 м в пределах линейной зоны радиомаяка и отклонении продольной оси самолета в горизонтальной плоскости от направления на радиомаяк до ±20° ; - на удалении не менее 18 км при относительной высоте полета над аэродромом 300 м и отклонении продольной оси самолета в горизонтальной плоскости от направления на радиомаяк до ±90°. При этом чувствительность курсового приемника должна быть не хуже, чем наименьшее из значений Uдоп1 и Uдоп2, рассчитанное по формулам:

где

Uдоп1 - допустимая чувствительность курсового приемника, рассчитанная для удаления 45км (напряженность поля маяка 40 мкВ/м) при ориентации продольной оси самолета в пределах углов ±20° от направления на маяк, мкВ;

Uдоп2 - допустимая чувствительность курсового приемника, рассчитанная для удаления 18км (напряженность поля маяка 90 мкВ/м) при ориентации продольной оси самолета в пределах углов ±90° от направления на маяк, мкВ;

G1 - наименьшее возможное значение коэффициента усиления АФУ относительно полуволнового вибратора в секторе ±20° относительно направления полета в горизонтальной плоскости, определенное по результатам измерений на данном типе самолета, дБ;

G2 - наименьшее возможное значение коэффициента усиления АФУ относительно полуволнового вибратора в секторе ±90° относительно направления полета в горизонтальной плоскости, определенное по результатам измерений на данном типе самолета, дБ;

8.3.4.2.1.3. Работоспособность глиссадного канала радиотехнического оборудования посадки должна обеспечиваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации на удалении не менее 18 км при относительной высоте полета над аэродромом 300 м в пределах ±8° от оси ВПП относительно глиссадного радиомаяка и отклонении продольной оси самолета в горизонтальной плоскости от направления на радиомаяк до ±45° . При этом чувствительность глиссадного приемника должна быть не хуже, чем Uдоп, рассчитанное по формуле:

где

Uдоп - допустимая чувствительность глиссадного приемника, рассчитанная для удаления 18км (напряженность поля маяка 400 мкВ/м) при ориентации продольной оси самолета в пределах углов ±45° от направления на маяк, мкВ;

G - наименьшее возможное значение коэффициента усиления АФУ относительно полуволнового вибратора в секторе ±45° относительно направления полета в горизонтальной плоскости, определенное по результатам измерений на данном типе самолета, дБ;

8.3.4.2.1.4. Качество сигналов отклонения от линии курса и глиссады должно быть таким, чтобы обеспечивалось приемлемое качество пилотиро- вания во всех режимах захода на посадку, принятых для данного самолета.

8.3.4.2.1.5. Сигнализация световая и (или) звуковая при пролете маркерных маяков при заходе на посадку по линиям курса и глиссады должна обеспечиваться в зоне: над дальним МРМ - 600±200 м, над ближним (средним) МРМ - 300±100 м, при угле наклона глиссады от 2,5 до 3°.

8.3.4.2.2. Радиотехническое оборудование посадки MLS.

8.3.4.2.2.1. Радиотехническое оборудование посадки MLS должно обеспечивать при работе с наземными маяками MLS:

- определение положения самолета по азимуту, углу места и дальности относительно соответствующих маяков и определение положения самолета относительно заданной траектории с точностями и до высот, соответствующими посадочному минимуму, установленному для данного самолета;

- выдачу азимутальной, угломестной и дальномерной информации, информации об отклонении от заданной траектории и об отказах для визуальной индикации экипажу и в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются;

- прием разовых команд (запрет перестройки, воздух-земля, взлет- посадка), выдаваемых другими бортовыми системами, необходимых для обеспечения выполнения оборудованием MLS требуемых функций;

- выдачу электрических сигналов об основных и вспомогательных данных, передаваемых маяками MLS, и индикацию основных данных.

Примечание. Устройства индикации могут не входить в состав MLS.

8.3.4.2.2.2. Требование 8.3.4.2.2.1. должно обеспечиваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации при минимальном значении допустимой плотности потока мощности в регламентируемой зоне действия системы.

8.3.4.2.2.3. Качество азимутальных, угломестных и дальномерных сигналов и основных данных должно быть таким, чтобы обеспечивалось приемлемое качество пилотирования во всех режимах захода на посадку, принятых для данного типа самолета. 8.3.4.2.3. Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона.

8.3.4.2.3.1. Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона должно обеспечивать при работе с наземными маяками посадки ДМВ диапазона: - определение положения самолета относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем с точностями и до высот, соответствующих посадочному минимуму, установленному для данного самолета;

- определение дальности самолета до ретранслятора дальномера;

- выдачу информации о положении самолета относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются;

- выдачу информации о дальности в виде электрических сигналов для визуальной индикации экипажу и в другое бортовое оборудование.

8.3.4.2.3.2. Работоспособность курсового канала радиотехнического оборудования посадки ДМВ диапазона должна обеспечиваться на удалении от маяка не менее 45 км при относительной высоте полета над аэродромом 600 м.

8.3.4.2.3.3. Работоспособность глиссадного канала радиотехнического оборудования посадки ДМВ диапазона должна обеспечиваться на удалении от маяка не менее 18 км при относительной высоте полета над аэродромом 300 м.

8.3.4.2.3.4. Работоспособность дальномерного канала радиотехни- ческого оборудования посадки ДМВ диапазона должна обеспечиваться на удалении от маяка не менее 50 км при относительной высоте полета над аэродромом 600 м.

8.3.4.2.3.5. Качество сигналов отклонения от линий курса и глиссады должно быть таким, чтобы обеспечивалась приемлемое качество пилотиро- вания во всех режимах захода на посадку, принятых для данного типа самолета.

8.3.4.3. Радиокомпасы(АРК).

8.3.4.3.1. Радиокомпас совместно с другим оборудованием должен обеспечивать: - получение непрерывного отсчета курсового угла радиостанции (КУР) и выдачу информации об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются

- осуществление полета на радиостанцию и от нее;

- определение пеленга на радиостанцию и от нее;

- выдачу сигналов опознавания наземных радиостанций.

8.3.4.3.2. На удалениях от радиостанции, где напряженность поля сигнала составляет 70 мкВ/м, погрешность по КУР должна быть не более ±3° на курсовых углах радиостанции 0 и 180° и ±5° - на остальных КУР.

8.3.4.3.3. При пролете над приводной радиостанцией зона неустойчивой работы АРК не должна превышать высоты полета (Н).

Примечание. На самолетах, на которых АРК является резервным средством навигации, допускается увеличение зоны неустойчивой работы АРК до 1,5 Н.

8.3.4.4. Радиолокационные ответчики УВД.

8.3.4.4.1. Радиолокационный ответчик УВД при работе со вторичными наземными радиолокаторами на трассах и в зонах аэродромов должен обеспечивать излучение по запросу наземных радиолокаторов кодированного сигнала, содержащего координатный код и информационный код, включающий в себя, как минимум, следующую информацию: номер самолета, высоту полета, сигнал бедствия. Потребные режимы работы ответчика ("УВД" и "RBS") определяются в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации самолета. При установке на самолете адресного ответчика УВД, кроме вышеизло- женного, при работе со вторичными адресными радиолокаторами должны обеспечиваться прием запросных сигналов в адресных форматах и выдача содержащейся в них информации бортовым потребителям, а также соответствующие ответы адресным радиолокаторам с передачей информа- ции от бортовых датчиков в адресных форматах сигналов.

8.3.4.4.2. Дальность действия радиолокационного ответчика УВД должна быть не менее:

где

Д - дальность, км;

H1 - высота установки антенны наземного радиолокатора, м;

H2 - высота полета самолета, м;

0,75 - безразмерный коэффициент;

4,12 - масштабный коэффициент радиогоризонта в км/м

1/2, при работе с вторичными радиолокаторами, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

8.3.4.5. Радиотехническое оборудование ближней навигации (угломер- нодальномерное) дециметрового диапазона.

8.3.4.5.1. Радиотехническое оборудование ближней навигации должно обеспечивать в зоне действия радиомаяков: - определение азимута и дальности самолета относительно маяка с точностью, необходимой для самолетовождения по установленным воздушным коридорам; - выдачу информации об азимуте, дальности и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.4.5.2. Дальность действия радиотехнического оборудования ближней навигации должна быть не менее:

где Д - дальность, км;

H1 - высота установки антенны наземного радиомаяка, м;

H2 - высота полета самолета, м;

0,75 - безразмерный коэффициент;

4,12 - масштабный коэффициент радиогоризонта в км/м

1/2 , на высотах до 9800 м при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

8.3.4.6. Радиотехническое оборудование угломерной системы VOR.

8.3.4.6.1. Радиотехническое оборудование угломерной системы VOR должно обеспечивать в зоне действия радионавигационных маяков:

- определение углового положения самолета относительно маяков угломерной системы VOR с точностью, необходимой для пилотирования самолета по установленным воздушным коридорам совместно с другим оборудованием, в направлениях на маяк и от маяка;

- выдачу информации об угловом положении самолета и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.4.6.2. Дальность действия радиотехнического оборудования угломерной системы VOR должна быть не менее:

где

Д - дальность, км;

H1 - высота установки антенны наземного радиомаяка, м;

H2 - высота полета самолета, м;

0,75 - безразмерный коэффициент;

4,12 - масштабный коэффициент радиогоризонта в км/м

1/2 , в секторе ± 30° от продольной оси самолета и 0,8Д для остальных боковых пеленгов при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность. При этом чувствительность приемника VOR должна быть не хуже, чем наименьшее из значений Uдоп1 и Uдоп2, рассчитаное по формулам:

где: Uдоп1 - допустимая чувствительность приемника VOR, рассчитанная для удаления Д (напряженность поля маяка 90 мкВ/м) при ориентации продольной оси самолета в пределах углов ±30° от направления на маяк, мкВ;

Uдоп2 - допустимая чувствительность приемника VOR, рассчитанная для удаления 0,8Д (напряженность поля маяка 225 мкВ/м) при ориентации продольной оси самолета за пределами углов ±30° от направления на маяк, мкВ;

G1 - наименьшее возможное значение коэффициента усиления АФУ относительно полуволнового вибратора в секторе ±30° относительно продольной оси самолета, определенное по результатам измерений на данном типе самолета, дБ;

G2 - наименьшее возможное значение коэффициента усиления АФУ относительно полуволнового вибратора в секторе ±180° относительно продольной оси самолета, определенное по результатам измерений на данном типе самолета, дБ.

8.3.4.7. Радиотехническое оборудование дальномерной системы DME.

8.3.4.7.1. Радиотехническое оборудование дальномерной системы DME должно обеспечивать: - определение дальности самолета относительно маяков системы с точностью, необходимой для пилотирования самолета по установленным воздушным коридорам совместно с другим оборудованием; - выдачу информации о дальности и об отказах в виде визуальной индикации экипажу на собственный индикатор и (или) на пилотажно-навигационные приборы, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.4.7.2. Дальность действия радиотехнического оборудования дальномерной системы DME должна быть не менее:

где:

Д - дальность, км;

H1 - высота установки антенны наземного радиомаяка, м;

H2 - высота полета самолета, м;

0,75 - безразмерный коэффициент;

4,12 - масштабный коэффициент радиогоризонта в км/м

1/2, на высотах до 9800 м при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

8.3.4.8. Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС).

Доплеровские измерители при полете на высотах не менее 10 м над любой поверхностью (в том числе над водной поверхностью при волнении 2 балла) и при эволюциях самолета с эксплуатационными значениями углов крена и тангажа совместно с другим оборудованием должны обеспечивать:

- определение путевой скорости и угла сноса самолета с требуемыми точностью и диапазонами их значений;

- выдачу информации о путевой скорости, угле сноса и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

Примечание. Допускаются переходы ДИСС в режим "Память" при углах крена более 30°.

8.3.4.9. Радиолокационное метеонавигационное оборудование.

8.3.4.9.1. Радиолокационное метеонавигационное оборудование совместно с другим оборудованием должно обеспечивать:

- получение и отображение информации об опасных метеообразованиях на экранах устройств отображения информации (индикаторе радиолока- ционного метеонавигационного оборудования или системы экранной индикации) на расстоянии, достаточном для их обхода на безопасном удалении, а при прерывании отображения (вне зависимости от режима работы оборудования)

- сигнализацию о наличии опасных метеообразований в заданной зоне в направлении полета самолета;

- определение углового положения и расстояния до наблюдаемых наземных ориентиров или метеообразований;

- выдачу информации об отказах оборудования в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.4.9.2. Отображаемая информация о метеообразованиях должна давать представление об их взаимном местоположении в плоскости визирования, а информация о земной поверхности - позволять производить распознавание наземных ориентиров.

8.3.4.9.3. Устройства отображения информации должны быть сконструированы и установлены таким образом и в таком месте, чтобы обеспечивалась возможность использования информации радиолокационного метеонавигационного оборудования первым и вторым пилотами в любых возможных условиях освещенности в кабине экипажа.

8.3.4.10. Радиотехническое оборудование дальней навигации. Радиотехническое оборудование дальней навигации совместно с другим оборудованием должно обеспечивать в зоне действия наземных радиомаяков:

- определение местоположения самолета с точностью, необходимой для самолетовождения по установленным воздушным коридорам;

- выдачу информации о местоположении самолета и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.4.11. Радиотехническое оборудование спутниковой навигации. Радиотехническое оборудование спутниковой навигации совместно с другим оборудованием должно обеспечивать:

- определение географических координат самолета с точностью, необходимой для самолетовождения по установленным воздушным коридорам;

- выдачу информации о географических координатах и об отказах в виде визуальной индикации экипажу, а также в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются.

8.3.5. Антенно-фидерные устройства (АФУ). Требования 8.3.5 распространяются на все установленные на самолете АФУ радиотехнического оборудования навигации, посадки и управления воздушным движением, а также на обтекатели антенн (в части их свойств, влияющих на характеристики АФУ).

8.3.5.1. Общие требования к антенно-фидерным устройствам.

8.3.5.1.1. Конструкция АФУ должна обеспечивать механическую прочность, соответствующую ожидаемым условиям эксплуатации самолета и месту их размещения.

8.3.5.1.2. При размещении антенн на самолете должны быть предус- мотрены меры против повреждения выступающих антенн в процессе наземного обслуживания самолета.

8.3.5.1.3. Диэлектрические элементы АФУ и обтекатели антенн, входящие в конструкцию самолета, должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на самолете таким образом, чтобы во всех ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось требуемое качество функционирования связанного с АФУ оборудования и параметры АФУ соответствовали требованиям 8.3.5.

8.3.5.1.4. Переходное сопротивление между фланцами крепления антенн и корпусом самолета должно быть не более 600 мкОм. При наличии дополнительных установочных элементов суммарная величина переходного сопротивления между фланцем антенны и корпусом самолета должна быть не более 2000 мкОм.

8.3.5.1.5. Сопротивление изоляции АФУ при температуре не выше +35 °С и относительной влажности не более 80% должно быть не менее 20 МОм, а во всех остальных ожидаемых условиях эксплуатации не менее 1 МОм (при рабочем напряжении АФУ не выше 0,4 кВ).

8.3.5.1.6. Конструкция и размещение на самолете соединений антенны с фидерным трактом и аппаратурой должны обеспечивать возможность расстыковки и подключения измерительной аппаратуры.

8.3.5.1.7. Конструкция и размещение антенн, включая обтекатели, должны обеспечивать нормальное функционирование подключенной к ним аппаратуры при работе в условиях обледенения.

8.3.5.1.8. При конструировании и размещении антенн должны быть приняты необходимые меры по их защите от статического электричества.

8.3.5.1.9. При конструировании АФУ и их размещении на самолете должны быть приняты необходимые меры по их защите от ударов молнии, исключающие возможность возникновения аварийной или катастрофической ситуации.

8.3.5.1.10. АФУ должны быть сконструированы и размещены на самолете таким образом, чтобы обеспечивались необходимые развязки между передающими и приемными АФУ, при этом рекомендуется, чтобы: - развязка между АФУ радиотехнического оборудования посадки, а также угломерной системы VOR и АФУ радиостанции МВ диапазона на рабочих частотах была не менее 35 дБ; - для антенн радиовысотомера малых высот расстояние между центрами приемной и передающей антенн (Д) было не менее 1 м при соблюдении условия Ha ? 1,37Д, где Ha - высота установки антенны над землей в момент касания шасси ВПП при посадке самолета. Допускается уменьшение Д до 0,6 метра при обеспечении выполнения требований п.8.3.4.1.

8.3.5.2. Требования к АФУ радиотехнического оборудования измерения малых высот.

8.3.5.2.1. Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 4200-4400 МГц.

8.3.5.2.2. Для обеспечения работы оборудования в соответствии с требованиями

8.3.4.1 АФУ радиотехнического оборудования измерения малых высот должны быть размещены таким образом, чтобы: - отклонение плоскостей раскрывов антенн от горизонтальной плоскости самолета не превышало 5°; - в телесном угле раскрывов антенн с плоским углом при вершине не менее 90° отсутствовали выступающие элементы конструкции; - поляризация передающей и приемной антенн каждого комплекта совпадала; - при наличии двух радиовысотомеров поляризация одноименных антенн должна быть взаимно ортогональна.

8.3.5.3. Требования к курсовым АФУ радиотехнического оборудования посадки ILS, СП.

8.3.5.3.1. Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 108-112 МГц.

8.3.5.3.2. Коэффициент стоячей волны по напряжению (КСВН) на входе АФУ должен быть не более 5.

8.3.5.3.3. Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости в переднем секторе ± 90° относительно продольной оси самолета должна быть не более 12 дБ.

Примечания:

1.Рекомендуется, чтобы коэффициент усиления АФУ в горизонтальной плоскости в направлении полета по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора был не менее -10 дБ при наличии одного или двух выходов и не менее -13 дБ при наличии трех выходов (с учетом затухания в фидерном тракте не более 1 дБ).

2.При работе АФУ, имеющего один выход, с двумя или более приемниками выходом АФУ считается точка подключения фидера к общему входу приемников.

8.3.5.3.4. Поляризация поля должна быть преимущественно горизон- тальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны по отношению к горизонтальной составляющей в направлении вперед вдоль продольной оси самолета должно быть не менее 10 дБ.

8.3.5.3.5. При наличии у антенны двух или трех выходов развязка между выходами АФУ должна быть не менее 6 дБ.

Примечание. При использовании курсовой антенны на самолете в качестве антенны угломерной системы VOR она должна также удовлетворять требованиям 8.3.5.10.

8.3.5.4. Требования к глиссадным АФУ радиотехнического оборудования посадки ILS, СП.

8.3.5.4.1. Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 328,6 - 335,4 МГц.

8.3.5.4.2. Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть не более 5.

8.3.5.4.3. Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости в переднем секторе ± 45° относительно продольной оси самолета должна быть не более 6 дБ.

Примечания:

1.Рекомендуется, чтобы коэффициент усиления АФУ в горизонтальной плоскости в направлении полета по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора был не менее минус 12 дБ при наличии одного или двух выходов и не менее минус 15 дБ при наличии трех выходов (с учетом затухания фидерного тракта не более 2 дБ).

2. При работе АФУ, имеющего один выход, с двумя или более приемниками выходом АФУ считается точка подключения фидера к общему входу приемников.

8.3.5.4.4. Поляризация поля должна быть преимущественно горизон- тальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны по отношению к горизонтальной составляющей в направлении вперед вдоль продольной оси самолета должно быть не менее 10 дБ.

8.3.5.4.5. При наличии у антенны двух или трех выходов развязка между выходами АФУ должна быть не менее 6 дБ.

8.3.5.4.6. Антенна должна быть размещена на самолете таким образом, чтобы обеспечивалось безопасное расстояние от самой нижней точки самолета до препятствий или поверхности земли при снижении по глиссаде в процессе захода на посадку во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

8.3.5.5. Требования к маркерным АФУ радиотехнического оборудова- ния посадки.

8.3.5.5.1 Рабочая частота маркерных АФУ должна составлять 75±0,1 МГц. Поляризация поля - горизонтальная.

8.3.5.5.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть не более 5.

8.3.5.5.3 Маркерная антенна должна быть размещена на самолете таким образом, чтобы обеспечивался обзор нижней полусферы.

8.3.5.6. Требования к АФУ радиокомпасов.

8.3.5.6.1 Требования к ненаправленной антенне, входящей в конструкцию самолета.

8.3.5.6.1.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 0,15- 1,75МГц.

8.3.5.6.1.2 Действующая высота ненаправленной антенны должна быть не менее 0,1 м.

8.3.5.6.1.3 Емкость ненаправленной антенны должна быть не менее 24 пФ.

8.3.5.6.1.4 Ненаправленная антенна должна быть размещена на самолете таким образом, чтобы обеспечивалась индикация момента пролета приводной радиостанции с требуемой точностью.

8.3.5.6.1.5 Ненаправленная и рамочная антенны должны быть размещены таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение требований, изложенных в 8.3.4.3.

8.3.5.6.2 Требования к блоку совмещенных антенн, входящему в комплект поставки АРК.

8.3.5.6.2.1 Диапазон рабочих частот должен составлять 0,15 - 1,75 МГц.

8.3.5.6.2.2 Для обеспечения работы оборудования в соответствии с требованиями

8.3.4.3 блок совмещенных антенн АРК должен быть размещен таким образом, чтобы: - обеспечивалась отметка момента пролета приводной радиостанции с требуемой точностью; - выполнялись требования к размещению блока совмещенных антенн на самолете, изложенные в ЭД на радиокомпас.

8.3.5.7 Требования к АФУ радиолокационных ответчиков для режима "УВД".

8.3.5.7.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять: - в приемном режиме: 837,5 ±4 МГц, поляризация поля горизонтальная; 1030 ± 3 МГц, поляризация поля вертикальная; - в передающем режиме: 740 ± 3 МГц, поляризация поля горизонтальная.

8.3.5.7.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению АФУ должен быть: - в диапазоне 837,5 ± 4 МГц не более 5; - в диапазоне 1030 ± 3 МГц не более 2; - в диапазоне 740 ± 3 МГц не более 2,5.

8.3.5.7.3 Зона видимости АФУ, определенная на удалении 75% дальности действия ответчика, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при эксплуатационных углах крена и тангажа. Примечание. Допускаются отдельные случайные пропадания отметки самолета на время одного-двух оборотов антенны наземного радиолокатора, при частоте вращения не менее 6 об/мин.

8.3.5.8 Требования к АФУ радиолокационных ответчиков для режима "RBS".

8.3.5.8.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять: - в приемном режиме - 1030 ± 3 МГц; - в передающем режиме - 1090 ± 3 МГц. Поляризация поля - вертикальная.

8.3.5.8.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению АФУ должен быть не более 2.

8.3.5.8.3 Зона видимости АФУ, определенная на удалении 75% дальности действия ответчика, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при эксплуатационных углах крена и тангажа.

Примечание. Допускаются отдельные случайные пропадания отметки самолета на время одного-двух оборотов антенны наземного радиолокатора при частоте вращения не менее 6 об/мин.

8.3.5.8.4 Затухание в фидере между антенной и радиолокационным ответчиком должно быть не более 5 дБ.

8.3.5.9 Требования к АФУ радиотехнического оборудования ближней навигации (угломерно-дальномерного) дециметрового диапазона.

8.3.5.9.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять:

- в приемном режиме

- 873,6 - 1000,5 МГц;

- в передающем режиме - 726 - 813 МГц; Поляризация поля - горизонтальная.

8.3.5.9.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть:

- в приемном диапазоне не более 5;

- в передающем диапазоне не более 2,5.

8.3.5.9.3 Зона видимости АФУ, определенная на расстоянии 75% дальности прямой видимости от радиомаяка, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при полете с нулевыми кренами. Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости должна быть не более 12 дБ.

Примечания:

1.При установке на самолете двухантенного АФУ допускаются отдельные интерференционные провалы в боковых направлениях 90±40° и 270±40° , не влияющие на работу оборудования.

2.Если на самолете установлено АФУ, состоящее из нескольких антенн, поочередно подключаемых к аппаратуре с помощью специального коммутирующего устройства, то процесс переключения не должен нарушать нормальной работы оборудования.

3.При использовании АФУ радиотехнического оборудования ближней навигации в качестве АФУ радиотехнического оборудова- ния посадки дециметрового диапазона оно должно также удовлетворять требованиям п. 8.3.5.17.

8.3.5.10 Требования к АФУ радиотехнического оборудования угломерной системы VOR.

8.3.5.10.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 108 - 117,975 МГц.

8.3.5.10.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ не должен превышать 5.

8.3.5.10.3 Диаграмма направленности АФУ в горизонтальной плоскости должна быть всенаправленной. Неравномерность диаграммы направленности должна быть не более 20 дБ.

Примечания:

1.Рекомендуется, чтобы коэффициент усиления АФУ в горизонтальной плоскости в направлении продольной оси самолета по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора был не менее -12 дБ при наличии у АФУ одного выхода (с учетом затухания фидерного тракта не более 3 дБ).

2. При работе АФУ, имеющего один выход с двумя или более приемниками, выходом АФУ считается точка подключения фидера к общему входу приемников.

8.3.5.10.4 Поляризация поля должна быть преимущественно горизон- тальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны в направле- нии продольной оси самолета по отношению к горизонтальной составляющей должно быть не менее 10 дБ.

Примечание. При использовании навигационной антенны угломерной системы VOR в качестве курсовой антенны радиотехнического оборудования посадки она должна также удовлетворять требованиям 8.3.5.3.

8.3.5.11 Требования к АФУ радиотехнического оборудования дально- мерной системы DME.

8.3.5.11.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 962 - 1215 МГц. Поляризация поля - вертикальная.

8.3.5.11.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть не более 2.

8.3.5.11.3 Зона видимости АФУ, определенная на расстоянии 75% дальности прямой видимости от радиомаяка, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при полете с углом крена, равным нулю.

8.3.5.11.4 Затухание в фидере между антенной и радиодальномером должно быть не более 5 дБ.

8.3.5.12 Требования к АФУ доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса.

8.3.5.12.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 13325 ± 75 МГц.

8.3.5.12.2 Для обеспечения работы доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса в соответствии с требованиями

8.3.4.6 АФУ должно размещаться в нижней части фюзеляжа таким образом, чтобы:

- в рабочей зоне лучей приемной и передающей антенн при любых конфигурациях самолета не находились выступающие элементы конструкции самолета;

- в непосредственной близости от АФУ не находились агрегаты с незакрытыми движущимися деталями;

- при наличии диэлектрического обтекателя, входящего в конструкцию самолета, обеспечивалась необходимая развязка между приемной и передающей антеннами.

8.3.5.13 Требования к АФУ радиолокационного метеонавигационного оборудования.

8.3.5.13.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 9345 ± 30 МГц.

8.3.5.13.2 Для обеспечения работы радиолокационного метеонавигаци- онного оборудования в соответствии с требованиями 8.3.4.9 антенна должна быть размещена таким образом, чтобы обеспечивался обзор в заданном секторе.

8.3.5.14 Требования к АФУ оборудования дальней навигации.

8.3.5.14.1 Требования к антенне аппаратуры дальней навигации, не входящей в комплект поставки АДН.

8.3.5.14.1.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 10 - 130кГц.

8.3.5.14.1.2 Поляризация поля - вертикальная.

8.3.5.14.1.3 Действующая высота ненаправленной антенны должна быть не менее 0,3 м, емкость - не менее 100 пФ, паразитная емкость не более 10 пФ. Допускается действующая высота ненаправленной антенны более 0,1 метра при выполнении требований п.8.3.4.10.

8.3.5.14.1.4 Антенна должна быть размещена в верхней или нижней- части фюзеляжа в плоскости симметрии самолета.

8.3.5.14.2 Требования к блоку антенны, входящему в комплект поставки аппаратуры дальней навигации (АДН).

8.3.5.14.2.1 Диапазон рабочих частот должен составлять 10 - 130 КГц.

8.3.5.14.2.2 Для обеспечения работы оборудования в соответствии с требованиями п.8.3.4.10 блок антенны АДН должен быть размещен сверху или снизу фюзеляжа и ориентирован в направлении полета в горизонталь- ном положении таким образом, чтобы выполнялись требования к размеще- нию, включая выбор места установки блока антенн, изложенные в ЭД на оборудование АДН.

8.3.5.15 Требования к АФУ радиотехнического оборудования посадки MLS.

8.3.5.15.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 5031 - 5090,7 МГц. Поляризация поля - вертикальная.

8.3.5.15.2 Для обеспечения работы оборудования в соответствии с требованиями п.8.3.4.2.2 АФУ должны быть размещены на самолете таким образом, чтобы обеспечивались требуемые зоны обзора.

8.3.5.15.3 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть не более 2.

8.3.5.16. Требования к АФУ оборудования спутниковой навигации.

8.3.5.16.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять 1602 - 1616 МГц и/или 1573,41 - 1577,41 МГц.

8.3.5.16.2 Для обеспечения работы оборудования спутниковой навигации в соответствии с требованиями 8.3.4.11 антенна должна быть размещена таким образом, чтобы обеспечивался обзор верхней полусферы в заданном секторе.

8.3.5.17 Требования к АФУ радиотехнического оборудования посадки дециметрового диапазона.

8.3.5.17.1 Диапазон рабочих частот АФУ должен составлять: - в приемном режиме 905,1 - 966,9 МГц; - в передающем режиме 772,0 - 808,0 МГц. Поляризация поля - горизонтальная.

8.3.5.17.2 Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть: - в приемном режиме - не более 5; - в передающем режиме - не более 2,5.

8.3.5.17.3 Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости в переднем секторе ±90° относительно продольной оси самолета должна быть не более 12 дБ. При этом максимум диаграмм направленности должен находиться в пределах указанного сектора.

Примечания: 1.При использовании АФУ радиотехнического оборудования посадки дециметрового диапазона в качестве АФУ радиотехническо- го оборудования ближней навигации оно должно удовлетворять требованиям п.8.3.5.9. 2. Если на самолете установлено АФУ состоящее из нескольких антенн, поочередно подключаемых к аппаратуре с помощью специального коммутирующего устройства, то процесс переключения не должен нарушать нормальной работы оборудования.

Д23F.8.4. РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ (РСО)

8.4.2. Общие требования.

8.4.2.1. Радиосвязное оборудование в зависимости от его состава и ОУЭ сертифицируемого самолета должно обеспечивать выполнение следующих функций:

- двустороннюю связь в пределах прямой радиовидимости с диспетчер- ской службой каждого аэродрома, на котором предусматривается совершить взлет или посадку и в диспетчерской зоне которого находится самолет;

- двустороннюю связь в любой момент полета, по крайней мере, с одной наземной авиационной радиостанцией;

- прием в любой момент полета метеорологических сводок или специальных извещений, передаваемых метеослужбами или диспетчерскими службами аэродромов по трассе полета;

- оперативную связь в любой момент полета между всеми членами экипажа;

- оповещение пассажиров в полете;

- обеспечение речевой информации об особой ситуации при установке на самолете аппаратуры речевой информации;

- обеспечение связи после посадки самолета вне аэродрома или подачу сигнала для привода поисково-спасательных средств.

8.4.2.3. Должна быть предусмотрена работа от аварийных источников электропитания следующих видов радиосвязного оборудования: - аппаратуры внутренней связи;

- аппаратуры речевой информации об особой ситуации; - радиостанции МВ диапазона.

8.4.3. Состав радиосвязного оборудования.

Состав РСО определяется исходя из ОУЭ сертифицируемого самолета.

8.4.4. Требования к радиосвязному оборудованию.

8.4.4.1. Радиостанции МВ диапазона.

8.4.4.1.1. Радиостанции МВ диапазона должны обеспечивать в пределах дальности действия оперативную связь непосредственно между экипажем и диспетчерскими службами УВД в телефонном режиме.

8.4.4.1.2. Качество двусторонней связи бортовых радиостанций с наземной радиостанцией на стоянке, при движении по аэродрому и при полете в зоне аэродрома должно быть не хуже 4 баллов по пятибалльной шкале.

8.4.4.1.3. Дальность двусторонней радиосвязи на курсовых углах 0±30° и 180±30° при горизонтальном положении самолета должна быть не менее 80% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже трех баллов по пятибалльной шкале.

Примечание. Значение эффективного радиогоризонта вычисляется по формуле:

где

Д - эффективный радиогоризонт при стандартном коэффициенте рефракции, км;

Н1 - высота подъема антенны наземной радиостанции, м;

Н2 - высота полета самолета, м.

8.4.4.1.4. Дальность двусторонней радиосвязи при любых курсовых углах, кроме указанных в 8.4.4.1.3 при горизонтальном положении самолета должна быть не менее 65% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже 3 баллов по пятибалльной шкале.

8.4.4.1.5. Дальность двусторонней радиосвязи в нормальном режиме набора высоты и снижения, а также при максимальных кренах крейсерского полета должна быть не менее 60% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже 3 баллов по пятибалльной шкале.

Примечание. Для самолетов с крейсерской высотой полета более чем 6000 м допускается выполнение требований 8.4.4.1.3 - 8.4.4.1.5 по дальности радиосвязи на любой высоте полета, но не менее чем на высоте 6000 м.

8.4.4.2. Радиостанции КВ диапазона.

8.4.4.2.1. Радиостанции КВ диапазона должны обеспечивать связь экипажа самолета со службой (пунктами) управления воздушным движени- ем в случаях, когда связь через радиостанции МВ диапазона не может быть осуществлена.

8.4.4.2.2. Дальность радиосвязи должна быть не менее 60% максимальной дальности полета самолета при качестве связи не хуже 3 баллов по пятибалльной шкале.

Примечание. Надежность связи обеспечивается комплексом организационно-технических мероприятий (прогнозирование частот связи, использование разнесенных наземных центров связи и т.д.).

8.4.4.3. Радиостанции СВ диапазона. Радиостанции СВ диапазона должны обеспечивать в полярных широтах связь экипажей со службой УВД в случаях, когда связь через радиостанции МВ и КВ диапазонов не может быть осуществлена.

8.4.4.4. Аппаратура внутренней связи авиационная (АВСА).

8.4.4.4.1. АВСА совместно с авиагарнитурами, микротелефонными трубками и громкоговорителями должна обеспечивать внутреннюю телефонную связь между всеми членами экипажа, в том числе с бортпровод- никами (если в составе экипажа имеются бортпроводники), выход на внешнюю двустороннюю связь через бортовые радиостанции, прием сигналов специального назначения, подключение аппаратуры записи переговоров, оповещение пассажиров в салоне на любых режимах полета с рабочих мест летчиков и бортпроводников, в том числе при рулении и на стоянке самолета.

8.4.4.4.2. Качество внутренней связи между всеми членами экипажа на земле и на всех этапах полета должно быть не хуже четырех баллов по пятибалльной шкале.

8.4.4.4.3. Качество оповещения пассажиров на всех этапах полета, в том числе при рулежке и на стоянке самолета, должно быть не хуже 4 баллов по пятибалльной шкале.

8.4.4.5. Авиагарнитуры членов экипажа.

8.4.4.5.1. Авиагарнитуры членов экипажа должны обеспечивать совместно с АВСА и радиостанциями внутреннюю и внешнюю связь в условиях окружающего акустического шума.

8.4.4.6. Аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки.

8.4.4.6.1. Аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки МВ диапазона должны обеспечивать передачу сигналов для привода поисковос- пасательных средств к месту аварии. Аварийно-спасательные радиостанции МВ диапазона должны также обеспечивать радиосвязь членов экипажа потерпевшего аварию самолета и поисковоспасательных средств.

8.4.4.6.2. Аварийно-спасательные радиостанции КВ диапазона должны обеспечивать передачу сигналов бедствия и связь членов экипажа потерпев- шего аварию самолета с наземными пунктами и поисковоспасательными средствами.

8.4.4.6.3. Аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки должны быть легкосъемными и размещены в местах, удобных для быстрого снятия при аварийной эвакуации.

8.4.4.7. Аппаратура речевой информации об особой ситуации.

8.4.4.7.1 Аппаратура речевой информации об особой ситуации должна обеспечивать автоматическое речевое оповещение экипажа путем передачи стандартного сообщения, из числа предварительно записанных на носителе информации.

8.4.4.7.2. Разборчивость речевой информации должна быть не хуже 4 баллов по пятибалльной шкале на всех этапах полета (на фоне других сообщений внутренней или внешней связи допускается ухудшение разборчивости при условии выполнения требований, предъявляемых к звуковой сигнализации в 8.9.4.).

8.4.5. Антенно-фидерные устройства (АФУ). Настоящие требования распространяются на все установленные на самолете АФУ радиосвязного оборудования, а также на обтекатели антенн (в части их свойств, влияющих на характеристики АФУ). 8.4.5.1. Общие требования к антенно-фидерным устройствам.

8.4.5.1.1. Конструкция АФУ должна обеспечивать механическую прочность, соответствующую ожидаемым условиям эксплуатации самолета и месту их размещения.

8.4.5.1.2. При размещении антенн на самолете должны быть предус- мотрены меры против повреждения выступающих антенн в процессе наземного обслуживания самолета.

8.4.5.1.3. Диэлектрические элементы АФУ и обтекатели антенн, входящие в конструкцию самолета, должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на самолете таким образом, чтобы во всех ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось требуемое качество функционирования связанного с АФУ оборудования и параметры АФУ соответствовали требованиям раздела (8.4.5).

8.4.5.1.4. Переходное сопротивление между фланцами крепления антенн и корпусом самолета должно быть не более 600 мкОм. При наличии дополнительных установочных элементов суммарная величина переходного сопротивления между фланцами антенны и корпусом самолета должна быть не более 2000 мкОм.

8.4.5.1.5. Сопротивление изоляции АФУ при температуре не выше +35 °С и относительной влажности не более 80% должно быть не менее 20 МОм, а во всех остальных ожидаемых условиях эксплуатации не менее 1 МОм при рабочем напряжении не более 0,4 кВ и не менее 2 МОм на каждый полный или неполный киловольт при рабочем напряжении АФУ более 0,4 кВ.

Примечание. Допускается снижение сопротивления изоляции до 1 МОм, если обеспечивается соответствие оборудования требованиям 8.4.

8.4.5.1.6. Конструкция и размещение на самолете соединений антенны с фидерным трактом и аппаратурой должны обеспечивать возможность расстыковки и подключения измерительной аппаратуры.

8.4.5.1.7. Конструкция и размещение антенн, включая обтекатели, должны обеспечивать нормальное функционирование подключенной к ним аппаратуры при работе в условиях обледенения.

8.4.5.1.8. При конструировании и размещении антенн должны быть приняты необходимые меры по их защите от статического электричества.

8.4.5.1.9. При конструировании и размещении антенн должны быть предусмотрены необходимые меры по их защите от ударов молнии.

8.4.5.1.10. АФУ должны быть сконструированы и размещены на самолете таким образом, чтобы между ними обеспечивались необходимые развязки. Рекомендуется, чтобы развязки на рабочих частотах составляли:

- не менее 35 дБ между АФУ радиостанций МВ диапазона;

- не менее 35 дБ между АФУ радиостанций МВ диапазона и курсовым АФУ радиотехнического оборудования посадки (АФУ радиотехнического оборудования угломерной системы VOR). 8.4.5.2. Требования к АФУ радиостанций МВ диапазона.

8.4.5.2.1. Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе АФУ должен быть не более 3.

8.4.5.2.2. КПД фидера питания, соединяющего антенну с радиостанцией, должен быть не менее 0,5.

Примечание. В случае, если дальность и качество связи обеспечи- ваются, КПД фидера питания не нормируется.

8.4.5.2.3. Неравномерность распределения вертикальной составляющей поля в горизонтальной плоскости не должна превышать 12 дБ.

Примечание. Допускается увеличение неравномерности на курсовых углах 90±60° и 270±60° в секторах, имеющих ширину не более 10° на уровне -14 дБ от максимума диаграммы направленности, если при этом выполняются требования 8.4.4.1.4

8.4.5.3. Требования к АФУ радиостанций КВ и СВ диапазонов.

8.4.5.3.1. Антенны и антенные согласующие устройства (АСУ) должны обеспечивать настройку радиостанций во всем рабочем диапазоне частот в полете и на земле.

8.4.5.3.2. АСУ должны размещаться в непосредственной близости от антенны. Длина антенного ввода должна быть:

- не более 1 м для антенн емкостного типа;

- не более 0,25 м для антенн индуктивного типа.

Примечание. Антенным вводом считается находящаяся под металли- ческой обшивкой самолета часть проводника, соединяющего АСУ и возбудитель антенны.

8.4.5.3.3. Антенный ввод должен быть надежно изолирован и закреплен, чтобы исключить возможность прикосновения к металлическим частям конструкции и нарушения изоляции ввода в процессе полета.

8.4.5.3.4. Конструкция элементов передающих АФУ должна обеспечи- вать работу установленного на самолете передатчика без коронирования и электрических пробоев.

8.4.5.3.5. Должно быть показано, что требования, приведенные в 8.4 для КВ и СВ связи, выполняются при замене комплекта радиостанции и (или) элементов АФУ с учетом рекомендаций, изложенных в эксплуатационной документации на самолет.

Д23F.8.5.1. ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ (А)

Лабораторные испытания систем электроснабжения проводятся в следующих условиях:

(1) Испытания должны проводиться на макете системы электро- снабжения, имеющем то же генерирующее оборудование, что и самолет, при безотказной работе оборудования и при имитации отказов;

(2) Оборудование стенда должно имитировать электрические характеристики распределительной сети и нагрузки, создаваемые приемни- ками электроэнергии, до такой степени, которая необходима для получения достоверных результатов испытаний;

(3) Лабораторные приводы генераторов должны имитировать первичные приводы самолета в части, касающейся их реакции на нагрузку генератора, в том числе на нагрузку, вызванную отказами; и

(4) Образец каждого типа бортового электрооборудования, используемого на стенде, должен пройти испытания на соответствие требованиям распространяемых на него стандартов и технических условий.

(В) В тех случаях, когда невозможно достаточно точно воспроизвести на стенде условия полета при лабораторных испытаниях или при наземных испытаниях на самолете, должны проводиться летные испытания.

Д23F.8.7. КОМПОНОВКА КАБИНЫ ЭКИПАЖА

8.7.1.4. Рабочее место летчика должно иметь средства, обеспечиваю- щие контроль положения его глаз в условном положении на линии визирования.

8.7.1.5. Все надписи в кабине должны располагаться у тех элементов (рукояток, тумблеров и др.), к которым они относятся, и быть хорошо видимы и различимы днем и ночью в зависимости от ОУЭ. Текстовые сокращения надписей не должны допускать неоднозначность толкования их смысла.

8.7.2.2. Наиболее часто используемые органы управления, в том числе органы управления, используемые во время наиболее сложных этапов полета (например для пилотов - при заходе на посадку и посадке), а также в сложной и аварийной ситуациях должны располагаться в наилучших с точки зрения досягаемости и обзора, зонах рабочей области каждого члена экипажа. При этом расположение органов управления должно быть выбрано так, чтобы на этапах взлета, захода на посадку, посадки и ухода на второй круг для выполнения действий по РЛЭ пилотам не требовалась смена рук на штурвалах. Для случаев, когда кресла пилотов располагаются рядом, органы управления, установленные на рукоятках штурвала второго пилота, должны располагаться "зеркально" относительно органов управления на рукоятках штурвала первого пилота.

8.7.2.5. Расположение органов управления, форма и размеры их рукояток должны обеспечивать быстрое их опознавание и безошибочные действия во всех режимах полета и особых ситуациях.

8.7.2.10. Рукоятки органов управления, приводимые в действие вращательным движением, должны перемещаться по часовой стрелке из выключенного положения до полностью включенного (кроме гидравличес- ких, кислородных и воздушных кранов).

8.7.3.2. Вибрация приборной доски не должна затруднять считывание показаний приборов на всех этапах полета.

8.7.3.3. Места для установки приборов и сигнализаторов на рабочих местах членов экипажа должны быть выбраны с учетом степени важности выдаваемой ими информации. При этом могут использоваться: - группировка по степени относительной важности (значимости) для безопасности полета (например, размещение основных пилотажнонавигаци- онных приборов в верхней и средней зонах приборной доски пилота), - группировка по функциональному назначению, т.е. по принадлежнос- ти к одной функциональной системе (например, размещение рядом приборов, контролирующих работу силовой установки), - группировка по времени использования, т.е. использования в полете или на земле, на отдельных этапах полета, в определенной временной последовательности и т.д.

8.7.3.5.4. Резервный авиагоризонт должен размещаться в правой верхней части приборной доски первого пилота, вблизи основного прибора, показывающего пространственное положение самолета, либо в верхней части средней приборной доски пилотов и должен быть виден второму пилоту.

8.7.3.6. Основные приборы контроля силовой установки должны размещаться на средней приборной доске пилотов компактной группой. При этом взаимное размещение их в группе должно соответствовать расположению двигателей на самолете: - приборы, контролирующие одинаковые параметры работы разных двигателей, должны размещаться в одном горизонтальном ряду в порядке расположения двигателей на самолете - слева направо; - приборы, контролирующие разные параметры работы одного двигателя, должны размещаться в одном вертикальном ряду, в порядке значимости контролируемых параметров - сверху вниз. Примечание. При использовании комбинированных приборов они должны размещаться таким образом, чтобы исключить возможные ошибки определения, к какому двигателю относится данный индикатор или араметр.

8.7.3.11. Аварийные светосигнальные устройства должны быть размещены так, чтобы они были видны из основного рабочего положения члена экипажа. Предупреждающие светосигнальные устройства, а также центральный сигнальный огонь (ЦСО) должны быть размещены в зоне удобного обзора с рабочих мест соответствующих членов экипажа, при этом допускается изменение положения головы.

8.7.3.12. ЦСО и аварийные светосигнальные устройства должны быть размещены идентично на приборных досках первого и второго пилотов. Допускается центральные сигнальные огни размещать в верхней части средней приборной доски.

Д23F.8.8 СРЕДСТВА ИНДИКАЦИИ И СИГНАЛИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ РАБОТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ (ВСУ) С ГАЗОТУРБИННЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ.

8.8.3. Требования к составу средств индикации и сигнализации параметров работы силовой установки.

8.8.3.1. Для контроля работы силовой установки с ГТД в дополнение к 23.1305(с) должны быть установлены следующие средства сигнализации:

8.8.3.1.7. Превышение допустимого уровня вибрации каждого двигателя. 8.8.3.1.9. Превышение допустимого значения частоты вращения роторов.

8.8.3.1.10. Превышение допустимого значения температуры газа.

8.8.3.1.14. Минимального остатка масла в масляном баке.

8.8.3.1.16. Появления стружки в масле каждого двигателя, если это необходимо для обеспечения эксплуатации двигателя в полете в пределах ограничений оговоренных в РЭ на двигатель.

8.8.3.1.20. Работы подкачивающих и перекачивающих насосов, кранов перекрестного питания и перекрывных ( пожарных ) устройств.

8.8.3.1.22. Помпажа каждого двигателя, если это необходимо для обеспечения эксплуатации двигателя в полете и на земле в пределах ограничений оговоренных в РЭ на двигатель.

8.8.3.3. На самолетах с турбовинтовыми двигателями в дополнение к 23.1305(е) и 8.8.3.1. должны быть установлены средства сигнализации флюгирования воздушного винта каждого двигателя, оборудованного системой автоматического флюгирования.

8.8.4. Требования к составу средств индикации и сигнализации параметров работы ВСУ.

8.8.4.1. Состав средств индикации и сигнализации параметров работы ВСУ должен соответствовать применимым к ВСУ требованиям 23.1305 и 8.8.3.1. 8.8.5. На самолете должны быть установлены средства индикации и сигнализации параметров работы силовой установки и ВСУ дополнительно к указанным в 23.1305 и 8.8.3., если они необходимы для обеспечения эксплуатации двигателя в пределах летных ограничений, оговоренных в РЭ на конкретный двигатель, самолет.

8.8.6. При отключении или отказе основных источников электроснаб- жения должны быть обеспечены электропитанием от аварийных источников следующие средства индикации и сигнализации параметров работы силовой установки и ВСУ.

8.8.6.1. Средства индикации и сигнализации, необходимые для обеспечения запуска ВСУ в полете, а также следующие средства сигнализа- ции параметров работы силовой установки: - пожара в пожароопасных отсеках силовой установки; - неисправности двигателя, требующие уменьшения режима; - положения реверсивных устройств; - частоты вращения ротора; - температуры газов.

8.8.6.5. Другие средства индикации и сигнализации параметров работы силовой установки, если на конкретный двигатель и самолет предусмотрены специальные ограничения для этого случая.

Д23F.8.9. ОБОРУДОВАНИЕ ВНУТРИКАБИННОЙ СИГНАЛИЗАЦИИ

8.9.1. Общие положения.

8.9.1.1. Требования настоящего раздела распространяются на средства сигнализации, установленные на самолете и предназначенные для оповещения членов экипажа о возникшей на самолете ситуации с помощью следующих видов сигнализации : визуальных, звуковых и тактильных. Визуальные средства сигнализации предназначены для выдачи сигналов с помощью светосигнальных устройств, переключателей со световой сигнализацией (ламп-кнопок), бленкеров, флажков (планок) или шторок электромеханических индикаторов. Звуковые средства сигнализации предназначены для выдачи тональных звуковых сигналов (например с помощью сирены, звонка, зуммера) или речевых сообщений. Тактильные средства сигнализации предназначены для передачи необходимой информации членам экипажа путем воздействия на механорецепторы кожи и мышечно-суставные рецепторы.

8.9.1.2. Средства внутрикабинной сигнализации, установленные на самолете, обеспечивают выдачу информации (сигналов) трех категорий: аварийной, предупреждающей и уведомляющей. Определение категорий сигнализации производится исходя из информации о событиях, связанных с возможностью возникновения особых ситуаций и степенью их опасности, а также величины времени реакции tр , которым располагает экипаж с момента появления сигнальной информации о возникшей ситуации до момента, когда еще можно предотвратить или прекратить ее опасное развитие.

8.9.1.2.1. К категории аварийной сигнальной информации относится информация о событиях, связанных с возможностью возникновения особых ситуаций, требующих немедленных действий со стороны экипажа. В качестве аварийных принимаются сигналы, характеризующие приближение или достижение эксплуатационных ограничений по параметрам движения самолета ( например, aдоп, nэ max и другие ), и сигналы, для которых tp < 15 c.

8.9.1.2.2. К категории предупреждающей сигнальной информации относится информация, требующая немедленного привлечения внимания, но не требующая быстрых действий экипажа. Для предупреждающих сигналов принимается, что располагаемое время tp і 15c.

8.9.1.2.3. К категории уведомляющей сигнальной информации относится информация, указывающая на нормальную работу систем, выполнение алгоритма работы членов экипажа и др. По величине располагаемого времени tp уведомляющая информация не регламентируется.

8.9.2. Общие требования.

8.9.2.1. Система сигнализации должна выполнять следующие функции: 8.9.2.1.1. Своевременно привлекать внимание члена экипажа к возникшему состоянию (происшедшему событию). Для этого при необходимости используются следующие сигналы сильного привлекающего действия: - звуковые сигналы различной тональности, тембра и длительности, например типа "зуммер", - тактильные сигналы; - сигналы светосигнальных устройств, работающих в проблесковом режиме.

8.9.2.1.2. Раскрывать смысл случившегося, т.е. сигнальная информация должна быть определенной. Для этого используются: - надписи и символы светосигнальных устройств, - тексты речевых сообщений, - тональность, тембр и длительность звуковых сигналов, - сигнальные элементы индикаторов, - тактильные сигналы, - надписи переключателей со световой сигнализацией.

8.9.2.1.3. Способствовать организации действий, необходимых в данной ситуации. Для этого используются: - надписи и символы светосигнальных устройств, - тактильные сигналы, - тексты речевых сообщений.

8.9.2.2. Правильное восприятие информации, выдаваемой средствами сигнализации, должно обеспечиваться на всех этапах и режимах полета в условиях воздействия окружающей среды (шум и вибрация в кабине экипажа, переговоры по внутренней и внешней связи, условия освещения и т.п.).

8.9.2.3. Способ представления сигнальной информации, обеспечиваемый сочетанием различных средств ее выдачи и режимами их работы, должен учитывать категорию сигнальной информации и соответствовать возникшему на борту состоянию.

8.9.2.4. Объем сигнальной информации, выдаваемой каждому члену экипажа на всех этапах и режимах полета как в нормальной, так и в особых ситуациях, должен быть таким, чтобы обеспечивалось своевременное восприятие произошедшего события и принятие решения о необходимых действиях, а также исключалась излишняя перегрузка внимания каждого члена экипажа. Рекомендуется использовать интегральные сигнализаторы и районирующие табло, особенно на режима взлета и посадки, а также для контроля силовой установки и функциональных систем. Для привлечения внимания и выдачи информации о конкретной ситуации или отказе по одному параметру должно использоваться одновременно не более трех сигнальных устройств.

8.9.2.5. Визуальная сигнальная информация должна являться основным видом выдачи сигнальной информации членам экипажа самолета. Звуковые и тактильные сигналы, а также речевые сообщения должны использоваться совместно с визуальными сигнализаторами.

8.9.2.6. Аварийная сигнальная информация должна включать сигнал сильного привлекающего действия. При этом должно использоваться не менее двух видов сигнальных средств, воздействующих на разные рецепторы членов экипажа.

8.9.2.7. Аварийная сигнальная информация должна восприниматься не менее, чем двумя членами экипажа. При этом аварийные светосигнальные устройства должны устанавливаться на рабочих местах не менее двух членов экипажа.

8.9.2.8. Аварийная сигнальная информация и, по возможности, предупреждающая сигнальная информация должна представляться в обработанном виде, освобождая экипаж от выполнения логических операций.

8.9.2.8.1. Должны использоваться сигналы, характеризующие неготов- ность самолета к взлету при таких состояниях систем и агрегатов самолета, которые могут привести на взлете к ситуации более тяжелой, чем усложнения условий полета. Должна использоваться сигнализация о неготовности самолета к посадке, которая информирует экипаж, как минимум, о непосадочной конфигурации самолета.

8.9.2.9. Средства сигнализации и управления ими должны быть построены таким образом, чтобы исключить возможность таких ошибок со стороны членов экипажа, которые могут привести к невыдаче сигналов или невозможности их восприятия в случае срабатывания. Регулировка громкости звуковых сигналов не допускается.

8.9.2.10. Экипажу должна быть обеспечена возможность проведения контроля исправности всех входящих в систему средств сигнализации.

8.9.2.11. Должна быть обеспечена возможность прекращения выдачи сигналов сильного привлекающего действия с сохранением визуальной сигнальной информации о возникшей ситуации в случае, когда сигнальная информация опознана и воспринята, а причина ее появления не может быть устранена. При этом должен быть обеспечен автоматический возврат схемы в исходное положение для получения другого управляющего сигнала.

8.9.2.12. Сигнальная информация, выдаваемая с помощью различных средств сигнализации, должна быть согласована между собой подбором текста надписей и речевых сообщений, а также с показаниями соответству- ющих приборов (не должна им противоречить).

8.9.2.13. Надписи и символы на светосигнальных устройствах и тексты речевых сообщений, выдаваемые аппаратурой речевого оповещения (АРО), должны удовлетворять следующим требованиям: - содержание речевой информации должно обеспечивать однозначное восприятие экипажем характера возникшего состояния или события; - должно быть обеспечено максимально возможное совпадение формулировок и порядка построения фразы речевого сообщения и соответствующей надписи светосигнального устройства; - рекомендации по действиям экипажа в сложившейся ситуации должны начинаться с ключевого слова (например "Креном управляй", "Шасси выпусти" и т.п.).

8.9.3. Требования к визуальным средствам сигнализации.

8.9.3.3. Световая сигнальная информация должна быть легко различима и не должна оказывать слепящего действия на членов экипажа.

8.9.3.4. Должен обеспечиваться централизованный перевод яркости светосигнальных средств из режима "ДЕНЬ" в режим "НОЧЬ" и обратно, осуществляемый автоматически и (или) вручную. При этом должны быть приняты меры к исключению возможности непроизвольного перевода яркости световых сигналов в режим "НОЧЬ". Для аварийных световых сигналов регулировка яркости не рекомендуется. Допускается регулировка яркости светосигнальной информации по зонам рабочего места члена экипажа.

8.9.3.5. Аварийные световые сигналы, а также сигналы ЦСО и районирующих табло должны выдаваться в проблесковом режиме. Проблесковый режим работы световых сигналов должен осуществляться с частотой от 2 до 5 Гц.

8.9.3.6. Сигнальные надписи следует выполнять цветными буквами на темном фоне.

8.9.3.7. Если нормами летной годности требуется сигнализация отказов на лицевой части электромеханических приборов и индикаторов, то она должна обеспечиваться с помощью выпадающих сигнальных флажков (планок) или шторок, перекрывающих в этом случае часть лицевой части индикатора.

8.9.4. Требования к звуковым средствам сигнализации.

8.9.4.1. Звуковые сигналы должны выдаваться в виде тональных звуковых сигналов или речевых сообщений в диапазоне звуковых частот 200 - 4000 Гц. Рекомендуется, чтобы тональный звуковой сигнал состоял не менее чем из двух разнесенных частот указанного диапазон

8.9.4.2. Общее число тональных звуковых сигналов в кабине должно быть таким, чтобы была обеспечена возможность безошибочного восприя- тия характера происшедшего события или возникшего состояния.

8.9.4.3. При одновременной выдаче двух тональных звуковых сигналов должна обеспечиваться возможность их восприятия как двух раздельных сигналов, для чего при выборе частот (сочетания частот) тональных звуковых сигналов внутри указанного в 8.9.4.1 диапазона должно быть предусмотрено их разнесение, а также соответствующее кодирование сигналов.

8.9.4.4. Одновременная выдача речевого и тонального звуковых сигналов для сигнализации об одном событии или ситуации не допускается.

8.9.4.5. Сообщения, выдаваемые АРО, должны передаваться женским голосом и повторяться не менее двух раз. При этом должна быть обеспече- на возможность отключения, а также возможность повторного прослушива- ния сообщения при наличии сигнала от датчика.

8.9.4.6. При использовании АРО для выдачи сигнальных сообщений текст их не должен превышать 13 слов. При этом рекомендуется, чтобы информация начиналась сообщением о том, что произошло на борту, а затем следовала рекомендация по действиям экипажа.

8.9.5. Требования к тактильным средствам сигнализации.

8.9.5.1. Тактильный сигнализатор (в случае применения его на самолете) должен использоваться для предупреждения экипажа о выходе на эксплуатационные ограничения по режиму полета. При этом тактильный сигнализатор, устанавливаемый на штурвале или колонке, должен использо- ваться в качестве аварийного сигнала только для сигнализации о выходе на допустимый угол атаки (aдоп) и (или) положительную максимальную эксплуатационную перегрузку (nэ max).

8.9.5.2. Тактильные сигналы должны восприниматься обоими пилотами. Рекомендуется, чтобы тактильный сигнализатор обеспечивал сигнализацию требуемого направления движения штурвала управления.

8.9.5.3. Тактильная сигнализация не должна вызывать болезненных ощущений.

Ссылки:

*1 Для удовлетворения требований данного пункта должны быть выполнены требования раздела А-0.

*2 Дополнительный кислород - кислород, добавленный к окружающему воздуху перед вдохом или во время него с целью компенсации пониженного давления кислорода на высоте и поддержания в трахеях достаточного его парциального давления.

 

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