Раздел F - Оборудование

Общие положения

23.1301. Назначение и установка

Каждый вид установленного оборудования должен:

(a) 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.

(d) Нормально работать после установки.

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

23.1303. Пилотажные и навигационные приборы

Требуется следующий минимальный набор пилотажно-навигационных приборов:

(a) Указатель скорости.

(b) Высотомер.

(d) Для самолетов с поршневыми двигателями и максимальным взлетным весом более 2720 кгс, а также для самолетов с газотурбинными двигателями - указатель температуры наружного воздуха или указатель температуры воздуха, обеспечивающий индикацию, которую можно перевести в температуру наружного воздуха.

(e) Сигнализатор скорости для:

(1) Самолетов с газотурбинными двигателями.

(2) Других самолетов, для которых и установлены в 23.335(b)(4) и 23.1505(с), если больше чем 0,8 .

Сигнализатор скорости должен обеспечивать звуковую сигнализацию (четко отличающуюся от звуковой сигнализации, используемой для других целей) пилотам в случае превышения скорости км/ч или . Верхний предел производственного допуска для сигнализатора не должен превышать предписанной скорости сигнализации, а нижний предел должен исключать ложную сигнализацию.

(f) В случае если установлен индикатор пространственного положения, в конструкции прибора не должны присутствовать средства, доступные летному экипажу, по регулировке позиции соответствующего символа положения и горизонтальной линии в пределах, необходимых для корректировки параллакса.

(g) Дополнительно для самолетов переходной категории:

(1) Если ограничения по скорости изменяются в зависимости от высоты, на приборе воздушной скорости должен быть указатель максимальной разрешенной скорости, учитывающий изменение с высотой.

(2) Высотомер должен быть высокочувствительного типа.

(3) С количеством посадочных мест 10 и более, исключая места пилотов, одобренных для полетов по ППП, должен быть установлен третий авиагоризонт, который:

(i) Имеет питание, независимое от электрической генерирующей системы.

(ii) Непрерывно работает в течение 30 мин после полного отказа электрической генерирующей системы.

(iii) Работает независимо от любой другой системы индикации пространственного положения.

(iv) Работает без переключения после полного отказа электрической генерирующей системы.

(v) Располагается на приборной доске в позиции, приемлемой для Компетентного органа, и доступен для каждого пилота с его рабочего места.

(vi) Соответствующим образом освещен при всех условиях эксплуатации.

23.1305. Приборы контроля силовой установки

Требуются следующие средства контроля работы силовой установки:

(a) 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 имеющего 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) [Зарезервирован]

(iii) Для каждого самолета переходной категории.

(4) Для двигателей с насосной подачей - средство, которое:

(i) Постоянно показывает пилоту давление или подачу топлива; или

(ii) Непрерывно контролирует топливную систему и сигнализирует пилоту о любом забросе в подаче топлива, который может привести к отказу двигателя.

(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), 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.

(c) 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 остатка топлива (для каждого топливного бака), который не должен использоваться при нормальной эксплуатации.

(5) Тахометр, показывающий частоту вращения роторов с установленным ограничением частоты вращения для каждого двигателя.

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

(7) Индикатор (сигнализатор) функционирования 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, 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.

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

(1) Указатель крутящего момента для каждого двигателя.

(2) Средство индикации положения лопастей для каждого воздушного винта, которое должно показывать, что угол установки лопастей винта находится в положении ниже положения полетного малого шага, если только не доказано, что такое маловероятно.

23.1307. Разное оборудование

Оборудование, необходимое для эксплуатации самолета в зависимости от максимальной высоты полета, вида эксплуатации и метеорологических условий, для которых запрошен сертификат, и одобренное в соответствии с 23.1559, должно быть включено в типовую конструкцию.

23.1308. Защита от воздействия электромагнитных полей высокой интенсивности (HIRF)

(a) За исключением случаев, указанных в пункте (d) данного параграфа, каждая электрическая и электронная система, выполняющая функцию, отказ которой может воспрепятствовать безопасному продолжению полета и посадке самолета (может привести к катастрофической ситуации), должна быть сконструирована и установлена так, чтобы:

(1) Не оказывалось опасного влияния на выполнение данной функции как в процессе воздействия, так и после воздействия на самолет HIRF уровня I, указанного в Приложении J к настоящей Части;

(2) Система автоматически и своевременно восстанавливала нормальное выполнение данной функции после того, как самолет подвергся воздействию HIRF уровня I, указанного в Приложении J к настоящей Части, если восстановление работоспособности не противоречит иным эксплуатационным или функциональным требованиям к системе; и

(3) На функционирование системы не оказывалось влияния как в процессе воздействия, так и после воздействия на самолет HIRF уровня II, указанного в Приложении J к настоящей Части.

(b) Каждая электрическая и электронная система, выполняющая функцию, отказ которой может существенно снизить возможности самолета или способность экипажа реагировать на неблагоприятные условия эксплуатации (может привести к аварийной ситуации), должна быть сконструирована и установлена таким образом, чтобы на функционирование системы не оказывалось влияния при воздействии на оборудование, реализующее данную функцию, HIRF испытательных уровней 1 и 2, указанных в Приложении J к настоящей Части.

(c) Каждая электрическая и электронная система, выполняющая функцию, отказ которой может снизить возможности самолета или способность экипажа реагировать на неблагоприятные условия эксплуатации (может привести к сложной ситуации), должна быть сконструирована и установлена таким образом, чтобы на функционирование системы не оказывалось негативного влияния при воздействии на оборудование, реализующее данную функцию, HIRF испытательного уровня 3, указанного в Приложении J к настоящей Части.

(d) Для систем, разработанных до 31 декабря 2013 г. электрические или электронные системы, которые выполняют функции, отказ которых будет препятствовать продолжению безопасного полета и посадке, могут быть спроектированы и установлены без соблюдения положений пункта (а) данного параграфа при условии:

(1) Ранее было показано соответствие системы специальным техническим условиям (СТУ) по HIRF;

(2) Устойчивость характеристик системы к HIRF не изменилась с момента, когда доказательство соответствия СТУ было продемонстрировано; и

(3) Данные, используемые для демонстрации соответствия СТУ, представлены.

23.1309. Оборудование, системы и установки

Настоящие требования применимы к любому оборудованию и системам, установленным на самолете, в дополнение к специфическим требованиям к их конструкции, указанным в настоящих Правилах. Настоящий параграф содержит общие требования и не заменяет требования, содержащиеся в других разделах АП-23.

(a) Оборудование и системы самолета должны быть спроектированы и установлены таким образом, чтобы:

(1) Те из них, которые необходимы для сертификации типа или требуются эксплуатационными правилами, выполняли заданные функции в ожидаемых условиях эксплуатации самолета, включая воздействие молнии.

(2) Любое другое оборудование и системы не должны отрицательно влиять на безопасность самолета и пассажиров или на нормальное функционирование систем и оборудования, указанных в пункте (а)(1) данного параграфа.

(b) Системы самолета и соответствующие компоненты, рассматриваемые отдельно и во взаимодействии с другими системами, должны быть спроектированы и установлены так, чтобы:

(1) На однодвигательном самолете свести к минимуму опасность для самолета в случае вероятной неисправности или отказа систем и оборудования.

(2) На двухдвигательном самолете и на самолете переходной категории:

(i) Каждое катастрофическое отказное состояние было практически невероятным и не возникало в результате единичного отказа.

(ii) Каждое аварийное отказное состояние было крайне маловероятным.

(iii) Каждое сложное отказное состояние было маловероятным.

(c) Экипажу должна быть своевременно предоставлена информация о небезопасном функционировании систем, для того чтобы обеспечить ему возможность предпринять соответствующие корректирующие действия. Если требуются немедленное оповещение пилотов и немедленные или последующие корректирующие действия, должна быть обеспечена аварийная сигнализация. Системы, органы управления и соответствующие средства индикации и сигнализации должны иметь такую конструкцию, чтобы свести к минимуму ошибки экипажа, которые могут создать дополнительные опасности.

23.1310. Мощность источников энергии и система распределения

(a) Каждая установка, функционирование которой требуется в соответствии с правилами типовой сертификации или эксплуатационными правилами и которая для своего функционирования потребляет энергию, является важным потребителем системы энергоснабжения. Источники энергии и система ее распределения должны обеспечивать энергией следующих потребителей в ожидаемых комбинациях и при длительности работы в условиях эксплуатации:

(1) Потребители, подключенные к нормально функционирующей системе.

(2) "Важные потребители" после отказа любого первичного привода источника, преобразователя или аккумулятора энергии.

(3) "Важные потребители" после отказа любого из маршевых двигателей для двухдвигательного самолета.

(4) "Важные потребители", для которых требуется альтернативный источник, после любого отказа или неисправности в системе энергоснабжения, системе распределения или другом потребителе.

(b) При установлении соответствия требованиям пунктов (а)(2) и (3) данного параграфа допускается преднамеренное отключение потребителей энергии, при котором обеспечивается безопасность на одобренных режимах полета.

Установка приборов

23.1311. Системы электронных экранных приборов

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

(1) Удовлетворять требованиям 23.1321 по расположению и видимости.

(2) Быть легко читаемыми при всех условиях освещенности в кабине экипажа, включая прямой солнечный свет, а также иметь ожидаемый уровень яркости электронного индикатора в конце его срока службы.

(3) 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.

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

(5) Иметь независимый индикатор магнитного курса и либо независимый вторичный механический высотомер, указатель скорости и авиагоризонт, либо собственный электронный прибор с индикацией высоты, скорости и пространственного положения, независимы от первичной системы электроснабжения самолета. Эти вторичные приборы могут быть установлены на панели в месте, смещенном от расположения основных приборов, как указано в 23.1321(d), но должны быть расположены таким образом, чтобы удовлетворять требованиям к видимости приборов пилотом, указанным в 23.1321(а).

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

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

(b) Электронные экранные индикаторы, включая их системы и монтаж, а также с учетом других систем 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.

(c) 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.

(d) На всех самолетах пилотажные приборы, требуемые 23.1303 и, если приемлемо, правилами эксплуатации, 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) настоящего 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(с).

(5) Для подтверждения соответствия требованиям пунктов (d)(1)-(d)(4) настоящего 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 следующие цвета (если Компетентный орган не утвердит другого):

(a) Красный - для ламп аварийной сигнализации (лампы, сигнализирующие об опасности, которая может потребовать немедленных действий).

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

(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.

(e) 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 инструментальной ошибки указателя воздушной скорости, не должна превышать 3% или 9 км/ч (в зависимости от того, какая величина больше) по всему диапазону скоростей:

(1) От 1,3 до или (в зависимости от того, что подходит) - при убранных закрылках.

(2) От 1,3 до - при закрылках, находящихся в выпущенном положении.

(c) Конструкция и установка каждой системы индикации воздушной скорости должны обеспечивать удаление влаги из приемника воздушного давления.

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

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

(f) Для самолетов, на которых требуются сдублированные указатели воздушной скорости, соответствующие им приемники воздушного давления должны размещаться на достаточном расстоянии друг от друга, для того чтобы избежать повреждения обоих приемников при столкновении с птицей.

23.1325. Система статического давления

(a) 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.

(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 какого-либо прибора, устройства или системы, требуемых настоящими Нормами, то каждый приемник статического давления должен быть сконструирован или расположен так, чтобы 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 демонстрации 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.

(c) 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.

(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 от присутствия другого источника статического давления, включенного или отключенного.

(e) Каждая система статического давления должна быть тарирована в полете, чтобы определить погрешность системы. Ошибка в показаниях барометрической высоты на уровне моря и в условиях стандартной атмосферы, исключая инструментальную ошибку прибора, не должна быть более м на каждые 185 км/ч скорости при соответствующей конфигурации самолета в диапазоне скоростей от 1,3 с выпущенными закрылками до 1,8 с убранными закрылками. Однако не требуется, чтобы погрешность была менее м.

(f) [Зарезервирован]

(g) На самолеты, для которых полеты по ППП или в условиях обледенения запрещены в соответствии с 23.1525, требования пункта (b)(3) данного параграфа не распространяются.

23.1326. Системы индикации обогрева приемника воздушных давлений

Если на самолете устанавливается система обогрева приемника воздушных давлений для удовлетворения требованиям 23.1323(d), то должна быть предусмотрена система индикации, показывающая летному экипажу, когда эта система обогрева не работает. Такая система индикации должна удовлетворять следующим требованиям:

(a) Предусмотренная индикация должна иметь световой сигнал желтого цвета, отчетливо видимый членом летного экипажа.

(b) Предусмотренная индикация должна иметь такую конструкцию, чтобы сигнализировать летному экипажу о наличии любого из следующих условий:

(1) Система обогрева приемника воздушных давлений отключена.

(2) Система обогрева приемника воздушных давлений включена, но один из элементов системы обогрева не действует.

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.

(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 нестабилизированного указателя курса выше 10° должны быть указаны на трафарете в соответствии с 23.1547(е).

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 препятствовал осуществляемому ими управлению самолетом; или

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

(b) С целью выполнения требования пункта (а)(1) данного параграфа должна устанавливаться кнопка быстрого (аварийного) отключения автопилота (КБО) на штурвале управления (или на обоих штурвалах, если самолет управляется с обоих мест пилотов) со стороны, противоположной РУД; или на ручке управления самолетом (или на ручках управления самолетом, если самолет управляется с обоих мест пилотов). КБО должна быть размещена таким образом, чтобы для ее включения не приходилось менять обычное положение руки 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, расположенных в кабине. Направление перемещения 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; при этом предполагается, что корректирующее (парирующее) 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 управления или вырабатывает сигналы для функционирования другого оборудования, требуются надежные средства блокировки и определения последовательности 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:

(a) 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 измеряться на входе в прибор или вблизи входа. Для электрических и пневматических приборов питание считается нормальным, когда напряжение или разрежение/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.

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

(c) Должно быть по крайней мере два независимых источника энергии (не приводящихся 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, изложенным в 23.993.

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

(i) Иметь ограничительные жиклеры или другие предохранительные устройства, расположенные у источника давления и служащие для предотвращения выброса избыточной жидкости в случае повреждения трубопровода.

(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 предусмотрены средства, показывающие членам летного экипажа количество топлива в каждом баке во время полета. Можно использовать указатель, градуированный в соответствующих единицах, с отчетливой маркировкой этих единиц измерения. 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(а).

(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) Должны быть средства, показывающие количество топлива в каждом баке, когда самолет стоит на земле (например, мерная линейка).

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

(6) Топливомер не требуется для вспомогательного бака, применяемого 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).

(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 электроснабжения 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 (а)(1) настоящего параграфа должно быть показано:

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

(ii) Для самолетов переходной категории - анализом электрических 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.

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

(2) Источники электроэнергии должны функционировать надлежащим образом как независимо, так и в комбинации с другими источниками.

(3) Отказ или неисправность любого источника электроэнергии не должны вызывать ухудшение способности любого оставшегося источника питать приемники электроэнергии, жизненно важные для безопасности (первой и второй категорий).

(4) Дополнительно для самолетов переходной категории:

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

(ii) На самолете должны быть установлены средства для принудительного отключения каждого первичного источника электроэнергии (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 приемников 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)(4) 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 мощности.

(2) Аппаратура регулирования напряжения генератора должна надежно обеспечивать отдачу мощности генератором в установленных пределах.

(3) Должны быть предусмотрены автоматические средства, предотвращающие повреждение любого генератора и угрозу электрической системе самолета в случае протекания обратного тока. Также должны быть предусмотрены средства, предназначенные для отключения генератора от аккумуляторной батареи и от других генераторов.

(4) Должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие немедленную сигнализацию членам экипажа об отказе любого генератора.

(5) Каждый генератор должен иметь средства защиты от перенапряжения, 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 электроснабжения, 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.

(e) Огнестойкость. Электрическое оборудование должно быть спроектировано и установлено таким образом, чтобы важное 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 это будет доказано Заявителем.

(f) Внешнее питание. Если предусмотрено подключение к самолету внешних источников электроэнергии и если эти внешние 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. Место подсоединения внешнего питания должно быть расположено так, чтобы не создавалась опасность для самолета и наземного персонала.

(g) Отказ основной системы электроснабжения. Должно быть доказано расчетами, или испытаниями, или тем и другим, что самолет может совершать безопасный полет по ПВП в течение 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 сертификат.

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 заряде 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.

(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.

(h) В случае полной потери нормального электропитания генерирующей системы аккумуляторная батарея должна быть способна обеспечивать электропитанием, по крайней мере в течение 30 мин, приемники электроэнергии, необходимые для продолжения управляемого полета и посадки. Период времени 30 мин включает в себя время, необходимое пилотам для распознавания потери электропитания и проведения корректирующих действий.

(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.

(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.

(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.

(e) 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.

23.1359. Пожарная защита электрических систем

(a) Каждый компонент электрической системы должен удовлетворять соответствующим требованиям 23.863 и 23.1182 по пожарной защите.

(b) Электрические провода, кабели и оборудование в установленных пожароопасных зонах, которые используются при аварийных процедурах, должны быть огнестойкими.

(c) Изоляция электрических проводов и кабелей должна быть самозатухающей при испытаниях под углом 60° согласно соответствующим пунктам Приложения F настоящих Норм или другим одобренным альтернативным методом. Средняя длина обугливания не должна превышать 76 мм, а средняя продолжительность горения после удаления источника воспламенения не должна превышать 30 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть после падения, в среднем, более 3 с.

23.1361. Устройство быстрого отключения источников энергии

(a) 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 (а) настоящего параграфа, если цепи таких приемников изолированы или имеют дополнительное защитное покрытие во избежание возможности возгорания воспламеняющихся жидкостей или паров, выделяемых при утечках, или при 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 5 А 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 5 А.

(c) Устройство отключения или его орган управления должны быть установлены таким образом, чтобы они были легко различимы и доступны членам летного экипажа.

23.1365. Электрические провода и оборудование

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

(b) Любые изделия, связанные с прокладкой электрических проводов, которые могут нагреваться в случае повреждения или перегрузки сети, должны быть самозатухающими. Эти изделия и электрические провода не должны выделять опасных количеств ядовитого дыма.

(c) Наиболее важные силовые провода (включая генераторные), проложенные в фюзеляже, должны быть выполнены таким образом, чтобы позволять применимую степень деформации и натяжения без повреждения, и должны быть:

(1) Отделены от трубопроводов с воспламеняющимися жидкостями.

(2) Помещены в гибкие изоляционные трубки или использовать другие средства изоляции в дополнение к обычной изоляции провода.

(d) Электрические провода, кабели и соединители должны иметь нестирающуюся маркировку.

(e) Электрические провода должны быть смонтированы таким образом, чтобы риск механических повреждений проводов и (или) повреждений, вызываемых воздействиями на них жидкостей, паров или источников тепла, был минимальным.

(f) Если провода не защищены аппаратами защиты цепи или другой защитой от перегрузки, они не должны вызывать опасности пожара в условиях перегрузки.

(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.

(b*) Электрические провода, кабели и их монтажные устройства 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.

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.

(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 читаемыми и различимыми.

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

(c) 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. Рулежные и посадочные фары

Все посадочные и рулежные фары должны быть спроектированы и установлены таким образом, чтобы:

(a) Пилоту не попадали в глаза нежелательные блики.

(b) Пилот не подвергался неблагоприятному воздействию световых ореолов.

(d) Не создавалась опасность пожара в любой конфигурации.

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 параграфов 23.1387-23.1397.

(b) Передние аэронавигационные огни. Передние аэронавигационные огни должны быть красного и зеленого цветов свечения и должны 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 аэронавигационный огонь должен быть белого цвета свечения и должен устанавливаться как можно дальше на хвосте или на каждой законцовке крыла и быть утвержденного 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, не изменять цвет или форму или заметно уменьшать коэффициент пропускания света в процессе нормальной эксплуатации.

23.1387. Двугранные углы аэронавигационных 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 "X" (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 соответствии с 23.1385(с) на максимально возможном расстоянии на хвосте самолета, не может излучать непрерывный свет в пределах угла "X" (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 хвостового 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 определяться 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 "X"; 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 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 "А" должна быть не более 10%, а в зоне перекрытия "В" - 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, образующими 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	0-10	40
красный	10-20	30
и зеленый)	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 I
0-5	0,90 I
5-10	0,80 I
10-15	0,70 I
15-20	0,50 I
20-30	0,30 I
30-40	0,10 I
40-90	0,05 I

23.1395. Максимальная сила света передних и заднего аэронавигационных 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
Зоны перекрытия	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 "В" включает в себя все направления в смежном двугранном угле, которые проходят через источник света и пересекают общую граничную плоскость под углом более 20°.

23.1397. Цветность аэронавигационных огней

Цветность аэронавигационных огней должна соответствовать следующим координатам цветности, рекомендованным Международной комиссией по освещению:

(a) Авиационный красный цвет:

у - не более 0,335

z - не более 0,002

(b) Авиационный зеленый цвет:

х - не более 0,440-0,320у

х - не более у - 0,170

у - не менее 0,390-0,170х

х - не менее 0,300 и не более 0,540

у - не менее х - 0,040 или - 0,01,

в зависимости от того, что меньше

у - не более х + 0,02 или 0,636-0,400х,

где - координата у излучателя Планка для рассматриваемой величины х.

23.1399. Стояночные огни

(a) 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.

(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. 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 в пределах не менее 40 и не более 100 циклов в минуту. Эффективная частота вспышек - это частота, с которой система огней предотвращения столкновений наблюдается 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 должна быть 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;

- интервал времени между вспышками, с.

Обычно максимальное значение эффективной силы света достигается тогда, когда значения и выбраны таким образом, чтобы эффективная сила света была равна мгновенной при и .

(f) Минимальная сила света огня 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

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

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

(1) Располагаться так, чтобы к оборудованию обеспечивался свободный доступ, а его размещение было очевидным.

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

23.1415. Оборудование 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) Каждый 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 использовании.

23.1419. Защита от обледенения

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

(a) 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 в "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.

(1*) Летные испытания самолета с имитаторами льда.

(c) Если сертификация, охватывающая систему защиты от обледенения, была выполнена на ранее сертифицированных самолетах, типовая конструкция которых включает элементы, эквивалентные с точки зрения термо- и аэродинамики тем, которые используются 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 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 осуществление 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

(a) При установлении соответствия требованиям 23.1309(а) и (b), касающимся радиотехнического и электронного оборудования и их установки, должны быть рассмотрены критические внешние условия.

(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.

(c) Для самолетов, для которых требуется более чем один пилот или для эксплуатации которых минимальный состав экипажа состоит более чем из одного человека, кабина экипажа должна быть оценена с точки зрения возможности беспрепятственных переговоров между членами экипажа в условиях естественного шума в кабине при эксплуатации. Если конструкция самолета предусматривает использование радиогарнитур, оценка кабины должна учитывать использование радиогарнитур. Если данная оценка выявила условия, при которых переговоры затруднены, то должна быть представлена аппаратура внутренней связи.

(d) Если установленное радиосвязное оборудование включает в себя переключатель с передатчиком "ВКЛЮЧЕНО-ВЫКЛЮЧЕНО", этот переключатель должен быть спроектирован таким образом, чтобы он возвращался в положение "ВЫКЛЮЧЕНО" из положения "ВКЛЮЧЕНО" после переговоров, и при этом должно быть показано, что передатчик будет возвращен в положение "ВЫКЛЮЧЕНО".

(e) Если установлены радиогарнитуры, должно быть продемонстрировано, что члены летного экипажа с радиогарнитурами будут воспринимать все звуковые предупреждения в условиях естественного шума в кабине при эксплуатации.

23.1435. Гидравлические системы

(a) Конструкция. Все гидравлические системы должны быть спроектированы следующим образом:

(1) Каждая гидравлическая система и ее элементы должны выдерживать 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 раза превышать рабочее давление.

(b) Испытания. Каждая система должна быть подвергнута контрольным 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 резервуары могут устанавливаться на стороне пожарной перегородки, обращенной к двигателю, если:

(1) Они являются неотъемлемой частью системы двигателя или воздушного винта.

(2) Резервуары не герметические, и их суммарная емкость не превышает 1 л.

23.1437. Агрегаты двухдвигательных самолетов

Для двухдвигательных самолетов агрегаты, имеющие привод от двигателя и важные для безопасной эксплуатации, должны быть распределены между двумя двигателями таким образом, чтобы отказ любого одного двигателя не снижал 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 - это максимальное установившееся давление, действующее 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 (а) и (b) настоящего параграфа, могут быть заменены анализом (расчетом, исследованием) или комбинацией анализа и испытаний, если Компетентный орган сочтет их эквивалентными требуемым испытаниям.

23.1439А. Защитное дыхательное оборудование

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

(b) Защитное дыхательное оборудование, требуемое пунктом (а) 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; или

(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 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°С; ; мм рт. ст.; условия BTPS). Если используется защитно-дыхательное оборудование легочно-автоматического типа, то запас 300 л свободного кислорода, находящегося при температуре 21,0°С и под давлением 760 мм рт. ст., считается достаточным для 15-минутной продолжительности питания 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 на указанной высоте и при указанной легочной вентиляции.

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

(c) На самолет с негерметической кабиной 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 кислородом¹⁾, то это оборудование должно отвечать требованиям настоящего параграфа и параграфов 23.1442А-23.1453. Может быть использовано переносное кислородное оборудование, отвечающее этим требованиям.

------------------------------

¹⁾ 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 парциального давления.

------------------------------

(b) Кислородное оборудование должно быть безопасным по своей конструкции, принципу действия и по своему воздействию на другие компоненты самолета.

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

23.1442А. Количество кислорода на самолете

(a) Самолеты с негерметической кабиной. Для самолета с негерметической 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 оборудования устанавливаются на основании предположения, что разгерметизация кабины может случиться на высоте и в пункте полета, которые являются самыми критическими с точки зрения необходимости кислорода, и что после разгерметизации кабины самолет снизится без превышения его эксплуатационных 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.

(1) При барометрической высоте в кабине более 3000 м и до 3600 м включительно кислородом должны обеспечиваться 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 более 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 течение 10 мин через каждые 2 ч полета и перед снижением со средней легочной вентиляцией 10 л/мин (t = 37°С; ; мм рт. ст.; условия BTPS).

Для самолетов с герметическими кабинами потребное количество кислорода рассчитывается только для первой половины 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 бортпроводники, но не менее одного 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.

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 показанного на прилагаемом рис. 1, 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, потребляемого каждым членом экипажа, должен быть не менее предусмотренного пунктом (а) 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 при постоянных интервалах между вдохами.

(2) Там, где для членов экипажа применяется кислородное оборудование легочно-автоматического типа, минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемого каждым членом экипажа, не должен быть меньше того значения, при котором во время вдоха будет поддерживаться среднее парциальное давление кислорода в трахеях, равное 122 мм рт. ст., до барометрической высоты в кабине 10 700 м включительно.

Минимальный массовый расход дополнительного кислорода
Рисунок 1

При изменении барометрической высоты в кабине от 10 700 до 12 200 м содержание кислорода должно равняться 95%. В этих случаях легочная вентиляция составляет 20 л/мин (условия BTPS). Для членов экипажа должна быть предусмотрена возможность пользования чистым кислородом в случае необходимости.

(1) Для пассажиров и бортпроводников минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемого каждым человеком, при различных барометрических высотах в кабине должен быть не менее указанного в пункте (а) 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 15 л/мин (условия BTPS), и количестве воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", равном 700 , при дыхании с равными промежутками времени.

(ii) При барометрической высоте в кабине более 5600 м и до 12 200 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 , при дыхании с равными промежутками времени.

(d) В тех случаях, когда требуется использовать кислородное оборудование для оказания первой помощи, минимальный расход кислорода на одного человека должен быть не менее 4 л/мин (t = 0°С; р=760 мм рт. ст.; 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 условий STPD).

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, подаваемого в прибор.

(2) Легко устанавливаться в правильном положении на лице пользователя.

(3) Иметь соответствующие средства удержания в правильном положении на лице.

(4) Если установлено радиооборудование, то кислородно-раздаточный прибор для летного экипажа во время его применения не должен препятствовать использованию этого радиооборудования и ведению связи с членами экипажа, когда летный экипаж находится на своих рабочих местах.

(5) Закрывать нос и рот пользователя.

(b) [Зарезервирован]

(d) На самолетах с герметической кабиной, предназначенных для эксплуатации на высотах полета более 7600 м (25 000 футов) (от среднего уровня моря), должны применяться кислородно-раздаточные приборы, отвечающие следующим требованиям:

(1) Должен иметься присоединенный к штуцеру системы кислородного питания кислородно-раздаточный прибор для пассажиров, которым можно было бы немедленно воспользоваться любому человеку, где бы он ни сидел в самолете.

(2) Раздаточные приборы для членов летного экипажа должны автоматически подаваться каждому лицу, прежде чем высота по давлению в кабине превысит 4500 м (15 000 футов), или, в случае быстронадеваемого кислородно-раздаточного прибора, быть присоединенными к штуцеру подачи кислорода и быть доступными для немедленного использования членом экипажа, находящимся на своем рабочем месте.

(e) Если запрашивается сертификат для полетов на высотах более 9000 м (30 000 футов), то раздаточные приборы, обеспечивающие требуемый расход кислорода, должны автоматически подаваться каждому пассажиру, прежде чем высота по давлению в кабине превысит 4500 м (15 000 футов).

(f) При установке на борту автоматической системы раздаточных приборов (шланг и маска или другой прибор), 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 спроектирован 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 опасного 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°С.

23.1451. Пожарная защита кислородного оборудования

Кислородное оборудование и трубопроводы должны:

(a) Не устанавливаться в любой установленной пожароопасной зоне.

(b) Быть защищены от перегрева, который может передаваться или исходить из пожароопасной зоны.

(c) Быть установлены таким образом, чтобы испаряющийся кислород не входил в контакт и не вызывал возгорание жидкости или паров, которые присутствуют в нормальных условиях эксплуатации или могут возникнуть в результате разрушения или рассоединения любой другой системы.

23.1453. Защита кислородного оборудования от разрушения

(a) Любой элемент кислородной системы должен обладать достаточной прочностью, чтобы выдерживать максимальные давления и температуры в сочетании с эксплуатационными нагрузками, приходящими от конструкции планера на элементы кислородной системы.

(b) Баллоны со сжатым кислородом и трубопроводы, соединяющие кислородные баллоны с перекрывными устройствами, должны быть:

(1) Защищены от воздействия небезопасных температур; и

(2) Размещены на самолете таким образом, чтобы свести к минимуму возможность и опасность их разрушения при аварийной посадке.

23.1457. Аварийные бортовые регистраторы звуковой информации

На самолете должен быть установлен бортовой регистратор звуковой информации, если экипаж самолета состоит из двух пилотов.

(a) Каждый аварийный бортовой регистратор звуковой информации, установка которого требуется эксплуатационными правилами, 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 оборудования 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.

(b) Для соответствия требованиям, изложенным в пункте (а)(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 размещаться так и, если это необходимо, предусилители и фильтры аварийного бортового регистратора звуковой информации должны быть так отрегулированы и их количество должно быть таким, чтобы при воспроизведении записи получить практически наиболее высокую степень разборчивости записи, проводимой в условиях шума в кабине экипажа. При оценке разборчивости записи может применяться повторное прослушивание или повторный просмотр записи.

(c) Каждый аварийный бортовой регистратор звуковой информации должен быть установлен таким образом, чтобы переговоры или звуковые сигналы, которые определены в пункте (а) данного параграфа, получаемые от указанных ниже источников, записывались на отдельный канал в следующем порядке:

(1) На первый канал - от каждого микрофона на штанге, в дыхательной маске или от ручного микрофона, авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте первого пилота.

(2) На второй канал - от каждого микрофона на штанге, в дыхательной 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) настоящего 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, что 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.

(6) Если установлено оборудование внешней цифровой связи, то аварийный бортовой регистратор звуковой информации может использоваться для записи информации внешнего обмена.

(d) Каждый аварийный бортовой регистратор звуковой информации должен быть установлен таким образом, чтобы:

(1) Он получал электропитание от шины, обеспечивающей максимально надежную эксплуатацию аварийного бортового регистратора звуковой информации 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 аварийного бортового регистратора звуковой информации.

(4) Любой единичный отказ во внешних цепях аварийного бортового регистратора звуковой информации не должен приводить к отказу регистратора звуковой и параметрической информации.

(5) При отсутствии на борту аварийного (альтернативного) источника электропитания или, если не предусмотрено, электропитания аварийного бортового регистратора звуковой информации от такого источника, имелся независимый источник электропитания:

(i) Который обеспечивает питание аварийного бортового регистратора звуковой информации и кабинных микрофонов в течение 10 мин;

(ii) Который расположен максимально возможно близко к аварийному бортовому регистратору звуковой информации;

(iii) На который питание аварийного бортового регистратора звуковой информации и кабинных микрофонов переключается автоматически при потере питания от бортовой системы электроснабжения.

(6) Имелся отдельный от регистратора параметрической информации (если требуется установка обоих) контейнер. В качестве аварийного бортового регистратора звуковой информации может быть установлен совмещенный аварийный регистратор (звуковой и параметрической информации).

Примечание: Самолеты с максимальным взлетным весом 5700 кг или менее, подлежащие оборудованию аварийным бортовым регистратором звуковой информации и/или аварийным бортовым регистратором параметрической информации, могут оборудоваться одним совмещенным аварийным регистратором.

(1*) Совмещенный регистратор должен выполнять требования, относящиеся к регистраторам звуковой и параметрической информации. Контроль работоспособности и сигнализация результатов контроля по каждой выполняемой функции (звуковой или параметрической), должны осуществляться индивидуально. Каждое сообщение о работоспособности регистратора не должно относиться к более чем одной его функции. Отказ регистратора по одной функции не должен отражаться на выполнении другой функции.

(e) Контейнер аварийного бортового регистратора звуковой информации должен размещаться и монтироваться с учетом минимальной возможности поломки контейнера в результате удара при аварии и повреждения аварийного бортового регистратора звуковой информации от пожара.

(1) За исключением указанного в пункте (e) (2) данного параграфа, контейнер аварийного бортового регистратора звуковой информации должен находиться по возможности в наиболее удаленном месте в хвостовой части самолета, но не там, где установленные в хвостовой части двигатели могут его повредить во время удара.

(2) Если установлено два совмещенных регистратора звуковой и параметрической информации вместо одного регистратора параметрической и одного регистратора звуковой информации, то установленный вместо аварийного бортового регистратора звуковой информации совмещенный регистратор должен устанавливаться вблизи кабины экипажа.

(f) Если аварийный бортовой регистратор звуковой информации 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 аварийного бортового регистратора звуковой информации должен:

(1) Быть ярко-оранжевым или ярко-желтым и иметь надписи: "АВАРИЙНЫЙ РЕГИСТРАТОР" на русском языке и VOICE RECORDER на английском языке. Совмещенный аварийный регистратор должен быть обозначен "АВАРИЙНЫЙ РЕГИСТРАТОР" на русском языке и CRASH RECORDER на английском языке.

(2) Иметь на наружной поверхности отражательную ленту, облегчающую обнаружение его под водой.

(3) Иметь устройство, если таковое требуется правилами эксплуатации, 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. Аварийные бортовые регистраторы параметрической информации

(a) Каждый аварийный бортовой регистратор параметрической информации, установка которого требуется эксплуатационными правилами, должен быть установлен таким образом, 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 аварийного бортового регистратора параметрической информации, не создавая угрозы нормальной работе жизненно важных или аварийных приемников электроэнергии.

(4) Имелись звуковые или визуальные средства для предполетного контроля аварийного регистратора параметрической информации, позволяющие определить правильное осуществление записи на носителе информации.

(5) Имелись автоматические средства для одновременной остановки записи в аварийном бортовом регистраторе параметрической информации, имеющем устройство стирания, и прекращения работы всех устройств стирания записи не позднее чем через 10 мин после удара при аварии, за исключением аварийных бортовых регистраторов параметрической информации, питание к которым подается только от системы генератора, приводимого двигателем.

(6) Любой единичный отказ во внешних цепях взаимодействующего оборудования не должен приводить к отказу аварийного бортового регистратора параметрической информации.

(7) Имелся отдельный от регистратора звуковой информации (если требуется установка обоих) контейнер.

В качестве аварийного регистратора параметрической информации может быть установлен совмещенный аварийный регистратор (звуковой и параметрической информации).

Примечания:

1. Самолеты с максимальным взлетным весом 5700 кг или менее, подлежащие оборудованию бортовым аварийным регистратором звуковой и/или аварийным регистратором параметрической информации, могут оборудоваться одним совмещенным аварийным регистратором.

2. На самолете, выполняющем регулярные коммерческие перевозки, должен быть установлен бортовой аварийный регистратор параметрической информации, если это требуется эксплуатационными правилами.

(1*) Совмещенный регистратор должен выполнять требования, относящиеся к регистраторам звуковой и параметрической информации. Контроль работоспособности и сигнализация результатов контроля по каждой выполняемой функции (звуковой или параметрической), должны осуществляться индивидуально. Каждое сообщение о работоспособности регистратора не должно относиться более чем к одной его функции. Отказ регистратора по одной функции не должен отражаться на выполнении другой функции.

Примечание. Если установлено оборудование внешней цифровой связи, то аварийный бортовой регистратор параметрической информации может использоваться для записи информации внешнего обмена.

(b) Каждый некатапультируемый контейнер аварийного бортового регистратора параметрической информации должен устанавливаться и монтироваться таким образом, чтобы снизить до минимума вероятность разрушения контейнера в результате удара при аварии и повреждения аварийного бортового регистратора параметрической информации от пожара. Для соответствия этому требованию контейнер аварийного бортового регистратора параметрической информации 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 аварийного бортового регистратора параметрической информации 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, высот и для 360° по курсу. Эти соотношения могут быть определены на земле в соответствии с установленными методиками.

(d) Каждый контейнер аварийного бортового регистратора параметрической информации должен:

(1) Быть ярко-оранжевым или ярко-желтым и иметь надписи: "АВАРИЙНЫЙ РЕГИСТРАТОР" на русском языке и FLIGHT RECORDER на английском языке.

Совмещенный аварийный регистратор должен быть обозначен "АВАРИЙНЫЙ РЕГИСТРАТОР" на русском языке и CRASH RECORDER на английском языке.

(2) Иметь на наружной поверхности отражательную ленту, облегчающую обнаружение его под водой.

23.1461. Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергией

(a) Оборудование, такое, как ВСУ и агрегаты приводов с постоянной скоростью, содержащее роторы большой энергии, должно удовлетворять требованиям пунктов (b), (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 обладать способностью локализации повреждений, возникающих в результате разрушения лопаток ротора с большой кинетической энергией.

(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.

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

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

<< Раздел Е - Силовая установка		Приложение >> П23.1419. Условия обледенения
	Содержание Авиационные правила МАК. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов (АП-23) 1993 г. (4-е издание, с поправками...

Раздел F - Оборудование

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас