Раздел D - Проектирование и конструкция

23.601. Общие положения

Пригодность всех вызывающих сомнение частей и деталей конструкции, имеющих важное значение для безопасной эксплуатации, следует определять путем испытаний.

23.603. Материалы и качество изготовления

(а) Пригодность и долговечность материалов, используемых для изготовления деталей, поломка которых может отрицательно повлиять на безопасность, должны:

(1) Определяться по опыту или путем испытаний.

(2) Соответствовать утвержденным техусловиям, гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных.

(3) Оцениваться с учетом влияния ожидаемых в эксплуатации окружающих условий, таких, как температура и влажность.

23.605. Технологические процессы

(a) Используемые технологические процессы должны стабильно обеспечивать качество конструкций. Если для достижения этой цели технологический процесс (такой, как склеивание, точечная сварка или термообработка) требует тщательного контроля, то этот процесс должен осуществляться в соответствии с одобренными технологиями.

(b) Каждый новый технологический процесс в производстве самолета должен быть обоснован результатами испытаний.

23.607. Самоконтрящиеся гайки

(a) Все снимаемые крепежные детали должны иметь два независимых контрящих устройства, если выпадение этих крепежных деталей может помешать продолжению безопасного полета и посадке.

(b) На крепежные детали и их контровочные устройства не должны неблагоприятно влиять окружающие условия, связанные с особенностями их установки.

(c) Самоконтрящиеся гайки не разрешается использовать на любых болтах, подверженных вращению при эксплуатации, если помимо самоконтрящегося устройства не будет применено контрящее устройство нефрикционного типа.

23.609. Защита элементов конструкции

Каждый элемент конструкции должен:

(а) Быть соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая:

(1) Атмосферные воздействия.

(2) Коррозию.

(3) Истирание.

(b) Иметь средства для вентиляции и дренажа, если это необходимо для его защиты.

23.611. Обеспечение доступа

Для каждой части конструкции, требующей технического обслуживания и осмотра, должны быть предусмотрены конструктивные средства (например, лючки) для обеспечения возможности такого обслуживания.

23.613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения

(a) Прочностные характеристики материалов должны определяться на основании достаточного количества испытаний, с тем чтобы расчетные значения можно было устанавливать на основе статистики.

(b) Расчетные значения следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пункте (е) настоящего параграфа, соответствие данному пункту должно быть показано на основе выбора расчетных значений, которые обеспечивают прочность материала со следующей вероятностью:

(1) 99% - с 95%-ным доверительным интервалом, когда приложенные нагрузки передаются через единичный элемент агрегата, разрушение которого приводит к потере конструктивной целостности агрегата.

(2) 90% - с 95%-ным доверительным интервалом для статически неопределимой конструкции, в которой разрушение любого отдельного элемента приводит к тому, что приложенные нагрузки безопасно распределяются по другим несущим элементам.

(c) Влияние температуры на допустимые напряжения, принимаемые при расчете ответственных элементов или узлов конструкции, должно учитываться, если значительный тепловой эффект имеет место при нормальных эксплуатационных условиях.

(d) [Зарезервирован]

(e) Более высокие расчетные значения могут быть использованы, если производится "дополнительный отбор" материала, при котором образец каждого отдельного полуфабриката подвергается испытаниям перед его использованием, чтобы убедиться, что его фактическая прочность равна или выше расчетной.

(а*) Характеристики материала должны соответствовать техническим условиям на материалы, содержащимся в общепринятых документах, утвержденных Компетентным органом, либо подготовленных организацией, которая, по мнению Компетентного органа, располагает соответствующими возможностями. При определении расчетных характеристик материала конструктор должен в случае необходимости изменять и/или распространять их значения, приводимые в технических условиях, для учета особенностей применяемых технологических процессов (например, метода проектирования, формования, механической обработки и последующей термообработки).

23.619. Специальные коэффициенты безопасности

Коэффициент безопасности, приведенный в 23.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, приведенные в 23.621-23.625, для каждой детали конструкции, прочность которой:

(a) Ненадежна.

(b) Может ухудшиться в процессе эксплуатации до плановой замены; или

23.621. Коэффициенты безопасности для отливок

(a) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b)-(d) настоящего параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техусловиями. Пункты (с) и (d) настоящего параграфа относятся к любым конструкционным отливкам, за исключением отливок, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или другой жидкостной системы и не воспринимают нагрузки, действующие на конструкцию.

(b) Напряжения в опорах и опорных поверхностях. Коэффициенты безопасности для отливок, указанные в пунктах (с) и (d) настоящего параграфа:

(1) Не должны превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля.

(2) Не должны применяться к опорным поверхностям детали, коэффициент безопасности которой превышает ее коэффициент безопасности для отливок.

(c) Критические отливки. Условия, приведенные ниже, относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продолжению безопасного полета и посадке самолета или привести к серьезным травмам экипажа и пассажиров.

(1) Все критические отливки должны:

(i) Иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 1,25 и проходить 100%-ный контроль визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим, или другим утвержденным эквивалентным методом неразрушающего контроля.

(ii) Иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 2,0 и проходить 100%-ный визуальный контроль и 100%-ный контроль утвержденным неразрушающим методом. Когда установлена утвержденная процедура количественного контроля и приемлемый статистический анализ позволяет уменьшить объем контроля, неразрушающий контроль может быть уменьшен по сравнению со 100% и проводиться на основе выборочного метода.

(2) Если критические отливки имеют коэффициент безопасности менее 1,50, необходимо подвергать статическим испытаниям 3 образца отливок на соответствие:

(i) Требованиям 23.305 к прочности при расчетной нагрузке, соответствующей коэффициенту безопасности для отливок 1,25.

(ii) Требованиям 23.305 к деформации при нагрузке в 1,15 раза больше эксплуатационной.

(3) Примерами таких отливок являются узлы крепления конструкции, детали систем управления полетом, шарниры, подвески поверхностей управления и крепления весовых компенсаторов, опоры и узлы крепления кресел, спальных мест, привязных ремней, топливных и масляных баков, клапаны герметизации кабин.

(d) Некритические отливки. Условия, приведенные ниже, относятся ко всем отливкам, кроме указанных в пунктах (с) и (е) настоящего параграфа:

(1) Кроме случаев, предусмотренных в пунктах (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, коэффициенты безопасности для отливок и соответствующие проверки должны отвечать требованиям таблицы, приведенной ниже:

Коэффициент безопасности для отливок

Метод контроля

2,0 и более

Менее 2,0,

но более 1,5

100%-ный визуальный контроль

100%-ный визуальный, магнитный или проникающий или эквивалентный неразрушающий метод контроля

От 1,25

до 1,50

100%-ный визуальный, магнитный или проникающий и радиографический или утвержденный эквивалентный неразрушающий метод контроля

(2) Если введена утвержденная процедура контроля качества, то невизуальными методами можно проверять меньший процент отливок, чем указано в пункте (d)(1) настоящего параграфа.

(3) Для отливок, производимых по техусловиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают демонстрацию этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок:

(i) Можно брать коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0.

(ii) Следует установить процедуру проверки в соответствии с требованиями для коэффициентов безопасности 1,25-1,50, приведенными в пункте (d)(1) настоящего параграфа, и испытывать в соответствии с пунктом (с)(2) настоящего параграфа.

(е) Неконструкционные отливки. Отливки, которые используются для неконструкционных целей, не требуют оценки, испытаний и проверок.

23.623. Коэффициенты безопасности для опор

(a) Все детали, имеющие установочные зазоры (ходовая посадка) и подвергающиеся сотрясениям или вибрации, должны иметь коэффициент безопасности для опор достаточно большой, чтобы учесть воздействие обычных для детали относительных перемещений.

(b) Для шарниров подвески поверхностей управления и узлов соединений системы управления требования пункта (а) настоящего параграфа удовлетворяются, если коэффициенты безопасности принимаются согласно 23.657 и 23.693 соответственно.

23.625. Коэффициенты безопасности для стыковых узлов (фитингов)

Условия, приведенные ниже, относятся ко всем стыковым узлам (деталям, используемым для соединения одного элемента конструкции с другим).

(a) Для всех стыковых узлов (фитингов), прочность которых не доказана испытаниями на эксплуатационные и расчетные нагрузки с воспроизведением фактических напряжений в стыковом узле и окружающих конструкциях, коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный не менее 1,15, должен относиться:

(1) Ко всем частям стыкового узла.

(2) К деталям крепления.

(3) К опорам соединяемых элементов.

(b) Коэффициент безопасности для стыковых узлов не требуется применять для соединений, спроектированных на основе данных всесторонних испытаний (например, сплошные равномерные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей "в замок").

(c) Для всех стыковых узлов, выполненных заодно с деталью, стыковым узлом (фитингом) считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции.

(d) Для всех кресел, спальных мест, поясных и плечевых ремней должно быть доказано расчетом, испытаниями или тем и другим, что их крепления к конструкции способны выдерживать инерционные силы, приведенные в 23.561, умноженные на коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный 1,33.

23.627. Усталостная прочность

Прочность, детальное проектирование и технология изготовления конструкции должны свести к минимуму вероятность опасного усталостного разрушения, особенно в местах концентрации напряжений.

23.629. Флаттер, дивергенция, реверс органов управления, аэроупругая устойчивость самолета при взаимодействии с системой управления

(а) Должно быть доказано специальными исследованиями (расчетами, испытаниями моделей, частотными испытаниями планера или его частей), что во всем диапазоне полетных весов самолета и на всех высотах полета исключена возможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции до скорости , увеличенной в 1,2 раза.

(1) Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера. Перечень параметров и степень их изменения устанавливается на основе опыта обеспечения отсутствия флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований, но в их число обязательно должны быть включены:

(i) Жесткость на кручение и расстояние от оси жесткости до центра тяжести сечений основной поверхности.

(ii) Демпфирование, весовая балансировка и жесткость проводки управления (а также люфт в ней) для всех органов управления.

(2) Результаты расчетов и испытаний моделей должны быть скорректированы по результатам частотных испытаний самолета или его частей.

(3) Фактическая весовая балансировка всех органов управления должна подтверждаться в соответствии со специальной инструкцией.

(a*) Расчеты и испытания моделей должны быть выполнены так, чтобы определить как симметричные, так и асимметричные формы флаттера и чувствительность форм флаттера к определяющим параметрам.

(b) Для доказательства отсутствия флаттера разрешается использовать результаты специальных летных испытаний на флаттер, проводимых вплоть до скорости . В этих испытаниях должно быть показано, что:

(1) Имело место необходимое для возбуждения лимитирующих форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие вплоть до скорости .

(2) Колебания конструкции самолета, возникающие вследствие внешних воздействий, указывают на отсутствие флаттера.

(3) Имеется необходимый уровень демпфирования вплоть до скорости .

(4) Не имеется большого и резкого падения демпфирования при приближении к скорости .

(5) Летная проверка отсутствия флаттера обязательна, если схема самолета необычна или в результате проведенных исследований по пунктам (a) и (a*) настоящего параграфа имеет место одно из следующих условий:

(i) Флаттер возникает при скорости полета менее 1,25.

(ii) Имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра.

(iii) Имеется несоответствие между результатами расчетного и экспериментального исследований.

(d) Возможно использование упрощенных методов исследования флаттера, изложенных в Руководстве для конструкторов ("Расчет самолета на флаттер", том 1, разд. 35000, вып. 1943 г.), если:

(1) для самолета менее 480 км/ч (индикаторная скорость) и менее числа М=0,5.

(2) Крыло самолета не несет больших сосредоточенных масс, таких, как двигатели, поплавки или концевые топливные баки.

(3) Самолет:

(i) Не имеет Т-образного или других нетрадиционных схем хвостовых оперений.

(ii) Не имеет необычного распределения массовых характеристик или других конструктивных отличий, не позволяющих использовать упрощенные методы исследований.

(iii) Не имеет полностью поворотных стабилизатора или киля.

(e) Для винтовых самолетов с двигателями на крыле динамическая схема должна учитывать наличие значительных аэродинамических, инерционных, упругих и демпфирующих сил, действующих на воздушный винт, двигатель и узлы его крепления. Отсутствие флаттера должно быть обеспечено не только для исходного состояния этих параметров, но и при некотором их изменении.

(f) Должно быть доказано отсутствие флаттера, дивергенции и реверса органов управления вплоть до скорости :

(1) Для самолетов, удовлетворяющих условиям пунктов (d)(1), (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой вспомогательной системе управления (триммер, кинематический сервокомпенсатор и т.п.).

(2) Для остальных типов самолетов - после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой основной системе управления и в любой вспомогательной системе управления, а также в системе противофлаттерного демпфера.

(g) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев безопасного разрушения, приведенных в 23.571 и 23.572, должно быть доказано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости при усталостном повреждении или частичном, заведомо обнаруживаемом, разрушении одного из основных элементов конструкции.

(h) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев допустимости повреждения, приведенным в 23.573 и 23.574, должно быть показано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости при повреждении, для которого показано, что остаточная прочность достаточна.

(i) При изменении типовой конструкции, которое может повлиять на флаттерные характеристики, невозможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции может быть доказана только на основе анализа, основанного на ранее одобренных материалах.

(а*) При всех предусмотренных конфигурациях и для всех полетных весов, высот и режимов полета, начиная с наземных и вплоть до полета на скорости , должна быть обеспечена устойчивость самолета при взаимодействии конструкции планера с механической и автоматической системой управления в диапазоне частот упругих колебаний планера.

Для обеспечения данной устойчивости амплитудно-фазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура "самолет-система управления" должна удовлетворять следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от -60° до +60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,5. Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости (см. рис. 1).

Рис. 1

При этом, если в результате проведенных расчетных и наземных исследований установлено, что при нахождении АФЧХ в правой полуплоскости ее модуль превышает 0,3, выполнение указанного выше условия должно быть обязательно подтверждено результатами летных испытаний.

Крыло

23.641. Доказательство прочности

Прочность крыла с работающей обшивкой должна быть доказана путем статических испытаний или сочетанием расчета на прочность и статических испытаний.

Поверхности управления

23.651. Доказательство прочности

(a) Поверхности управления должны испытываться на расчетные нагрузки. При этом также испытываются "кабанчики" или фитинги, к которым крепятся элементы системы управления.

(b) В расчетах на прочность нагрузки предварительной затяжки расчалок должны учитываться точным расчетом или расчетом в запас.

23.655. Установка

(а) Установка отклоняемых поверхностей должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалось взаимодействие между любыми поверхностями, элементами их крепления или прилегающими неподвижными элементами конструкции, когда одна из поверхностей находится в наиболее критическом положении, а другие отклоняются во всем допустимом диапазоне.

(b) В случае применения управляемого стабилизатора для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие диапазон его отклонений такими углами, которые обеспечивают безопасность полета и посадки.

23.657. Узлы подвески

(a) Узлы подвески поверхностей управления, за исключением узлов с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, использованного в опоре.

(b) В узлах подвески с шариковыми и роликовыми подшипниками не должны превышаться утвержденные номинальные характеристики подшипников.

23.659. Весовая компенсация

Поддерживающие элементы и крепления сосредоточенных весовых балансиров, используемых в конструкции поверхностей управления, должны быть рассчитаны на перегрузки:

(a) 24 - перпендикулярно плоскости поверхности управления.

(b) 12 - в продольном (по отношению к самолету) направлении.

Системы управления

23.671. Общие положения

(a) Системы управления должны выполнять свои функции легко, плавно и стабильно.

(b) Рычаги систем управления должны быть расположены и обозначены так, чтобы обеспечивалось удобство в работе и предотвращалась возможность ошибок и непреднамеренного действия пилота.

23.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление

Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для доказательства соответствия требованиям летных характеристик настоящих Норм, то такие системы должны удовлетворять требованиям 23.671 и следующим требованиям:

(а) Должна быть предусмотрена отчетливо различимая пилотом при ожидаемых условиях эксплуатации, но не требующая его внимания сигнализация любого отказа в системе улучшения устойчивости или в любой другой автоматической системе, или в бустерной системе, который может повлечь за собой опасные условия, если пилот не может сам обнаружить отказ. Системы сигнализации не должны приводить в действие системы управления.

(b) Конструкция системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы, или бустерной системы должна обеспечивать возможность вмешательства пилота в управление в начальной стадии отказа, не требуя от него исключительного умения или значительных усилий, путем отключения системы или ее поврежденной части, или путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении.

(c) Следует показать, что после любого одиночного отказа системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы, или бустерной системы:

(1) Самолет безопасно управляется, если отказ или неисправность происходит на любой скорости или высоте в пределах установленных эксплуатационных ограничений, которые являются критическими для рассматриваемого отказа.

(2) Требования к управляемости и маневренности удовлетворяются в пределах эксплуатационных режимов (например, скорости, высоты, нормальных перегрузок и конфигураций самолета), которые оговорены в Руководстве по летной эксплуатации самолета.

(3) Характеристики балансировки, устойчивости и сваливания не ухудшаются более тех пределов, которые гарантируют безопасное продолжение полета и посадку.

23.673. Основные системы управления полетом

(а) Основными являются такие системы управления полетом, которые непосредственно используются пилотом для управления самолетом по тангажу, крену и курсу.

(а*) В случае применения в системе управления регулятора передаточных чисел для улучшения характеристик управляемости самолета, выбранный диапазон регулирования должен обеспечивать безопасное завершение полета при отказе регулятора.

Если в системе управления для этой цели применяется механизм нелинейной передачи, то диапазон изменения коэффициента передачи должен исключать возможность раскачки самолета пилотом на любом эксплуатационном режиме полета.

(b*) Включение в систему управления автопилота должно удовлетворять требованиям 23.1329. Кроме того, при нерезервированном автопилоте диапазон отклонения поверхностей управления по сигналам автопилота должен быть ограничен безопасным для полета значением при активном отказе системы автопилота.

23.675. Упоры

(a) Системы управления должны быть снабжены упорами, которые ограничивают диапазон отклонения подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данными системами.

(b) Расположение упоров должно быть таким, чтобы изменение диапазона перемещения поверхности управления вследствие износа, слабины или разрегулировки натяжных устройств не оказывало отрицательного влияния на характеристики управления.

23.677. Системы балансировки

(a) Должны быть приняты меры предосторожности для предотвращения непреднамеренного, неправильного или резкого отклонения триммеров. Вблизи рычагов управления триммерами должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычага управления балансировкой относительно направления движения самолета. Кроме того, должны предусматриваться указатели, показывающие пилоту положение балансировочного устройства по отношению к диапазону регулирования, а в случаях поперечного и путевого триммирования - еще и нейтральное положение. Этот указатель должен быть виден пилоту, спроектирован и установлен таким образом, чтобы предотвратить ошибки пилота. Указатель триммирования по тангажу должен иметь маркировку крайних положений или диапазона, в котором было продемонстрировано осуществление безопасного взлета самолета при любом положении центровки и положений закрылков, одобренных для взлета.

(b) Балансировочные устройства должны быть спроектированы так, чтобы при отказе любого одного элемента трансмиссии основной системы управления полетом управляемость самолетом была приемлемой для безопасного полета и посадки:

(1) На однодвигательных самолетах - с устройством продольной балансировки.

(2) На многодвигательных самолетах - с устройствами продольной и путевой балансировок.

(c) Система управления триммером должна быть необратимой, если триммер не имеет весовой балансировки, и в связи с этим не исключается возможность возникновения флаттера. Необратимые системы управления триммерами должны иметь достаточную жесткость и надежность на участке от триммера до места крепления к конструкции самолета устройства, обеспечивающего необратимость.

(d) Должно быть продемонстрировано, что самолет безопасно управляется и что пилот может выполнять все маневры и действия, необходимые для безопасной посадки после любого возможного в эксплуатации самопроизвольного ухода системы балансировки из заданного положения, с учетом запаздывания действий пилота по времени, связанного с распознаванием увода системы балансировки. Демонстрация должна выполняться при критических весах и центровках самолета.

23.679. Стопоры системы управления

Если имеется устройство стопорения системы управления на земле или на воде, то:

(a) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие:

(1) Давать безошибочное предупреждение пилоту о включении стопора; или

(2) Автоматически отключать устройство при нормальной работе пилота основными рычагами управления самолетом.

(b) Устройство должно быть установлено так, чтобы ограничивать управление самолетом, если устройство включено и пилот получает безошибочное предупреждение об этом перед взлетом.

23.681. Статические испытания на расчетную нагрузку

(a) Соответствие требованиям настоящих Норм должно быть доказано испытаниями на расчетные нагрузки, при которых:

(1) Выбором направления испытательных нагрузок создаются наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления.

(2) Испытаниям подвергаются также все узлы, ролики и кронштейны, используемые для крепления системы к основной конструкции.

(b) Соответствие специальным коэффициентам для соединений системы управления, имеющих угловое перемещение, должно быть доказано расчетами или отдельными статическими испытаниями.

23.683. Испытания на функционирование

(a) Испытаниями на функционирование должно быть доказано, что когда поверхности управления приводятся в действие из кабины пилота при нагрузке системы, предписанной в пункте (b) настоящего параграфа, система работает без:

(1) Заедания.

(2) Чрезмерного трения.

(3) Чрезмерного отклонения органов управления.

(b) Необходимо применить следующие испытательные нагрузки:

(1) Для основной системы управления - меньшие из двух видов нагрузок, соответствующих эксплуатационным воздушным нагрузкам на данную поверхность или эксплуатационным усилиям пилота, приведенным в 23.397(b).

(2) Для вспомогательных органов управления - нагрузки не ниже соответствующих максимальному усилию пилота согласно 23.405.

23.685. Элементы системы управления

(a) Все элементы системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключалось заклинивание, заедание и воздействие на них пассажиров, грузов и незакрепленных предметов, а также образование влаги в местах, где ее замерзание может вызвать отказ системы управления.

(b) В кабине экипажа должны быть приняты меры, предотвращающие попадание посторонних предметов в такие места, где они могут вызвать заклинивание системы управления.

(d) Все элементы системы управления полетом должны иметь четкую и постоянную маркировку и быть спроектированы так, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки, которая привела бы к нарушению функционирования системы управления.

23.687. Пружинные устройства

Надежность пружинных устройств, применяемых в системе управления, должна подтверждаться испытаниями, воспроизводящими условия эксплуатации, если отказ пружины может вызвать флаттер или привести к снижению безопасности полета.

23.689. Тросовые системы

(a) Все используемые тросы, узлы крепления тросов, тандеры, места соединения тросов и роликов должны быть утвержденного типа. Кроме того:

(1) В основных системах управления не должны применяться тросы диаметром менее 3,175 мм.

(2) Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалось опасное изменение натяжения тросов во всем диапазоне перемещений при эксплуатационных условиях и во всем диапазоне изменения температуры.

(3) Должна быть обеспечена возможность визуального осмотра всех направляющих, роликов, наконечников и тандеров.

(b) Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики должны быть снабжены установленными вблизи предохранительными устройствами против смещения и перехлестывания тросов даже при их провисании. Все ролики должны находиться в одной плоскости с тросом во избежание трения троса о бортик ролика.

(d) В системах управления не должны применяться находящиеся под воздействием нагрузки или имеющие подвижность серьги с осевыми шпильками, законтренные только шплинтами.

(e) Тандеры должны устанавливаться на участках троса, не имеющих угловых перемещений во всем диапазоне хода троса.

(f) Тросы управления триммерами не относятся к основной системе управления полетом, и на самолетах, на которых при наиболее неблагоприятных положениях триммеров обеспечивается безопасность полета, диаметр этих тросов может быть менее 3,175 мм.

23.691. Искусственная система предотвращения сваливания

Если функцию системы искусственного предотвращения сваливания выполняет, например, толкатель ручки, который используется для демонстрации соответствия 23.201(c), то система должна удовлетворять следующим требованиям:

(a) При регулировке системы для применения должны быть определены допуски по скорости (положительный и отрицательный), при которых будет срабатывать управление на пикирование.

(b) При рассмотрении допустимых допусков по скорости (положительных и отрицательных), установленных в соответствии с пунктом (а) настоящего параграфа, должны выбираться такие величины скоростей для срабатывания на пикирование, которые имеют безопасный запас от скорости, при которой имеют место небезопасные характеристики сваливания.

(c) В дополнение к предупреждению о сваливании, которое требуется в соответствии с 23.207, должно быть предусмотрено предупреждение, которое ясно различимо пилоту при всех условиях полета и не требующее внимания пилота, для неисправностей, которые будут препятствовать данной системе выполнять требуемое движение по тангажу.

(d) Любая такая система должна быть спроектирована так, чтобы она могла быть быстро и правильно отключена пилотами посредством быстрого (аварийного) восстановления управления, чтобы предотвратить нежелательное пикирование самолета, и удовлетворять требованиям 23.1329(b).

(e) Должен быть установлен предполетный осмотр системы, а процедура осмотра должна быть представлена в РЛЭ. Предполетный осмотр должен быть включен в раздел ограничений РЛЭ, одобренный Компетентным органом.

(f) Для самолетов, на которых установлен автопилот:

(1) Быстрое (аварийное) восстановление управления, установленное в соответствии с 23.1329(d), может быть использовано для удовлетворения требований пункта (d) настоящего параграфа; и

(2) Сервопривод тангажа может быть использован в этой системе для создания движения на пикирование.

(g) При показе соответствия требованиям 23.1309 система должна быть оценена, чтобы определить влияние обнаруживаемых и необнаруживаемых отказов, которые могут иметь влияние на продолжение безопасного полета и посадку самолета или способности экипажа справиться с негативными условиями, которые могут возникнуть в результате отказа. Данная оценка должна включать в себя рассмотрение опасностей, связанных с летными характеристиками самолета, если система не сработает, и опасностей, связанных с неожиданным движением по тангажу при скоростях, превышающих выбранные скорости сваливания, которое вызвано отказом.

23.693. Соединения

Соединения проводки управления (в системах с жесткой проводкой), которые имеют угловые перемещения, за исключением соединений с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь специальный коэффициент безопасности не менее 3,33 по отношению к пределу прочности на смятие самого мягкого материала, применяемого в опоре. Для соединений тросовой системы управления этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0. Утвержденные номинальные характеристики шариковых и роликовых подшипников не должны превышаться.

23.697. Система управления закрылками

(a) Система управления закрылками крыла должна быть спроектирована таким образом, чтобы при отклонении закрылков в любое заданное положение, которое удовлетворяет требованиям настоящих Норм к летным характеристикам, они не могли перемещаться из заданного положения, если только это перемещение не вызвано воздействием на рычаги управления или работой автоматического устройства ограничения нагрузки на закрылок.

(b) Скорость перемещения закрылков в ответ на управляющие команды пилота или автоматических устройств должна обеспечивать удовлетворительные пилотажные и летные характеристики при установившихся или изменяющихся скоростях полета, мощности двигателей и пространственном положении самолета.

(c) Если соответствие требованию 23.145(b)(3) предписывает установку закрылков в не полностью убранное положение, место установки рычага управления закрылками в это положение должно быть расположено так, чтобы требовалось определенное изменение направления движения рычага управления за это положение.

23.699. Указатель положения закрылков

Должен быть предусмотрен указатель положения закрылков.

(a) Для закрылков, которые можно устанавливать только в положения уборки и полного выпуска, если:

(1) Механизм управления не обеспечивает чувство управления и положения закрылков (как при применении механической связи); или

(2) Пилоту трудно определить положение закрылков без опасного отвлечения от других задач пилотирования в любых условиях полета, днем и ночью.

(b) Для закрылков, которые можно устанавливать в промежуточные положения, если:

(1) Любое положение закрылков, в дополнение к положениям уборки и полного выпуска, используется для демонстрации соответствия требованиям настоящих Норм к летным характеристикам.

(2) Установка закрылков не удовлетворяет требованиям пункта (а)(1) настоящего параграфа.

23.701. Взаимосвязь между закрылками

(a) Основные крыльевые закрылки и связанные с ними перемещаемые поверхности - как система - должны удовлетворять следующим требованиям:

(1) Быть синхронизированы механической связью между закрылками, которая независима от системы привода закрылков; или должна применяться другая одобренная эквивалентная система синхронизации; или

(2) Быть спроектированы так, чтобы отказ системы закрылков, который приводил бы к появлению небезопасных летных характеристик самолета, был практически невероятным.

(b) Следует показать, что самолет обладает безопасными летными характеристиками при любой комбинации экстремальных положений индивидуально отклоняемых поверхностей (механически связанные поверхности должны рассматриваться как единая поверхность).

(c) В случае применения механической связи на многодвигательных самолетах она должна быть рассчитана на несимметричные нагрузки, возникающие в полете с неработающими двигателями, расположенными по одну сторону от плоскости симметрии, и при работе остальных двигателей на режиме взлетной мощности. Для однодвигательных самолетов, а также для многодвигательных самолетов, у которых нет влияния струи от воздушных винтов на закрылки, можно допускать, что на одну сторону действует 100% критической воздушной нагрузки, а на другую - 70%.

(а*) Связь между закрылками должна быть рассчитана на нагрузки, которые имеют место, когда поверхности закрылков с одной стороны плоскости симметрии заклинило и они неподвижны и к ним прилагается полная мощность приводящей системы, а поверхности закрылков с другой стороны - свободны для движения.

23.703. Система аварийной сигнализации при взлете

Для самолетов переходной категории, если не может быть показано, что устройства продольной балансировки, которые влияют на взлетные характеристики самолета, будут давать небезопасные взлетные конфигурации при установке их вне одобренных взлетных положений, система аварийной сигнализации при взлете должна быть установлена и удовлетворять следующим требованиям:

(a) Система должна обеспечивать пилотам звуковую сигнализацию, которая автоматически включается на начальной стадии выполнения взлета, если самолет находится в конфигурациях, при которых не может быть выполнен безопасный взлет. Сигнализация должна продолжаться до тех пор, пока:

(1) Конфигурация не будет изменена до допустимой для безопасного взлета; или

(2) Пилотом не будут приняты действия для прекращения взлета.

(b) Условия включения сигнализации должны четко соблюдаться при всех одобренных значениях взлетной мощности и процедурах взлета, а также зависеть от принятых для сертификации диапазонов взлетного веса, высоты аэродромов и температур.

Шасси

23.721. Общие положения

К стойкам шасси самолетов переходной категории с числом посадочных мест, исключая места пилотов, 10 и более предъявляются следующие требования:

(a) Основные стойки шасси должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок на взлете (разбеге) и посадке (пробеге) (предполагается, что нагрузки действуют в направлении вверх и назад) характер разрушения был таким, чтобы не возникла утечка топлива из любой части топливной системы в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара.

(b) Самолет должен быть спроектирован так, чтобы в контролируемом состоянии мог осуществлять посадку на подготовленную ВПП при одной (или более) невыпущенной стойке шасси; при этом не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара.

(c) Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть доказано анализом (расчетом, исследованием) или испытаниями, или тем и другим вместе.

23.723. Испытания амортизации

(а) Должно быть доказано, что эксплуатационные перегрузки, выбранные для расчета согласно 23.473 для взлетного и посадочного весов соответственно, не будут превышены. Это должно быть доказано испытаниями на поглощение энергии, за исключением следующего: для случаев увеличения ранее утвержденных взлетного и посадочного весов разрешается использовать расчет на основе проведенных испытаний системы шасси с идентичными характеристиками энергопоглощения.

(а*) Максимальная энергия, которую должна воспринимать амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, определяется следующими условиями:

(1) 1,5 эксплуатационной энергии при редуцированной массе, соответствующей расчетному посадочному весу самолета, и подъемной силе, заданной в 23.473(е).

(2) Если при указанных в пункте (а*)(1) настоящего параграфа энергии, весе и подъемной силе величина вертикальной составляющей скорости в первый момент посадки получится меньше чем 1,2 скорости снижения, заданной в 23.473(d)(1), то дополнительно должно быть рассмотрено поглощение амортизационной системой максимальной энергии при скорости снижения, равной 1,2 скорости, заданной в 23.473(d)(1), и подъемной силе самолета, равной его весу.

23.725. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях

(а) Если соответствие требованиям 23.723(а) доказывается испытаниями на свободное падение, то эти испытания должны проводиться на целом самолете или на агрегатах, состоящих из колеса, пневматика и амортизатора, собранных соответствующим образом. Высота свободного падения (h, м) должна быть не менее определенной по следующей формуле:

где:

G/S - удельная нагрузка на крыло, .

Однако высота свободного падения не должна быть менее 0,234 м и может не превышать 0,475 м.

(b) Если при испытаниях на свободное падение влияние подъемной силы крыла представляется эквивалентным уменьшением веса, шасси должно сбрасываться с эффективным весом, равным

где:

- эффективный вес, используемый при испытаниях на сброс, кгс;

h - заданная высота свободного падения, м;

d - обжатие пневматика при ударе (при утвержденном давлении в пневматике) плюс вертикальная составляющая перемещения оси колеса относительно сбрасываемой массы, м;

G = для основных стоек шасси; равен статической нагрузке на основную стойку при горизонтальном положении самолета (при этом на самолетах с носовой стойкой шасси передняя стойка не касается земли), кгс;

G = для хвостовых стоек; равен статической нагрузке на хвостовую стойку при стоянке с опущенным хвостом, кгс;

для носовых стоек; равен вертикальной составляющей статической реакции носового колеса, кгс. Принимается, что в центре тяжести действует вертикальная сила, направленная вниз и равная весу самолета, и горизонтальная, направленная вперед и равная 0,33 этого веса;

L - отношение принятой подъемной силы крыла к весу самолета, но не более 0,667.

(c) Эксплуатационная инерционная перегрузка должна определяться точно или в запас при испытаниях на сброс при таких пространственных положениях стоек шасси и таких лобовых нагрузках, которые соответствуют условиям посадки.

(d) Значение d, используемое при вычислении в пункте (b) настоящего параграфа, не должно превышать фактического значения, полученного при испытаниях на сброс.

(e) Эксплуатационная инерционная перегрузка (n) должна определяться из испытаний на сброс согласно пункту (b) настоящего параграфа по следующей формуле:

где:

- перегрузка, развиваемая в испытаниях на сброс (т.е. ускорение в единицах g, зарегистрированное в испытаниях на сброс) плюс 1,0;

и L - те же, что и при вычислении в испытаниях на сброс.

(f) Величина перегрузки (n), определенная в соответствии с пунктом (е) настоящего параграфа, не должна превышать эксплуатационную инерционную перегрузку, используемую для условий посадки, указанную в 23.473.

23.726. Динамические испытания на наземные нагрузки

(a) Если соответствие требованиям 23.479, 23.481, 23.483 и 23.485(а*) в отношении наземных нагрузок доказывается путем испытаний на сброс, то должно быть проведено одно испытание на сброс согласно 23.725; при этом высота сброса должна быть:

(1) В 2,25 раза больше высоты сброса, предписанной в 23.725(а); или

(2) Достаточной для получения в 1,5 раза большей эксплуатационной перегрузки.

(b) Для доказательства прочности следует использовать критические условия посадки при всех расчетных условиях, указанных в 23.479, 23.481, 23.483 и 23.485(а*).

23.727. Испытания на сброс при поглощении максимальной энергии

(a) Если соответствие требованию к поглощению максимальной энергии, приведенному в 23.723(а*), доказывается испытаниями на сброс, то высота сброса должна быть по крайней мере в 1,44 раза больше указанной в 23.725.

(b) Если влияние подъемной силы крыла представляется эквивалентным уменьшением веса, шасси должно сбрасываться с эффективным весом, приведенным в 23.725(b), с учетом указаний о величине подъемной силы самолета, приведенных в 23.723(а*)(1) и (2).

23.729. Система выпуска и уборки шасси

(а) Общие положения. Эти требования относятся к самолетам с убирающимся шасси:

(1) Механизм уборки шасси и поддерживающая его конструкция должны быть рассчитаны на максимальные полетные нагрузки при убранном шасси и на сочетание нагрузок от трения, инерции, тормозного момента и аэродинамических нагрузок, имеющих место во время уборки на любой воздушной скорости до 1,6 с убранными закрылками, и на любые перегрузки вплоть до указанных в 23.345 для условий полета с выпущенными закрылками.

(2) Шасси и механизм уборки, включая створки отсеков шасси, должны выдерживать полетные нагрузки, в том числе нагрузки, возникающие при всех условиях скольжения, указанных в 23.351, при выпущенном шасси на любой скорости до 1,6 с убранными закрылками.

(b) Замок шасси. Должны быть предусмотрены надежные средства (помимо давления жидкости или газа) для удержания шасси в выпущенном положении.

(c) Аварийный выпуск. Сухопутный самолет с убирающимся шасси, не имеющий аварийного выпуска шасси вручную, должен иметь средства выпуска шасси на случай:

(1) Любого умеренно вероятного отказа в основной системе привода шасси; или

(2) Любого умеренно вероятного отказа источника питания, могущего помешать работе основной системы привода шасси.

(d) Испытания на работоспособность. Нормальная работа механизма уборки должна быть доказана путем испытаний на работоспособность (функционирование).

(e) Указатель положения. Если самолет имеет убирающееся шасси, должен быть предусмотрен указатель положения шасси или другие устройства, информирующие пилота о том, что каждая опора шасси зафиксирована в выпущенном (или убранном) положении. Если используются датчики положения, то их расположение и соединение с элементами шасси должно исключать ошибочную индикацию "ВЫПУЩЕНО И ЗАФИКСИРОВАНО", если любая опора шасси не выпущена полностью, или индикацию "УБРАНО И ЗАФИКСИРОВАНО", если любая опора шасси не убрана полностью.

Если используются световые индикаторы, то их следует выполнять таким образом, чтобы:

(1) Зеленый светосигнализатор для каждой опоры шасси включался только в том случае, когда эта опора устанавливается в правильном посадочном положении.

(2) Световые индикаторы предупредительной сигнализации были включены все время, за исключением тех случаев, когда опора шасси и створки установлены в посадочном или убранном положении.

(f) Сигнализация шасси. На сухопутных самолетах должны быть предусмотрены следующие звуковые или другие равноценные по эффективности сигнальные устройства шасси:

(1) Устройство, которое действует непрерывно, когда один или большее число рычагов управления двигателями (РУД) установлены в положение ниже нормально используемого для захода на посадку, а шасси не выпущено полностью и не зафиксировано замками. Недопустимо использование механического упора РУД вместо устройства выдачи звукового предупреждения. Если имеется ручной выключатель указанного сигнального устройства, то сигнальная система должна быть спроектирована таким образом, чтобы уборка при отключенной сигнализации одного или большего числа РУД, последующее их удержание в положении нормального захода на посадку или ниже вызывали включение устройства звуковой сигнализации.

(2) Устройство, которое действует непрерывно, когда закрылки отклонены в положение, не соответствующее максимальному углу отклонения, используемому при нормальном заходе на посадку, а шасси не выпущено полностью и не зафиксировано замками. Недопустимо использование ручного отключения этого устройства предупреждения. Датчики положения закрылков можно устанавливать в любом удобном месте. В системе этого устройства допустимо использование любой части устройства, требуемого пунктом (f1) данного параграфа, включая генератор звукового сигнала.

(g) Оборудование, установленное в нишах шасси. Если ниша шасси используется для установки оборудования, отличного от опор шасси, это оборудование должно быть спроектировано и установлено таким образом, чтобы минимизировать его повреждения вследствие разрыва пневматика или отслоения протектора, а также воды и грязи, которые могут присутствовать в нише шасси.

23.731. Колеса

(a) Максимальная по техусловиям стояночная нагрузка каждого колеса должна быть не менее соответствующей статической реакции земли при:

(1) Расчетном максимальном весе самолета.

(2) Критической центровке.

(b) Максимальная по техусловиям эксплуатационная нагрузка каждого колеса должна быть равна или больше максимальной эксплуатационной радиальной нагрузки, определенной согласно соответствующим требованиям настоящих Норм к наземным нагрузкам.

(а*) Все основные, носовые и хвостовые колеса должны быть утвержденного типа.

(b*) Конструкция колес и тормозов должна обеспечивать их работоспособность при попадании в тормоза воды, грязи либо иметь надежную защиту от их попадания.

23.733. Пневматики

(a) Каждое колесо шасси должно иметь пневматик утвержденного типа, характеристики которого (статические и динамические) не превышаются:

(1) При нагрузке на пневматик каждого основного колеса (подлежащей сравнению со статическими характеристиками, утвержденными для таких пневматиков), равной статической реакции земли при расчетном максимальном весе и критической центровке.

(2) При нагрузке на пневматик носовых колес (сравниваемой с динамическими характеристиками, которые установлены для подобных пневматиков), равной реакции, полученной на носовом колесе при следующих условиях: вес самолета сосредоточен в наиболее критическом положении центра тяжести и находится под действием сил 1,0 G вниз и 0,31 G вперед (где G - расчетный максимальный вес); реакции между носовыми и основными колесами распределены по принципам статики; реакция торможения на земле приложена только к тормозным колесам.

(b) Если применены пневматики специальной конструкции, то это должно быть отмечено на колесах ясной и хорошо видимой маркировкой. Маркировка должна содержать указания о типе пневматика, размерах, количестве слоев и опознавательное клеймо самого пневматика.

(c) На убирающемся шасси все пневматики, при их максимально возможных в эксплуатации размерах, должны иметь зазор с расположенными рядом конструкциями и системами, достаточный для исключения контакта между пневматиком и любой частью конструкции или системы.

23.735. Тормоза

(а) Должны быть предусмотрены тормоза. Величина кинетической энергии, поглощаемой тормозной установкой каждого основного колеса при посадке, должна быть не менее потребной величины поглощения кинетической энергии торможения, полученной любым из следующих методов:

(1) Определением потребной величины поглощения кинетической энергии торможения точным расчетом в запас при расчетном посадочном весе на основе анализа последовательности ожидаемых во время посадки обстоятельств.

(2) Вместо точного расчета потребную величину кинетической энергии для поглощения тормозной установкой каждого основного колеса можно получить по следующей формуле:

где:

G - расчетный посадочный вес, кгс;

V - скорость самолета, км/ч; величина V должна быть не менее (скорости сваливания при неработающих двигателях на уровне моря при расчетном посадочном весе и посадочной конфигурации);

N - количество основных колес с тормозами.

(b) Тормоза должны исключать возможность качения колес по ВПП с искусственным покрытием при работе критического двигателя на взлетной мощности, но не требуется, чтобы они исключали движение самолета с заторможенными колесами.

(c) При определении посадочной дистанции в соответствии с требованиями 23.75 давление в тормозной системе колеса не должно превышать давления, указанного изготовителем колеса.

(d) Если на самолете установлены противоюзовые устройства, то они и взаимодействующие с ними системы должны быть спроектированы так, чтобы исключалась опасная потеря способности торможения или путевой управляемости самолета при вероятной единичной неисправности этих устройств и систем.

(e) Дополнительно, для самолетов переходной категории, величина кинетической энергии, поглощаемой тормозной установкой каждого основного колеса при прерванном взлете, должна быть не менее потребной величины поглощения кинетической энергии торможения, полученной любым из следующих методов:

(1) Определение потребной величины поглощения кинетической энергии торможения должно основываться на консервативно-рациональном расчете последствий, ожидаемых во время прерванного взлета при расчетном взлетном весе.

где:

G - расчетный взлетный вес самолета, кгс;

V - скорость самолета, км/ч, равная максимальной величине скорости , выбранной в соответствии с 23.51(с)(1);

N - количество основных колес с тормозами.

23.737. Лыжи

Установленная максимальная эксплуатационная нагрузка каждой лыжи должна быть не менее максимальной эксплуатационной нагрузки, определяемой в соответствии с требованиями настоящих Норм к наземным нагрузкам.

23.745. Управляемое носовое/хвостовое колесо

(а) Если на самолете установлено управляемое носовое/хвостовое колесо, должно быть продемонстрировано, что не требуются чрезмерные усилия пилота для управления им в процессе взлета и посадки при боковом ветре или в случае отказа двигателя, или что использование управления ограничено малыми скоростями маневрирования.

(b) Перемещение пилотом органа управления колесом не должно быть связано с уборкой и выпуском шасси.

Корпуса и поплавки гидросамолетов

23.751. Плавучесть основных поплавков гидросамолетов

(a) Каждый основной поплавок должен иметь:

(1) Плавучесть на 80% выше плавучести, необходимой этому поплавку для обеспечения плавучести, приходящейся на него доли максимального веса гидросамолета или самолета-амфибии в пресной воде.

(2) Достаточное количество водонепроницаемых отсеков, чтобы обеспечить плавучесть гидросамолета или самолета-амфибии без опрокидывания при затоплении любых двух отсеков основного поплавка.

(b) Каждый основной поплавок должен иметь не менее четырех водонепроницаемых отсеков приблизительно одинакового объема.

23.753. Конструкция основного поплавка

Основные поплавки должны соответствовать требованиям, изложенным в 23.521.

23.755. Корпус летающей лодки

(a) Корпус летающей лодки или самолета-амфибии с максимальным весом 680 кгс и более должен иметь водонепроницаемые отсеки, спроектированные и расположенные таким образом, чтобы плавучесть корпуса, вспомогательных поплавков и пневматиков колес (если таковые имеются) обеспечивали в пресной воде плавучесть самолета без опрокидывания при всех состояниях водной поверхности, разрешенной в эксплуатации, при:

(1) Затоплении любых двух отсеков у самолетов с максимальным весом более или равным 2270 кгс.

(2) Затоплении любого одного отсека у самолетов с максимальным весом от 680 до 2270 кгс.

(b) Если для обеспечения связи между отсеками корпуса используются люки, то они должны быть водонепроницаемыми.

23.757. Вспомогательные поплавки

Вспомогательные поплавки должны быть расположены таким образом, чтобы при полном погружении в пресной воде создавать выравнивающий момент, не менее чем в 1,5 раза превышающий опрокидывающий момент, обусловленный креном гидросамолета или самолета-амфибии.

Размещение людей и грузов

23.771. Кабина пилотов

(a) Кабина и ее оборудование должны обеспечивать пилотам выполнение их обязанностей без чрезмерного напряжения и утомляемости.

(b) Если летный экипаж отделен от пассажиров перегородкой, в ней должны быть предусмотрены отверстия или открываемое окно, или дверь для облегчения связи между летным экипажем и пассажирами.

(c) Органы аэродинамического управления, перечисленные в 23.779, за исключением тросов и тяг управления, должны быть так расположены относительно винтов, чтобы ни пилоты, ни органы управления даже частично не находились в зоне между плоскостью вращения винтов внутренних двигателей и поверхностью, образованной линией, проходящей через центр втулки винта под углом 5° вперед или назад от плоскости вращения винта.

23.773. Обзор из кабины экипажа

(a) Каждая кабина экипажа должна быть:

(1) Спроектирована так, чтобы обеспечивался достаточно широкий беспрепятственный и неискаженный обзор, позволяющий пилоту осуществлять руление, взлет, заход на посадку, приземление, а также производить любые маневры в пределах эксплуатационных ограничений самолета.

(2) Свободной от слепящего света и отражений, способных помешать зрительному восприятию пилота. Соответствие этому требованию должно быть продемонстрировано для всех эксплуатационных условий, требуемых при сертификации.

(3) Спроектирована так, чтобы каждый пилот был защищен от атмосферных воздействий, чтобы в условиях умеренных атмосферных осадков не происходило чрезмерного ухудшения видимости по направлению движения при нормальном полете и посадке.

(b) В каждой кабине экипажа должны быть устройства, очищающие лобовое и боковые стекла или предотвращающие запотевание или образование инея на их внутренней части на площади, значительно большей, чем та, которая необходима для обеспечения требований пункта (а)(1) данного параграфа. Соответствие этому требованию должно быть продемонстрировано для всех ожидаемых в эксплуатации внешних и внутренних условий, если не продемонстрировано, что лобовое и боковые стекла могут быть очищены пилотом без нарушения его обязанностей.

23.775. Лобовые стекла и окна

(a) Используемый для изготовления внутренних панелей лобовых стекол и окон материал не должен образовывать при разрушении опасных осколков, (таким материалом является, например, безопасное стекло).

(b) Конструкция лобовых стекол, окон и фонарей на самолетах с гермокабинами должна учитывать особенности, связанные с высотной эксплуатацией, включая:

(1) Влияние длительных и циклических нагрузок от перепада давления.

(2) Характеристики используемых материалов.

(3) Влияние температуры и ее перепадов.

(c) На самолетах с герметическими кабинами, если запрашивается сертификат для эксплуатации на высотах более 7600 м (25 000 футов), защитный фонарь вместе с характерной частью его установки должен быть подвергнут специальным испытаниям, воспроизводящим комбинированное воздействие длительных и циклических нагрузок от перепада давления и полетных нагрузок, или должно быть показано соответствие условиям безопасного разрушения согласно пункту (d) настоящего параграфа.

(d) Если запрашивается сертификат для эксплуатации на высотах более 7600 м (25 000 футов), то лобовые стекла, панели окон и фонари должны быть достаточно прочными, чтобы выдержать нагрузки максимального перепада давления в кабине в сочетании с воздействием критического аэродинамического давления и температуры после повреждения любого несущего элемента лобового стекла, панели окна или фонаря.

(e) Лобовое стекло и боковые окна, находящиеся впереди пилота, сидящего в нормальном полетном положении, должны иметь коэффициент пропускания света не менее 70%.

(f) Если полеты в условиях фактического или прогнозируемого обледенения не запрещены эксплуатационными ограничениями, то должны быть предусмотрены средства предотвращения или удаления льда с лобового стекла в условиях обледенения, указанных в Приложении П23.1419, для обеспечения пилоту адекватного обзора, позволяющего осуществлять руление, взлет, заход на посадку, приземление и производить любые маневры в пределах эксплуатационных ограничений самолета.

(g) В случае любого одиночного отказа система обогрева стекла не должна увеличивать температуру лобового или боковых стекол в местах, где:

(1) Повреждение конструкции существенно влияет на целостность кабины; или

(2) Возможна опасность возникновения пожара.

(h) Дополнительно, для самолетов переходной категории, нормальной и многоцелевой категорий с герметичной кабиной требуется следующее:

(1) Лобовые стекла, находящиеся перед рабочими местами пилотов, и элементы конструкции, несущие эти стекла, должны выдерживать удар птицы весом до 0,91 кг без ее проникновения внутрь кабины, при скорости самолета относительно птицы по траектории полета самолета, равной максимальной скорости самолета при заходе на посадку с выпущенными закрылками.

(2) Панели лобовых стекол перед рабочими местами пилотов должны быть расположены таким образом, чтобы в случае потери видимости через любую одну панель остальные (одна или несколько панелей) оставались доступными для использования пилотом с его рабочего места и обеспечивали безопасное продолжение полета и посадку.

23.777. Органы управления в кабине

(a) Все органы управления в кабине должны быть расположены (кроме случаев, когда их назначение очевидно) и обозначены так, чтобы обеспечивалось удобство использования и исключалось их непреднамеренное перемещение.

(b) Органы управления должны быть расположены и установлены таким образом, чтобы сидящий пилот мог полностью и беспрепятственно перемещать любой орган управления и этому не мешала бы его одежда и конструкция кабины.

(1) На самолетах с несколькими двигателями - на среднем пульте, или вверху в центре кабины, или вблизи центра кабины.

(2) На самолетах с одним двигателем и с одиночным или тандемно расположенными пилотскими креслами - на левом пульте или приборной доске;

(3) На других самолетах с одним двигателем - в центре кабины, или вблизи центра на среднем пульте, приборной доске, или вверху.

(4) На самолетах с расположением кресел пилотов рядом и с двумя комплектами органов управления силовой установкой - на левом и правом пультах.

(d) Порядок размещения органов управления слева направо:

Рычаг управления двигателем (тягой), управление воздушным винтом (частотой вращения) и управление составом топливной смеси (на самолетах с газотурбинными двигателями - рычаг регулятора воздушного винта и выключатель подачи топлива).

Рычаги управления двигателем (РУД) должны быть по меньшей мере на 25 мм выше или длиннее (чтобы быть более заметными), чем органы управления воздушным винтом или составом топливной смеси.

Рычаги управления подогревом воздуха или запасным воздухозаборником должны находиться слева от рычага управления двигателем или, если он не на среднем пульте, то на расстоянии как минимум 203 мм от органа управления составом топливной смеси. Если же рычаг управления подогревом воздуха находится на среднем пульте, то он должен устанавливаться сзади или ниже рычагов управления двигателем.

Органы управления наддувом должны быть установлены ниже или сзади органов управления воздушным винтом.

На самолетах с тандемным расположением кресел и на одноместных самолетах можно размещать органы управления в левой стороне кабины, однако порядок размещения слева направо должен быть следующим: РУД, органы управления воздушным винтом, органы управления составом топливной смеси.

(e) Одинаковые органы управления всех двигателей должны быть расположены таким образом, чтобы не было сомнения, к какому двигателю относится данный рычаг управления.

(1) Обычные органы управления силовой установкой, состоящей из нескольких двигателей, должны быть размещены таким образом, чтобы левые органы управления относились к левому двигателю (левым двигателям), правые - к правому двигателю (правым двигателям).

(2) На самолетах с двумя двигателями, установленными впереди и сзади (тандем), левые органы управления силовой установкой должны относиться к переднему двигателю, а правые - к заднему.

(f) Органы управления закрылками и вспомогательными аэродинамическими устройствами должны быть расположены:

(1) В центре или справа от оси среднего пульта или рычагов управления двигателями.

(2) Достаточно далеко от крана управления шасси, чтобы избежать ошибки.

(g) Кран управления шасси должен быть расположен слева от оси РУД или оси среднего пульта.

(h) Все переключатели подачи топлива должны соответствовать требованиям 23.995 и должны быть расположены и установлены таким образом, чтобы пилот при любом возможном положении кресла мог их видеть и дотянуться до них, не передвигая кресла или основной орган управления. Кроме того:

(1) Для механического переключателя подачи топлива:

(i) В качестве указателя выбранного положения переключателя подачи топлива должна использоваться стрелка. Она должна обеспечивать обозначение выбранной позиции, в которой должно быть обеспечено надежное фиксирование выбранного положения переключателя.

(ii) Стрелка индикатора положения должна размещаться на той части рукоятки, которая имеет максимальный размер, измеренный от центра вращения.

(2) Для электрического или электронного переключателя подачи топлива:

(i) Цифровые органы управления и электрические переключатели должны быть надежно маркированы.

(ii) Должны быть предусмотрены средства индикации летному экипажу, какой выбран бак и откуда происходит питание. Положение переключателя подачи топлива не считается средством индикации. Положения "ВЫКЛЮЧЕНО" или "ЗАКРЫТО" должны быть обозначены красным цветом.

(3) Если ручка переключателя подачи топлива или электрический, или цифровой переключатель одновременно является перекрывным средством, то закрытое положение должно отмечаться красным цветом. Если предусмотрено отдельное устройство перекрытия, то оно тоже должно быть красного цвета.

23.779. Перемещение и действие органов управления в кабине

Органы управления в кабине должны быть сконструированы так, чтобы их перемещение и действие соответствовали следующим требованиям.

(а) Аэродинамические органы управления

(1) Основные органы управления

Органы управления	Перемещение и действие
Элерон	Штурвал направо (по часовой стрелке) - правое крыло вниз
Руль высоты	Штурвал назад - кабрирование
Руль направления	Правая педаль вперед - правый разворот

(2) Вспомогательные органы управления

Органы управления	Перемещение и действие
Закрылки (или вспомогательные устройства для увеличения подъемной силы)	Орган управления вперед или вверх - уборка закрылков или вспомогательных устройств; назад или вниз - выпуск закрылков или вспомогательных устройств
Триммеры (или эквивалентные им устройства)	Перемещение выключателя или механическое вращение органа управления - аналогичное вращение самолета вокруг оси, параллельной оси органа управления.

Продолжение (2)

Органы управления

Перемещение и действие

Ось управления триммером элерона может быть смещена для удобства выполнения пилотом необходимых действий.

На самолетах с одним двигателем направление движения руки пилота должно совпадать с реакцией самолета на триммер руля направления, если пилоту доступна только часть вращающегося элемента

(b) Органы управления силовой установкой и агрегатами

(1) Силовая установка

Органы управления	Перемещение и действие
Рычаг управления мощностью (тягой)	Вперед - увеличение поступательной тяги, назад - увеличение обратной тяги
Воздушные винты	Вперед - увеличение частоты вращения
Смесь	Вперед или вверх - обогащение состава топливной смеси
Топливо	Вперед - открытие
Карбюратор, подогрев воздуха или дополнительный воздух	Вперед или вверх - охлаждение
Нагнетатели	Вперед или вверх - малый наддув
Турбонагнетатели	Вперед или вверх, или по часовой стрелке - повышение давления
Вращающиеся органы управления	По часовой стрелке - из выключенного положения до полностью включенного
Рычаг управления реверсом двигателя	Назад (на себя) - увеличение обратной тяги (мощности)

(2) Агрегаты

Органы управления	Перемещение и действие
Переключатель топливных баков	Направо - для правых баков, налево - для левых баков
Шасси	Вниз - выпуск
Аэродинамические тормоза	Назад - выпуск

23.781. Форма рукояток органов управления в кабине

(а) Рукоятки органов управления закрылками и шасси должны соответствовать общим формам (но не обязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке.

Рукоятка управления закрылками

Рукоятка управления шасси

(b) Рукоятки органов управления силовой установкой должны соответствовать общим формам (но не обязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке.

На секторе газа

На приборной доске

Рукоятка управления двигателем (тягой)

Рукоятка управления регулятором оборотов

Рукоятка управления регулятором смеси

Рукоятка управления подогревом воздуха

Рукоятка управления турбонаддувом

23.783. Двери

(a) Каждая отдельная кабина, предназначенная для размещения пассажиров, должна иметь по крайней мере одну легкодоступную наружную дверь.

(b) Пассажирские двери не должны располагаться относительно плоскости вращения любого воздушного винта или любого другого потенциально опасного элемента так, чтобы это представляло опасность для людей, пользующихся этой дверью.

(1) Должны быть предусмотрены средства для запирания двери и предотвращения возможности ее случайного открытия в полете людьми, перемещением груза или в результате механического повреждения.

(2) Дверь должна открываться как изнутри, так и снаружи самолета, даже когда внутренний запирающий механизм находится в запертом положении.

(3) Должны быть предусмотрены простые и очевидные для использования средства открытия двери, расположенные и маркированные изнутри и снаружи самолета таким образом, чтобы дверь можно было легко найти, отпереть и открыть даже в темноте.

(4) Дверь должна удовлетворять требованиям по маркировке, приведенным в 23.811.

(5) Должны быть приняты достаточные меры по предотвращению заклинивания двери вследствие деформации фюзеляжа при аварийной посадке.

(6) Допускается использование дополнительных запирающих устройств, приводимых в действие снаружи самолета, но такие устройства должны преодолеваться обычными внутренними средствами открытия двери.

(d) Кроме того, каждая наружная дверь для пассажиров или экипажа самолета переходной категории должна соответствовать следующим требованиям:

(1) Каждая дверь должна открываться как изнутри, так и снаружи, даже в случае скопления людей у двери внутри самолета.

(2) Если используются двери, открывающиеся внутрь, то должны быть предусмотрены средства, предотвращающие скопление у двери такого количества людей, которое может помешать ее открытию.

(3) Допускается использование дополнительных запирающих устройств.

(e) Каждая наружная дверь на самолете переходной категории, каждая наружная дверь впереди любого двигателя или воздушного винта на самолете нормальной, многоцелевой или акробатической категорий и каждая дверь гермоотсека на герметическом самолете должны соответствовать следующим требованиям:

(1) Должны быть предусмотрены средства для запирания каждой наружной двери, включая двери грузовых отсеков и служебные двери, и предотвращения возможности ее случайного открытия в полете людьми, перемещением груза или в результате механического повреждения или разрушения одного из элементов конструкции в процессе закрытия или после закрытия.

(2) Должна быть обеспечена возможность прямого визуального осмотра запирающего механизма для определения полного закрытия и запирания наружной двери, при открытии которой первое движение направлено не внутрь самолета. Предусмотренные средства должны быть различимы при освещении в условиях эксплуатации членами экипажа, использующими электрофонарь или эквивалентный источник света.

(3) Должны быть предусмотрены визуальные средства предупредительной сигнализации членам летного экипажа о неполном закрытии и запирании наружной двери. Эти средства должны быть спроектированы так, чтобы любой отказ или комбинация отказов, приводящие к ошибочной сигнализации закрытого и запертого положений, были бы невероятными для дверей, при открытии которых первое движение направлено не внутрь самолета.

(f) Кроме того, на самолеты переходной категории распространяются следующие требования:

(1) Каждая входная пассажирская дверь на борту фюзеляжа должна классифицироваться как аварийный выход, расположенный на уровне пола кабины. Этот аварийный выход должен иметь прямоугольный проем шириной не менее 610 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода.

(2) Если на входной пассажирской двери установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован так, чтобы после воздействия на него инерционных нагрузок в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2), и поломки одной или более стоек шасси, он не снижал эффективность аварийного покидания самолета пассажирами через входную дверь.

(g) Если на туалетах установлены двери, то они должны быть спроектированы так, чтобы исключалась возможность блокирования кого-либо в туалете. Если на двери установлен запирающий механизм, то должна быть обеспечена возможность его открытия снаружи туалета.

23.785. Кресла, спальные места, носилки, поясные и плечевые привязные ремни

Для каждого человека на борту должно быть предусмотрено кресло или сиденье, удовлетворяющее следующим требованиям:

(a) Каждая система "кресло+средства фиксации" и ее опорная конструкция должны быть рассчитаны на обеспечение опоры для людей весом не менее 97,5 кгс каждый при воздействии максимальных перегрузок, соответствующих установленным условиям нагружения в полете и на земле, которые определены в утвержденном диапазоне условий эксплуатации самолета. Кроме того, эти нагрузки должны быть умножены на дополнительный коэффициент безопасности 1,33 при определении прочности всех соединений и креплений:

(1) Каждого кресла к конструкции.

(2) Каждого поясного ремня и каждого плечевого привязного ремня к креслу или к конструкции.

(b) Каждая система "кресло + средства фиксации", установленная по направлению или против направления полета самолета нормальной, многоцелевой или акробатической категорий, должна состоять из кресла, поясных и плечевых привязных ремней, снабженных замком с металлическим запирающим устройством, спроектированных таким образом, чтобы обеспечить защиту человека, требуемую в 23.562. При других направлениях установки кресла должны обеспечиваться такой же уровень безопасности человека, как и при установке кресла с поясными и плечевыми привязными ремнями по направлению или против направления полета, и меры защиты человека согласно 23.562.

(c) На самолетах переходной категории каждое кресло и его опорная конструкция должны быть рассчитаны на человека весом не менее 77 кгс при воздействии на него статических инерционных нагрузок в результате действия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2). При этом каждый человек должен быть защищен от серьезной травмы головы при воздействии инерционных нагрузок в результате действия этих перегрузок посредством поясных и плечевых привязных ремней, снабженных замком с металлическим запирающим устройством, на креслах переднего ряда и посредством поясных привязных ремней или поясных и плечевых привязных ремней, снабженных замком с металлическим запирающим устройством, на каждом другом кресле, кроме кресел переднего ряда.

(d) Каждая привязная система должна иметь одноточечный привод расстегивания замка для обеспечения возможности аварийной эвакуации человека.

(e) Привязная система кресла каждого члена экипажа должна позволять члену экипажа, сидящему с застегнутыми поясными и плечевыми привязными ремнями, исполнять все функции, необходимые для выполнения полета.

(f) Каждое кресло пилота должно быть спроектировано с учетом сил реакций, возникающих в результате приложения пилотом усилий к основным органам управления, как указано в 23.395.

(g) Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждого поясного и плечевого привязного ремня в нерабочем положении, чтобы они не мешали управлению самолетом и быстрому покиданию самолета в аварийной ситуации.

(h) Каждое кресло самолета многоцелевой или акробатической категории должно быть рассчитано на размещение человека с парашютом, если только не заявлено иное.

(i) В зоне кабины, окружающей каждое кресло, включая конструкцию, стенки интерьера, приборную доску, штурвал управления, педали и другие кресла в пределах досягаемости головы и туловища человека (сидящего с застегнутой привязной системой), должны отсутствовать потенциально травмоопасные элементы: острые кромки, выступы и жесткие поверхности. Если для удовлетворения этого требования используются энергопоглощающие конструкции или устройства, то они должны защищать человека от серьезной травмы, когда он подвергается воздействию статических инерционных нагрузок в результате воздействия расчетных перегрузок, приведенных в 23.561 (b)(2), или они должны удовлетворять критериям защиты человека согласно 23.562, как это требуется в пунктах (b) и (с) настоящего параграфа.

(j) Все направляющие крепления кресел должны быть снабжены упорами для предотвращения выскальзывания кресла из направляющих.

(k) Для снижения нагрузок на человека с целью обеспечения соответствия требованиям 23.562 в каждой системе "кресло + средства фиксации" могут использоваться особенности конструкции, такие, как смятие или отделение некоторых элементов. Если такие особенности конструкции не предусмотрены, то система должна оставаться целой.

(1) Применительно к настоящему параграфу, передним креслом является кресло, установленное на рабочем месте члена летного экипажа, или любое кресло, расположенное рядом с таким креслом.

(m) Каждое спальное место или устройство для носилок, установленное параллельно продольной оси самолета, должно быть спроектировано таким образом, чтобы его передняя часть имела обитую торцевую стенку, брезентовую перегородку или эквивалентные средства, способные выдержать силы реакций от человека весом 97,5 кгс, который подвергается действию статических инерционных нагрузок в результате воздействия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2). Кроме того:

(1) Каждое спальное место или носилки должны иметь систему фиксации человека и не должны иметь углов или других частей, которые могли бы нанести серьезную травму находящемуся на них человеку в процессе аварийной посадки.

(2) Крепления системы фиксации человека на спальном месте или носилках должны выдерживать статические инерционные нагрузки в результате действия расчетных перегрузок, указанных в 23.561(b)(2).

(n) Соответствие требованиям настоящего параграфа к статической прочности кресел и спальных мест, утвержденных как часть типовой конструкции, и установок кресел и спальных мест может быть доказано:

(1) Анализом конструкции (расчетом на прочность), если конструкция соответствует обычным типам самолетов, для которых известна надежность существующих методов анализа (расчета).

(2) Сочетанием расчета на прочность (анализа конструкции) и статических испытаний до максимальной эксплуатационной нагрузки; или

(3) Статическими испытаниями до расчетных нагрузок.

23.787. Багажные и грузовые отсеки

(a) Каждый грузовой отсек:

(1) Должен быть рассчитан на указанный в его трафарете максимальный вес груза и на критическое распределение нагрузки при соответствующих максимальных перегрузках, относящихся к условиям нагружения в полете и на земле.

(2) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения опасного смещения содержимого любого грузового отсека и защиты от него всех органов управления, проводки, трубопроводов, оборудования и вспомогательных агрегатов, поломка или повреждение которых могут повлиять на безопасность полета.

(3) Должны быть предусмотрены средства защиты людей от травмирования содержимым любого отсека, расположенного позади них и отделенного конструкцией, при действии направленной вперед расчетной перегрузки 9,0 с учетом того, что в отсеке находится багаж или груз максимально допустимого веса.

(b) На самолетах, на которых предусмотрено размещение багажа или груза в одной кабине с пассажирами, должны быть предусмотрены средства для защиты людей от травмирования при действии на груз статических инерционных нагрузок, соответствующих расчетным перегрузкам, установленным в 23.561(b)(3), с учетом максимально допустимого веса багажа или груза в кабине.

(c) На самолетах, которые используются только для перевозки грузов, аварийные выходы для летного экипажа должны удовлетворять требованиям 23.807 при любых условиях размещения груза.

23.791. Информационные табло для пассажиров

На самолетах, на которых члены летного экипажа не могут видеть кресла других людей на борту или где кабина экипажа отделена от пассажирской кабины, должно быть по крайней мере одно табло (с использованием надписей или символов), информирующее всех пассажиров, когда привязные ремни должны быть застегнуты. Табло, информирующие, когда привязные ремни должны быть пристегнуты, должны:

(a) После включения быть удобочитаемыми для всех находящихся в пассажирской кабине при всех возможных условиях освещения.

(b) Быть установлены так, чтобы член летного экипажа, находясь на рабочем месте, мог включать и выключать табло.

(а*) На самолетах, осуществляющих коммерческую перевозку пассажиров, информационные табло и трафареты для пассажиров должны быть выполнены на двух языках - английском и языке государства - эксплуатанта ВС.

23.803. Аварийная эвакуация

(a) На самолетах переходной категории должна быть выполнена демонстрация аварийной эвакуации с участием максимального количества людей, на которое запрашивается сертификация. Демонстрация должна проводиться в имитируемых ночных условиях с использованием только аварийных выходов, расположенных на наиболее критическом для эвакуации борту самолета. Участники демонстрации должны представлять обычный состав пассажиров, ранее не участвовавших в демонстрации или ее репетиции. Эвакуация должна быть завершена в течение 90 с.

(b) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то в процессе демонстрации аварийной эвакуации, описанной в пункте (а) настоящего параграфа, для обеспечения внутреннего освещения кабины может быть использована только система аварийного освещения, установленная в соответствии с 23.812.

23.805. Аварийные выходы для летного экипажа

На самолеты, на которых близость аварийных выходов для пассажиров к зоне размещения летного экипажа не представляет удобных и легкодоступных средств эвакуации летного экипажа, распространяются следующие требования:

(а) В зоне размещения летного экипажа должен быть предусмотрен либо один аварийный выход на каждом борту самолета, либо верхний аварийный люк.

(b) Каждый выход должен быть расположен так, чтобы обеспечивалась быстрая эвакуация экипажа. Выход должен быть выполнен в виде беспрепятственного прямоугольного проема размерами не менее 485х510 мм.

(c) На каждом аварийном выходе, расположенном на высоте более 1830 мм от земли, должно быть предусмотрено вспомогательное средство для эвакуации. Вспомогательным средством может быть канат или любые другие средства, если продемонстрирована их пригодность этому назначению. Если вспомогательным средством является канат или одобренное устройство, эквивалентное канату, то они должны:

(1) Крепиться к конструкции фюзеляжа на верхней части проема аварийного выхода или над ним, или для аварийных выходов в виде форточек для пилотов - в другом одобренном месте, если сложенное устройство или его крепление снижают обзор пилотам в полете.

(2) Выдерживать (вместе с креплением) статическую нагрузку 180 кгс.

23.807. Аварийные выходы

(a) Количество и расположение. Расположение аварийных выходов должно обеспечивать эвакуацию без давки при любом вероятном положении самолета после аварии. Самолет должен иметь по крайней мере следующие аварийные выходы:

(1) На всех самолетах с количеством посадочных мест 2 и более, за исключением самолетов с кабинами, закрываемыми фонарями, по крайней мере один аварийный выход на борту кабины, противоположном основной двери, установленной согласно 23.783.

(2) [Зарезервирован]

(3) Если кабина экипажа отделена от пассажирской кабины дверью, которая при небольшой аварии, вероятно, может блокировать эвакуацию пилотов, то в кабине экипажа должен быть выход. Тогда количество выходов, требуемое пунктом (а)(1) настоящего параграфа, должно определяться отдельно для пассажирской кабины с учетом количества посадочных мест в этой кабине.

(4) Аварийные выходы не должны располагаться относительно плоскости вращения любого воздушного винта или любого другого потенциально опасного элемента так, чтобы это представляло опасность для людей, пользующихся этим выходом.

(b) Тип и открытие. Аварийными выходами должны быть подвижные иллюминаторы, панели, фонари или наружные двери, открываемые как изнутри, так и снаружи самолета, которые обеспечивают открытый и беспрепятственный проем, достаточно большой, чтобы в него вписался эллипс размерами 485х660 мм. Дополнительные запирающие устройства, используемые для охраны самолета, должны быть рассчитаны на их преодоление обычными внутренними средствами открытия. Внутренние ручки открытия аварийных выходов, открываемых наружу, должны быть соответственно защищены от непреднамеренного приведения в действие. Кроме того, каждый аварийный выход должен:

(1) Быть легкодоступным, не требующим исключительной ловкости при использовании в аварийных ситуациях.

(2) Иметь простой и очевидный способ открытия.

(3) Быть расположен и промаркирован для обеспечения легкого его обнаружения и открытия, даже в темноте.

(4) Иметь приемлемые меры по предотвращению заклинивания при деформации фюзеляжа.

(5) На самолетах акробатической категории - позволять каждому человеку быстро покинуть самолет с парашютом на любой скорости от до .

(6) На самолетах многоцелевой категории, которым разрешено выполнение штопора, - позволять каждому человеку быстро покинуть самолет с парашютом на наибольшей скорости, которая может быть достигнута при выполнении маневра, на который запрашивается сертификат.

(d) Двери и выходы. Кроме того, к самолетам переходной категории относятся следующие требования:

(1) В дополнение к пассажирской входной двери:

(i) На самолетах с общим количеством пассажирских мест 15 и менее на каждом борту кабины должен быть аварийный выход, соответствующий требованиям пункта (b) настоящего параграфа.

(ii) На самолетах с количеством пассажирских мест от 16 до 19 должно быть три аварийных выхода, соответствующих требованиям пункта (b) настоящего параграфа; один - на одном борту с пассажирской входной дверью, и два - на противоположном борту.

(2) Должны быть предусмотрены средства запирания каждого аварийного выхода и предотвращения возможности его случайного открытия в полете людьми или в результате механического повреждения. Кроме того, должны быть предусмотрены средства для прямого визуального осмотра запирающего механизма, позволяющие установить, что каждый аварийный выход, при открытии которого первое движение направлено наружу, полностью закрыт.

(3) Каждый требуемый аварийный выход, за исключением аварийных выходов на уровне пола кабины, должен быть расположен над крылом или, если он находится на высоте более 1830 мм от земли, должен быть оснащен приемлемым вспомогательным средством для облегчения спуска людей на землю. Аварийные выходы должны быть распределены равномерно, насколько это практически возможно, принимая во внимание расположение пассажирских мест.

(4) Если только Заявитель не обеспечил соответствие требованиям пункта (d)(1) настоящего параграфа, то на борту, противоположном входной пассажирской двери, должен быть предусмотрен аварийный выход с условием, что:

(i) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не менее 485 мм и высотой не менее 610 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода, расположенный над крылом; при этом высота порога под выходом внутри самолета не превышает 735 мм, а снаружи самолета - 915 мм.

(ii) На самолетах с количеством пассажирских мест от 10 до 19 этот аварийный выход имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода; при этом высота порога под выходом внутри самолета не превышает 510 мм. Если выход расположен над крылом, высота порога снаружи самолета не превышает 685 мм.

(iii) Самолет соответствует дополнительным требованиям, изложенным в 23.561(b)(2)(iv), 23.803(b), 23.811(с), 23.812, 23.813(b) и 23.815.

(е) На многодвигательных самолетах должны быть предусмотрены аварийные выходы при аварийном приводнении в соответствии со следующими требованиями, если только аварийные выходы, требуемые в пунктах (а) или (d) настоящего параграфа, не удовлетворяют этим требованиям:

(1) Один аварийный выход на каждом борту самолета выше ватерлинии с размерами, установленными в пунктах (b) или (d) настоящего параграфа, в зависимости от того, что применимо.

(2) Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше ватерлинии, то должен быть предусмотрен легкодоступный верхний аварийный люк, который имеет ширину не менее 510 мм и длину не менее 915 мм с радиусом закругления углов не более 1/3 ширины выхода.

23.811. Маркировка аварийных выходов

(a) Каждый аварийный выход и каждая наружная дверь в пассажирской кабине должна иметь наружную маркировку и легко идентифицироваться снаружи самолета посредством:

(1) Заметной схемы визуальной идентификации.

(2) Постоянно закрепленного деколя или трафарета на аварийном выходе или рядом с ним, который указывает способ открытия аварийного выхода, включая любые специальные указания, если это необходимо.

(b) Кроме этого, на самолетах переходной категории эти аварийные выходы и двери должны быть маркированы с внутренней стороны надписью (табло) "ВЫХОД" (EXIT) белыми буквами высотой 25 мм на красном фоне высотой 51 мм. Надпись (табло) должна быть самосветящейся или иметь автономное внутреннее электрическое освещение с минимальной яркостью свечения не менее 0,5 кд/м² (160 микроламбертов). Цвета надписи и фона могут быть изменены на противоположные, если освещение пассажирской кабины практически не изменяется.

(c) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то необходимо учесть следующее:

(1) Каждый аварийный выход, средства подхода к нему и средства его открытия должны иметь хорошо заметную маркировку.

(2) Обозначение и расположение каждого аварийного выхода должны обеспечивать его распознавание на расстоянии, равном ширине кабины.

(3) Должны быть предусмотрены средства, помогающие людям найти выходы в условиях густого дыма.

(4) Расположение рукоятки управления и инструкции по открытию каждого аварийного выхода изнутри самолета должны быть указаны маркировкой, которая удобочитаема с расстояния 760 мм.

(5) Рукоятка управления каждой входной пассажирской дверью должна быть:

(i) Самосветящейся с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м²; или

(ii) Размещена на заметном месте и хорошо освещена аварийным освещением, даже в условиях скопления людей около выхода.

(6) Каждая входная пассажирская дверь с запирающим механизмом, открываемым поворотной рукояткой, должна быть маркирована:

(i) Красной стрелкой шириной не менее 20 мм с основанием острия вдвое большей ширины, занимающей не менее 70° длины дуги, радиус которой примерно равен 3/4 длины рукоятки.

(ii) Так, чтобы осевая линия рукоятки выхода находилась на расстоянии мм от проекции острия стрелки после того, как рукоятка будет полностью повернута и откроет запирающий механизм.

(iii) Словом "ОТКРЫТО", написанным буквами красного цвета высотой 25 мм горизонтально около острия стрелки.

(7) В дополнение к требованиям пункта (а) настоящего параграфа каждый аварийный выход должен иметь наружную маркировку, которая:

(i) Должна включать в себя цветную полосу шириной 50 мм, обрамляющую выход.

(ii) Должна быть контрастного цвета, легко отличимого от основной поверхности фюзеляжа. Контраст должен быть таким, чтобы при отражательной способности более темного цвета 15% или менее отражательная способность более светлого цвета была не менее 45%. Отражательной способностью является отношение светового потока, отраженного телом, к световому потоку, воспринимаемому телом. Если отражательная способность более темного цвета превышает 15%, то должна быть обеспечена разница как минимум в 30% между этой отражательной способностью и отражательной способностью более светлого цвета.

(а*) На самолетах переходной категории маркировка аварийных выходов с внутренней стороны пассажирской кабины должна быть выполнена в виде надписи (табло) на двух языках - английском и языке государства - эксплуатанта ВС.

23.812. Аварийное освещение

Если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то применимы следующие требования:

(а) Должна быть установлена система аварийного освещения, не зависящая от основной системы освещения. Однако источники общего освещения кабины могут быть общими для обеих систем - аварийной и основной, если энергоснабжение системы аварийного освещения не зависит от энергоснабжения основной системы освещения.

(b) Должна быть предусмотрена сигнальная лампа для экипажа, которая загорается в кабине экипажа, когда питание на самолете включено, а управляющее устройство системы аварийного освещения не взведено.

(c) Аварийные лампы должны включаться вручную с рабочих мест летного экипажа и должны быть оснащены системой автоматического включения. Управляющее устройство в кабине экипажа должно иметь положения "ВКЛЮЧЕНО", "ВЫКЛЮЧЕНО" и "ВЗВЕДЕНО", для того чтобы после взведения управляющего устройства в кабине экипажа лампы включались системой автоматического включения.

(d) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения непреднамеренного переключения управляющего устройства из положений "ВЗВЕДЕНО" или "ВКЛЮЧЕНО".

(e) Управляющее устройство в кабине экипажа должно быть оснащено средствами, позволяющими взвести или включить систему аварийного освещения в любое время, когда это может потребоваться.

(f) Во взведенном положении система аварийного освещения должна включаться и лампы должны продолжать гореть при:

(1) Потере нормального электропитания на самолете; или

(2) Ударе самолета с перегрузкой торможения свыше 2,0 и изменением скорости удара более 1,07 м/с, направленными по продольной оси самолета; или

(3) Возникновении любых других аварийных условий, при которых необходимо автоматическое включение системы аварийного освещения для оказания помощи пассажирам при эвакуации.

(g) Должна быть обеспечена возможность выключения и переключения системы аварийного освещения летным экипажем после ее автоматического приведения в действие.

(h) Система аварийного освещения должна обеспечивать работу внутреннего освещения, включая:

(1) Световые табло указания, расположения и маркировки аварийных выходов, в том числе и требуемые в 23.811(b).

(2) Источники общего освещения кабины, которые должны обеспечивать средний уровень освещенности не менее 0,55 лк и уровень освещенности в любой точке не менее 0,11 лк при измерении вдоль оси основного(ых) продольного(ых) прохода(ов) для пассажиров на высоте подлокотников кресел.

(3) Расположенную вблизи пола маркировку маршрута аварийного покидания самолета, которой должны руководствоваться пассажиры при аварийной эвакуации, когда все источники освещения, расположенные на высоте более 1220 мм от пола прохода в кабине, полностью затемнены.

(i) Энергоснабжение каждого устройства аварийного освещения должно обеспечивать требуемый уровень освещенности в течение как минимум 10 мин при критических окружающих условиях после включения системы аварийного освещения.

(j) Если для энергоснабжения системы аварийного освещения используются аккумуляторные батареи, то они могут подзаряжаться от основной системы электропитания самолета, если зарядная цепь спроектирована так, что предотвращается возможность случайной разрядки батарей при неисправностях зарядной цепи. Если система аварийного освещения не включена в зарядную цепь, то требуется предусмотреть средства индикации состояния батарей.

(k) Элементы системы аварийного освещения, включая аккумуляторы, проводку, реле, лампы и переключатели, должны нормально работать после воздействия инерционных сил в результате действия расчетных перегрузок, установленных в 23.561(b)(2).

(1) Система аварийного освещения должна быть спроектирована так, чтобы после любого единичного поперечного вертикального разделения фюзеляжа при посадке с аварией:

(1) Оставались работоспособными не менее 75% всех электрических аварийных ламп, предусмотренных этим параграфом.

(2) Оставалось работоспособным каждое электрически освещаемое табло аварийного выхода, описанное в 23.811(b) и (с), кроме непосредственно поврежденных при разрыве.

23.813. Проход к аварийным выходам

(a) На самолетах переходной категории проход к аварийным выходам типа иллюминаторов (окон) не должен перекрываться креслами или спинками кресел.

(b) Кроме того, если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), то должно быть обеспечено следующее:

(1) Проход для пассажиров, ведущий из продольного прохода к входной пассажирской двери, должен быть беспрепятственным и иметь ширину не менее 510 мм.

(2) Должно быть предусмотрено достаточное пространство около входной пассажирской двери для оказания помощи пассажирам при эвакуации, при этом беспрепятственная ширина прохода для пассажиров должна быть не менее 510 мм.

(3) Если для подхода к любому аварийному выходу с любого кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход между пассажирскими кабинами, то этот проход должен быть беспрепятственным. Однако могут быть использованы шторы, если они допускают свободное движение по проходу.

(4) В любой перегородке между пассажирскими кабинами не может быть установлена дверь, если только она не имеет средств для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от двери в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2).

(5) Если для подхода к любому требуемому аварийному выходу с любого пассажирского кресла необходимо пройти через дверь, отделяющую пассажирскую кабину от других зон, то дверь должна иметь средства для ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать воздействие на них инерционных нагрузок от двери в результате действия расчетных статических перегрузок, установленных в 23.561(b)(2).

23.815. Ширина прохода

(а) За исключением установленного в пункте (b) настоящего параграфа, на самолетах переходной категории ширина основного продольного прохода для пассажиров в любой точке между креслами должна быть не менее значений, приведенных в следующей таблице:

Количество пассажирских кресел

Минимальная ширина основного прохода, мм

на высоте от пола менее 635 мм

на высоте от пола 635 мм и более

10-19

229

381

(b) Если запрашивается сертификация аварийных выходов в соответствии с требованиями 23.807(d)(4), ширина продольного прохода в любой точке между креслами должна быть равна или превосходить значения, указанные в следующей таблице:

Количество пассажирских кресел

Минимальная ширина основного прохода, мм

на высоте от пола менее 635 мм

на высоте от пола 635 мм и более

10 или менее

10-19

305*

305

381

510

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

* Может быть одобрен более узкий проход, но шириной не менее 229 мм, если его достаточность будет подтверждена испытаниями, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.

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

23.831. Вентиляция

(a) Каждая кабина пассажиров и экипажа должна иметь соответствующую вентиляцию. Концентрация окиси углерода не должна превышать 1 часть на 20 000 частей воздуха.

(b) В дополнение к этому, на самолетах с герметической кабиной воздух для вентиляции кабин летного экипажа и пассажиров не должен содержать вредных или опасных концентраций газов и паров в нормальном полете и в случае умеренно вероятных отказов или неисправностей систем вентиляции, отопления, наддува или других систем и оборудования. Если скопление опасного количества дыма в кабине экипажа умеренно вероятно, то удаление дыма должно быть легко выполнимым, как при эксплуатационной величине наддува в гермокабине, так и при пониженном до безопасных пределов значении наддува.

Наддув

23.841. Герметические кабины и система регулирования давления (СРД)

(a) Если запрашивается сертификат для выполнения полетов на высотах более 7600 м (25 000 футов), то в кабине должно выдерживаться давление, соответствующее высоте не более 4500 м (15 000 футов), в случае любого вероятного отказа или неисправности системы наддува.

(b) Гермокабины должны иметь по крайней мере следующие клапаны, органы управления и индикаторы для регулирования давления в кабине:

(1) Два регулирующих клапана для автоматического ограничения положительного перепада давления до заданной величины при максимальной подаче воздуха источником давления. Общая пропускная способность этих клапанов должна быть достаточно большой, чтобы отказ любого клапана не вызвал значительного увеличения перепада давления. Перепад давления считается положительным, если внутреннее давление больше внешнего.

(2) Два клапана отрицательного перепада давления (или равноценные им устройства), автоматически не допускающих отрицательного перепада давления, который мог бы повредить конструкцию. Однако достаточно одного клапана, если его конструкция обеспечивает надежность и безотказность работы.

(3) Устройства, при помощи которых можно быстро выровнить давление.

(4) Автоматический или ручной регулятор для регулирования поступления или стравливания воздуха, или того и другого, для поддержания необходимого внутреннего давления и воздухообмена.

(5) Приборы, показывающие пилоту перепад давления, высоту по давлению в кабине и скорость изменения высоты по давлению в кабине.

(6) Предупреждающую сигнализацию, расположенную на рабочем месте пилота, показывающую превышение безопасного или заданного перепада давления и превышение высоты в кабине 3000 м (10 000 футов).

(7) Предупреждающую надпись на рабочем месте пилота, если конструкция самолета не рассчитана на максимальный перепад давления, установленный для предохранительного клапана, в сочетании с посадочными нагрузками.

(8) Устройство для остановки вращения компрессора или отвода воздуха из кабины, если продолжение вращения компрессора, приводимого в действие двигателем, или продолжение поступления воздуха от компрессора создает опасность в случае неисправности.

23.843. Испытания герметических кабин

(a) Испытания на прочность. Вся гермокабина, включая двери, иллюминаторы, фонарь и клапаны, должна быть испытана как гермоемкость на перепад давления, указанный в 23.365(d).

(b) Функциональные испытания. Должны быть проведены следующие испытания на функционирование:

(1) Проверка работы и пропускной способности клапанов положительного и отрицательного перепада давления и аварийного предохранительного клапана с имитацией условий, возникающих при закрытых клапанах регулятора давления.

(2) Испытания системы наддува для демонстрации ее безотказной работы при всех возможных режимах давления, температурах и влажности вплоть до максимальной высоты, для которой требуется сертификация.

(3) Летные испытания для доказательства безотказной работы системы наддува, регуляторов давления и расхода воздуха, индикаторов и сигнализаторов при установившемся и ступенчатом наборе высоты и снижении при вертикальных скоростях, соответствующих максимально допустимым в пределах эксплуатационных ограничений самолета, вплоть до максимальной высоты, на которую запрашивается сертификация.

(4) Испытания всех дверей и аварийных выходов для демонстрации их нормального функционирования после проведения летных испытаний, предписанных в пункте (b)(3) настоящего параграфа.

Пожарная защита

23.851. Огнетушители

(a) В кабине экипажа должен быть по крайней мере один ручной огнетушитель, легко доступный сидящему пилоту.

(b) По крайней мере один ручной огнетушитель должен быть удобно размещен в пассажирской кабине:

(1) Каждого самолета с числом пассажиров более 6.

(2) Каждого самолета переходной категории.

(1) Тип и количество каждого огнегасящего вещества должны соответствовать возможному виду пожара в местах его применения.

(2) Каждый огнетушитель, предназначенный для использования в отсеках, где могут находиться люди, должен быть рассчитан на сведение к минимуму опасной концентрации токсичных газов.

23.853. Внутренняя отделка отсеков, используемых экипажем и пассажирами

Во всех отсеках, используемых экипажем или пассажирами:

(a) Материалы при испытании на горючесть должны удовлетворять требованиям Приложения F к настоящим Нормам или других одобренных эквивалентных методик.

(b) [Зарезервирован]

(1) Следует иметь достаточное число встроенных съемных пепельниц закрывающегося типа из материалов не менее теплостойких, чем алюминиевый сплав.

(2) Если кабина экипажа отделена от пассажирской, то должна быть хотя бы одна световая надпись (буквенная или в виде символов), извещающая всех пассажиров в тех случаях, когда курение запрещается. Надписи, извещающие о запрете курения, должны быть:

(i) При включенном подсвете отчетливо видны каждому пассажиру, сидящему в пассажирской кабине, при всех возможных условиях освещения.

(ii) Выполнены таким образом, чтобы экипаж мог включать и выключать подсвет.

(d) Дополнительно для самолетов переходной категории:

(1) Все имеющиеся на самолете контейнеры для полотенец, бумаги и мусора должны полностью закрываться, должны быть изготовлены из материалов не менее теплостойких, чем алюминиевый сплав, и должны задерживать огонь, который может в них возникнуть при нормальном использовании. Способность данных контейнеров задерживать огонь при всех возможных условиях износа, неправильной установки и вентиляции, ожидаемых в эксплуатации, следует подтвердить испытаниями или использовать материалы ранее проведенных испытаний для других самолетов, на которых установлены контейнеры аналогичной конструкции. На контейнере или рядом с ним должна быть четкая надпись "СИГАРЕТЫ НЕ БРОСАТЬ".

(2) Туалетные помещения должны быть обеспечены надписями "НЕ КУРИТЬ" или "В ТУАЛЕТЕ НЕ КУРИТЬ", расположенными на видном месте с обеих сторон входных дверей, и отдельными съемными пепельницами, размещенными на видном месте с входной стороны двери туалета или рядом с ней. Надписи должны быть выполнены красными буквами высотой не менее 12 мм на белом фоне высотой не менее 25 мм (на эту надпись можно поместить знак, запрещающий курение.)

(3) Материалы (включая покрытия или декоративные поверхности, наносимые на материалы), используемые во всех отсеках, занимаемых экипажем или пассажирами, должны удовлетворять следующим требованиям в той части, в какой они к ним применимы:

(i) Внутренняя облицовка потолка и стен, перегородки, конструкции буфета, стенки больших шкафов, конструкции пола, а также материалы, используемые в конструкции багажных отсеков (кроме багажных отсеков под креслами и отсеков для хранения мелких предметов, таких, как журналы и карты), должны иметь показатели при испытаниях их на горючесть в вертикальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками. Средняя длина обугливания не должна превышать 150 мм, а среднее время горения после удаления от источника воспламенения не должно превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть в среднем более 3 с после падения.

(ii) Покрытие пола, текстильные материалы (включая драпировку и обивку), подушки кресел, набивочные материалы, декоративные и недекоративные покрытия, кожа, материалы подносов и буфетного оборудования, электро-, тепло- и звукоизоляция и изоляционные покрытия, воздушные трубопроводы, покрытия соединений и выступов, облицовка грузовых отсеков, чехлы для грузов и прозрачные материалы, литые и термоформованные детали, соединения воздушных трубопроводов, планки декоративные и для крепления, которые изготовлены из материалов, не описанных в пункте (d)(3)(iv) настоящего параграфа, должны иметь показатели при испытании их на горючесть в вертикальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками. Средняя длина обугливания не должна превышать 200 мм, а среднее время горения после удаления от источника воспламенения не должно превышать 15 с. Отделяющиеся от испытываемого образца капли не должны гореть в среднем более 5 с после падения.

(iii) [Зарезервирован]

(iv) Окна и трафареты из акрилового материала, детали, изготовленные полностью или частично из эластомерных материалов, комплекты приборов с торцевым освещением, состоящие из двух или более приборов в общем корпусе, привязные, поясные и плечевые ремни, швартовочное оборудование для грузов и багажа, включая контейнеры, ящики, поддоны и т.п., применяемые в кабинах для пассажиров и экипажа, должны иметь скорость горения не выше 60 мм/мин при испытании их на горючесть в горизонтальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками.

(v) Кроме изоляции электрической проводки и небольших деталей (таких, как кнопки, рукоятки, штурвалы, замки, зажимы, люверсы, прокладки, шкивы и небольшие детали электрооборудования), которые мало способствуют распространению пламени, материалы изделий, не оговоренных в пунктах (d)(3)(i), (ii) или (iv) настоящего параграфа, должны иметь скорость горения не более 100 мм/мин при испытании их на горючесть в горизонтальном положении в соответствии с относящимися к ним пунктами Приложения F к настоящим Нормам или другими эквивалентными методиками.

(е) Трубопроводы, баки или оборудование, содержащие топливо, масло или другие воспламеняющиеся жидкости, не должны устанавливаться в таких отсеках, где не предусмотрены надлежащие экраны, изоляция или иные средства защиты, чтобы любая поломка или отказ перечисленных в настоящем пункте видов оборудования не создавали опасности возникновения пожара.

(f) Авиационные материалы, находящиеся с кабинной стороны противопожарной перегородки, должны быть самозатухающими или должны быть настолько удалены от противопожарной перегородки, или защищены иным образом, чтобы не происходило воспламенения в случае воздействия на противопожарную перегородку пламени с температурой не менее 1100°С в течение 15 мин. Самозатухающие материалы (за исключением изоляции электрических проводов, кабелей и небольших деталей, которые не оказывают существенного влияния на распространение пламени) должны быть подвергнуты испытаниям на горючесть в вертикальном положении согласно Приложению F к настоящим Нормам или по эквивалентной методике. Средняя длина обугливания не должна превышать 150 мм, а средняя продолжительность горения после удаления от источника воспламенения не должна превышать 15 с. Отделяющиеся от испытуемого образца капли не должны гореть в среднем более 3 с после падения.

23.855. Пожарная защита грузовых и багажных отсеков

(a) Источники тепла внутри каждого грузового или багажного отсека, которые способны воспламенить содержимое отсека, должны быть экранированы или изолированы для предотвращения такого воспламенения.

(b) Каждый грузовой и багажный отсек должен быть изготовлен из материалов, которые удовлетворяют соответствующим требованиям 23.853(d)(3).

(1) Располагаться так, чтобы возникновение в нем пожара легко обнаруживалось пилотом, находящемся на своем рабочем месте, или должен быть оборудован системой обнаружения пламени или дыма, которая выдает сигнал на рабочее место пилота, и обеспечивать достаточный проход, чтобы пилот мог эффективно достичь любой части отсека с ручным огнетушителем; или

(2) Быть оборудован системой обнаружения пламени или дыма, которая выдает сигнал на рабочее место пилота, и иметь панели потолка, стен и пола, изготовленные из материалов, удовлетворяющих требованиям к испытаниям под углом 45°, регламентируемым Приложением F настоящих Норм. Пламя не должно проникать (проходить) через материал при воздействии пламени и после его удаления. Среднее время горения после удаления источника пламени не должно превышать 15 с, а среднее время тления не должно превышать 10 с. Отсек должен быть спроектирован так, чтобы его пожарная защита была не хуже, чем требуется для отдельных панелей; или

(3) Быть спроектирован и герметизирован так, чтобы сдерживать любой пожар внутри себя.

23.859. Противопожарная защита обогревателей

(a) Пожароопасные зоны обогревателей. Следующие пожароопасные зоны обогревателей должны быть защищены от пожара в соответствии с применимыми требованиями параграфов 23.1182-23.1191 и 23.1203:

(1) Зона, окружающая обогреватель, если в этой зоне имеются элементы системы, содержащей воспламеняющуюся жидкость (за исключением топливной системы обогревателя), которые могут:

(i) Повреждаться при неисправности обогревателя; или

(ii) Пропускать воспламеняющиеся жидкости или пары, в случае их утечки, в обогреватель.

(2) Зона, окружающая обогреватель, если топливная система обогревателя имеет арматуру, которая в случае утечки будет пропускать пары топлива в эту зону.

(3) Часть вентиляционного канала, которая окружает камеру сгорания.

(b) Воздушные вентиляционные каналы. Все воздушные вентиляционные каналы, проходящие через любую пожароопасную зону, должны быть огненепроницаемыми. Кроме того:

(1) Если огненепроницаемые клапаны или другие средства равной эффективности не обеспечивают изоляцию, то воздушный вентиляционный канал, идущий от каждого обогревателя, должен быть огненепроницаемым на достаточно большом участке, чтобы любой пожар, возникший в обозревателе, не выходил за пределы канала.

(2) Каждая часть любого вентиляционного канала, проходящего через любую зону, где есть система с воспламеняющейся жидкостью, должна быть так сконструирована или изолирована от этой системы, чтобы неисправность любого компонента этой системы не могла привести к попаданию воспламеняющихся жидкостей или паров в поток воздуха для вентиляции.

(c) Каналы подвода воздуха к камере сгорания. Все каналы подвода воздуха к камере сгорания должны быть огненепроницаемыми на достаточно большом участке, чтобы не допустить повреждения от обратной вспышки или распространения пламени в обратную сторону. Кроме того:

(1) Канал подвода воздуха к камере сгорания не должен иметь общего отверстия с вентиляционным воздушным каналом, если не обеспечено, чтобы пламя при обратной вспышке или обратном горении не могло попасть в поток воздуха для вентиляции в любых условиях эксплуатации, включая противоток или неисправность обогревателя или связанных с ним компонентов.

(2) Канал подвода воздуха к камере сгорания не должен препятствовать быстрому отводу любой обратной вспышки, которая при наличии препятствия могла бы вызвать отказ обогревателя.

(d) Органы управления обогревателем. Общие требования. Должны быть приняты меры для предотвращения опасного скопления воды или льда на (в) любом элементе управления обогревателем, проводке системы управления и предохранительном устройстве.

(e) Предохранительные устройства обогревателя.

(1) Каждый обогреватель, работающий на жидком топливе, должен иметь следующие предохранительные устройства:

(i) Независимо от компонентов, обеспечивающих нормальное непрерывное регулирование температуры воздуха, расхода воздуха и топлива, должны быть предусмотрены средства автоматического отключения воспламенения и подачи топлива к данному обогревателю, расположенные в удаленном от обогревателя месте и срабатывающие, если произойдет следующее:

(A) Температура теплообменника превысит безопасные пределы.

(B) Температура воздуха для вентиляции превысит безопасные пределы.

(D) Расход воздуха для вентиляции станет недостаточным для безопасной работы.

(ii) Средства сигнализации экипажу о том, что обогреватель, теплоотдача которого важна для безопасной эксплуатации, отключен автоматическим устройством, предусмотренным в пункте (e)(1)(i) настоящего параграфа.

(2) Устройства, удовлетворяющие требованиям пункта (e)(1)(i) настоящего параграфа для любого отдельного обогревателя, должны:

(i) Быть независимы от компонентов, обслуживающих любой другой обогреватель, теплоотдача которого важна для безопасной эксплуатации.

(ii) Держать обогреватель выключенным, пока он не будет повторно включен экипажем.

(f) Воздухозаборники. Все заборники воздуха для вентиляции и горения должны быть расположены так, чтобы воспламеняющиеся жидкости и пары не могли проникнуть в систему обогревателя при любых условиях эксплуатации:

(1) Во время нормальной работы компонентов; или

(2) В результате неисправности любого компонента.

(g) Выхлоп обогревателя. Выхлопные системы обогревателя должны удовлетворять требованиям 23.1121 и 23.1123. Кроме того, в конструкции выхлопной системы обогревателя должны быть предусмотрены меры безопасного отвода продуктов сгорания, не допуская:

(1) Утечки топлива из выхлопной системы в окружающие отсеки.

(2) Контакта выхлопных газов с окружающим оборудованием или конструкцией.

(3) Загорания воспламеняющихся жидкостей от выхлопных газов, если выхлопная система находится в отсеке, в котором проходят трубопроводы с воспламеняющейся жидкостью.

(4) Препятствий в выхлопной системе для отвода обратных вспышек во избежание отказа обогревателя.

(h) Топливные системы обогревателя. Все топливные системы обогревателей должны удовлетворять всем требованиям к топливным системам силовых установок, влияющим на безопасную работу обогревателя. Все компоненты топливной системы обогревателя, расположенные в зоне прохождения потока воздуха для вентиляции, должны быть защищены кожухами, чтобы в случае утечки топлива из этих компонентов оно не могло попасть в поток воздуха для вентиляции.

(i) Дренаж топлива. Должны быть предусмотрены средства для безопасного дренажа топлива, которое может скапливаться внутри камеры сгорания или теплообменника. Кроме того:

(1) Все части дренажной системы, работающей при высоких температурах, должны быть защищены таким же образом, как и выхлопные системы обогревателя.

(2) Все выходные устройства должны быть защищены от опасного нарастания льда в любых условиях эксплуатации.

23.863. Защита от пожара систем с воспламеняющимися жидкостями

(a) В каждой зоне, куда возможно попадание воспламеняющихся жидкостей или их паров из-за утечки в жидкостной системе, должны находиться средства, снижающие до минимума вероятность воспламенения этих жидкостей и паров, а также уменьшающие опасность, если воспламенение произойдет.

(b) Соответствие требованиям пункта (а) настоящего параграфа должно быть доказано путем анализа или испытаний, при которых должны быть рассмотрены следующие факторы:

(1) Возможные источники и пути утечки жидкостей и средства обнаружения утечек.

(2) Характеристики воспламеняемости жидкостей, включая влияние любых горючих или поглощающих материалов.

(3) Возможные источники воспламенения, включая неисправности в электросистеме, перегрев оборудования и неправильное срабатывание защитных устройств.

(4) Имеющиеся средства ограничения или тушения пожара, такие, как перекрывание потока жидкости, отключение оборудования, огненепроницаемые кожухи или применение пламегасящих составов.

(5) Способность тех компонентов самолета, которые являются критическими с точки зрения безопасности полета, выдерживать пожар и нагрев.

(c) Если для предотвращения или противодействия горению жидкости требуются действия летного экипажа (например, отключение оборудования или приведение в действие огнетушителя), то должны быть предусмотрены быстродействующие средства предупреждения экипажа об опасности.

(d) Должна быть определена и указана каждая зона, куда возможно попадание воспламеняющихся жидкостей или их паров из-за утечки в жидкостной системе.

23.865. Противопожарная защита элементов управления полетом, подмоторной рамы и других частей конструкции самолета

Проводки управления, подмоторные рамы и другие элементы конструкции в установленных пожароопасных зонах или зонах, которые могут быть подвержены влиянию пламени в пожароопасной зоне, должны быть изготовлены из огненепроницаемого материала или экранированы так, чтобы они могли выдержать воздействие пламени с температурой 1100°С в течение 15 мин. Узлы крепления двигателя должны удерживать двигатель, если неогненепроницаемые части его узлов крепления разрушатся во время пожара.

Электрическая металлизация и защита от молнии

23.867. Электрическая металлизация и защита от молнии и статического электричества

(a) Конструкция самолета должна быть защищена от катастрофических воздействий молнии.

(b) Для металлических деталей соответствие пункту (а) настоящего параграфа может быть подтверждено:

(1) Правильной металлизацией деталей с каркасом; или

(2) Таким проектированием частей, чтобы удар молнии не подвергал опасности самолет.

(1) Таким проектированием частей, которое сводит до минимума влияние удара молнии; или

(2) Использованием приемлемых средств отвода возникшего электрического тока так, чтобы не подвергать опасности самолет.

(а*) На самолете должны быть предусмотрены меры (электростатические разрядники, покрытия, перемычки и пр.), обеспечивающие стекание электростатического заряда при полете в облаках слоистых форм и в осадках без нарушения нормальной работы радиоэлектронного оборудования.

Разное

23.871. Средства нивелировки

Должны быть предусмотрены средства для определения горизонтального положения самолета на земле.

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

Раздел D - Проектирование и конструкция

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас