Раздел F - Оборудование

Общие положения

25.1301. Назначение и установка

(a) Каждое изделие установленного оборудования должно:

(1) Иметь тип и конструкцию, соответствующие функциональному назначению.

(2) Иметь маркировку и надписи, указывающие назначение или эксплуатационные ограничения, или любую приемлемую комбинацию этих факторов.

(3) Устанавливаться в соответствии с ограничениями, указанными для оборудования.

(4) Нормально работать после установки.

(b) EWIS должны соответствовать требованиям раздела Н настоящих Норм.

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

25.1301А. Эксплуатация при низких температурах

Должна быть подтверждена возможность эксплуатации самолета как системы в целом после выхолаживания в условиях длительной стоянки при температуре наружного воздуха не выше -35°С.

Заявителем может быть предложена, а Компетентным органом принята другая минимальная температура наружного воздуха.

25.1302. Установленные системы и оборудование, используемые летным экипажем

Данный параграф относится к оборудованию, установленному и предназначенному для использования членами летного экипажа из нормального сидячего положения со своих рабочих кресел в пилотской кабине при эксплуатации самолета. Необходимо показать, что установленное оборудование отдельно или в сочетании с другим, такого же рода оборудованием, спроектировано так, чтобы квалифицированные члены экипажа, прошедшие подготовку по его использованию, могли безопасно выполнять свои задачи, связанные с его функциями, с соблюдением следующих требований:

(a) В кабине должны быть установлены органы управления, позволяющие выполнять эти задачи, и должна предоставляться информация, необходимая для выполнения этих задач.

(b) Органы управления и информация в пилотской кабине, предназначенные для использования летным экипажем, должны:

(1) Представляться в четкой и недвусмысленной форме с разрешением и точностью, необходимыми для выполнения данной задачи.

(2) Быть доступными и удобными для использования экипажем таким способом, который согласуется со срочностью, частотой и длительностью выполняемых задач, и

(3) Позволять летному экипажу понимать, если такое понимание необходимо для безопасной эксплуатации, последствия для самолета или его систем результат своих действий.

(1) Предсказуемым и недвусмысленным и

(2) Спроектировано так, чтобы позволять экипажу вмешиваться таким способом, который подходит для данной задачи.

(d) Насколько это практически возможно, установленное оборудование должно позволять экипажу справляться с ошибками, которые можно обоснованно ожидать в эксплуатации, возникающими при различного рода взаимодействии с оборудованием, при допущении, что летный экипаж действует добросовестно. Данный пункт (d) не относится к ошибкам из-за недостаточной квалификации при ручном управлении самолетом.

25.1303. Пилотажно-навигационные приборы

(a) Следующие пилотажно-навигационные приборы должны быть установлены таким образом, чтобы их мог видеть со своего места каждый из пилотов:

(1) Указатель температуры наружного воздуха или указатель температуры воздуха, обеспечивающий индикацию, которую можно перевести в температуру наружного воздуха.

(2) Часы с секундной стрелкой или с цифровой индикацией, показывающие время в часах, минутах и секундах.

(3) Указатель курса (нестабилизированный магнитный компас).

(b) Следующие пилотажно-навигационные приборы должны быть установлены на приборных досках каждого пилота:

(1) Указатель воздушной скорости. Если ограничения воздушной скорости изменяются с высотой, то указатель должен иметь индикацию максимально допустимой воздушной скорости, показывающую изменение в зависимости от высоты.

(2) Высотомер (чувствительный).

(3) Вариометр (указатель вертикальной скорости).

(4) Указатель поворота гироскопического типа, скомбинированный со встроенным указателем скольжения (указатель поворота и крена). Исключение составляют большие самолеты с третьей системой приборов индикации пространственного положения, используемой при пространственных положениях в полете в диапазоне 360° по тангажу и крену и установленной в соответствии с существующими нормами. На этих самолетах требуется только указатель скольжения.

(5) Указатель крена и тангажа (гиростабилизированные).

(6) Указатель курса (гиростабилизированный, магнитный или немагнитный).

(1) Сигнализатор воздушной скорости требуется для самолетов с газотурбинными двигателями и самолетов, у которых больше 0,8 . Сигнализатор скорости должен обеспечивать пилотов эффективной звуковой сигнализацией (значительно отличающейся от звуковой сигнализации, применяемой для других целей) всякий раз, когда скорость полета на 11 км/ч превысит или будет больше . Верхний предел технологического допуска для сигнализатора не должен превышать указанную сигнализируемую скорость.

(2) Указатель числа М требуется на приборных досках каждого пилота для самолетов, имеющих ограничения по сжимаемости, и в том случае, если эти ограничения не индицируются пилоту другим способом системой индикации воздушной скорости, требуемой пунктом (b)(1) данного параграфа.

25.1305. Приборы контроля силовой установки

Должны быть установлены следующие приборы контроля силовой установки:

(а) Для всех самолетов:

(1) Средства сигнализации минимального давления топлива для каждого двигателя или центральное сигнальное устройство для всех двигателей при обеспечении изоляции средств раздельной сигнализации от центрального сигнального устройства.

(2) Индикатор количества топлива для каждого бака.

(3) Индикатор количества масла для каждого маслобака.

(4) Индикатор давления масла для каждой независимой масляной системы каждого двигателя с подачей масла под давлением.

(5) Средства сигнализации минимального давления масла для каждого двигателя или центральное сигнальное устройство для всех двигателей при обеспечении изоляции средств раздельной сигнализации от центрального сигнального устройства.

(6) Индикатор температуры масла для каждого двигателя.

(7) Сигнализаторы пожара которые обеспечивают визуальную и звуковую сигнализацию о пожаре.

(8) Индикатор количества жидкости для форсирования двигателя (соответствующий методу применения этой жидкости в эксплуатации) для каждого бака.

(b) [Зарезервирован].

(c) Для самолетов с газотурбинными двигателями. В дополнение к приборам контроля силовой установки, требуемым в пункте (a) данного параграфа, должны быть установлены следующие приборы контроля силовой установки:

(1) Индикатор температуры газа для каждого двигателя.

(2) Индикатор мгновенного расхода топлива для каждого двигателя.

(3) Индикатор частот вращения роторов, имеющих установленные предельные частоты вращения, для каждого двигателя.

(4) Средства индикации летному экипажу для информации о работе стартера каждого двигателя, который может быть включен длительно, но конструкция которого не рассчитана ни на непрерывную работу, ни на предотвращение опасности в случае его неисправности.

(5) Индикатор работы системы защиты силовой установки от обледенения для каждого двигателя.

(6) Индикатор состояния топливного сетчатого фильтра или фильтра другого типа, требуемого 25.997, указывающий на наличие загрязненности фильтра до того, как его пропускная способность достигнет уровня, установленного в соответствии с 25.997(d).

(7) Средства сигнализации состояния масляного сетчатого фильтра или фильтра другого типа, требуемого 25.1019, если он не имеет перепускного клапана, для предупреждения пилота о наличии загрязненности фильтра, до того, как его пропускная способность достигнет уровня, установленного в соответствии с 25.1019(a)(2).

(8) Индикатор, показывающий нормальное функционирование любого обогревателя, применяемого для предотвращения забивания льдом компонентов топливной системы.

(d) Для самолетов с турбореактивными двигателями. В дополнение к приборам контроля силовой установки, требуемым в пунктах (a) и (c) данного параграфа, должны быть установлены следующие приборы контроля силовой установки:

(1) Индикатор, показывающий пилоту тягу или непосредственно связанный с ней параметр. Индикация должна основываться на прямом измерении тяги или параметров, непосредственно связанных с ней. Индикатор должен показывать изменение тяги, вызываемое неисправностью, повреждением или износом двигателя.

(2) Средства индикации положения, которые должны показывать экипажу, что устройство реверсирования тяги:

(i) не находится в выбранном положении; и

(ii) находится в положении реверсирования тяги, для каждого двигателя, оборудованного таким устройством.

(3) Индикатор уровня вибраций каждого двигателя.

(e) Для самолетов с турбовинтовыми двигателями. В дополнение к приборам контроля силовой установки, требуемым в пунктах (а) и (с) данного параграфа, должны быть установлены следующие приборы контроля силовой установки:

(1) Индикатор крутящего момента каждого двигателя.

(2) Средства индикации положения лопастей каждого воздушного винта, которые должны показывать летному экипажу, что угол установки лопастей воздушного винта стал меньше угла на полетном малом шаге.

(f) На самолетах, оборудованных системами впрыска жидкости (не топлива). Для форсирования тяги или мощности должны быть предусмотрены одобренные средства индикации членам летного экипажа информации об исправной работе такой системы.

25.1307. Разное оборудование

Должно быть установлено следующее оборудование различного назначения:

(a) [Зарезервирован].

(b) Два или более независимых источника электрической энергии.

(d) Как минимум две системы двусторонней радиосвязи, органы управления каждой из которых должны быть доступны с рабочих мест обоих пилотов и конструкция и установка которых таковы, что отказ одной из систем не препятствует нормальному функционированию другой системы. Использование общей антенной системы допустимо, если будет показана ее достаточная надежность.

(e) Как минимум две радионавигационные системы, органы управления каждой из которых должны быть доступны с рабочих мест обоих пилотов и конструкция и установка которых таковы, что отказ одной из систем не препятствует нормальному функционированию другой системы. Использование общей антенной системы допустимо, если будет показана ее достаточная надежность.

25.1309. Оборудование, системы и установки

За исключением указанного ниже, требования настоящего параграфа применимы к любому оборудованию или системе, установленной на самолете, в дополнение к специфическим требованиям к их конструкции. Хотя этот параграф не применяется к требованиям Раздела В к характеристикам устойчивости и управляемости и летным характеристикам, а также к требованиям по прочности Разделов С и D настоящих Норм, он применяется к любым функциональным системам, от которых зависит соответствие любым из этих требований. Требования 25.1309(b) применяются к отказным состояниям системы управления полетом так, как это установлено в 25.671(с). Одиночные отказные состояния системы торможения, рассматриваемые согласно 25.735(b), исключены из требований 25.1309(b). К последствиям отказных состояний средств аварийной эвакуации и аварийного освещения, охваченных требованиями пп. 25.810(а)(1)(v) и 25.812, требования 25.1309(b) не применяются.

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

(1) Те из них, которые необходимы для сертификации типа или требуются эксплуатационными правилами, или неправильное функционирование которых может снизить безопасность полета, выполняли заданные функции в ожидаемых условиях эксплуатации самолета.

(2) Прочие системы и оборудование не должны сами по себе быть источником опасности и не должны оказывать неблагоприятного воздействия на правильное функционирование систем и оборудования, указанных в пункте (а)(1) данного параграфа.

(b) Системы самолета и связанные с ними компоненты, рассматриваемые отдельно и во взаимосвязи с другими системами, должны быть спроектированы таким образом, чтобы:

(1) Любое катастрофическое отказное состояние:

(i) было практически невероятно; и

(ii) не возникало в результате единичного отказа; и

(2) Любое аварийное (опасное) отказное состояние было бы крайне маловероятно; и

(3) Любое сложное (существенное) отказное состояние было бы маловероятно.

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

(d) EWIS должны быть оценены в соответствии с требованиями 25.1709.

25.1310. Мощность источников энергии и система распределения

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

(1) Потребители, подключенные к нормально функционирующей системе.

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

(3) "Важные потребители" после отказа:

(i) любого из маршевых двигателей для двухдвигательного самолета;

(ii) любых двух маршевых двигателей на самолете с тремя и более двигателями;

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

(b) При установлении соответствия требованиям пунктов (a)(2) и (3) данного параграфа допускается преднамеренное отключение потребителей энергии, при котором обеспечивается безопасность на одобренных режимах полета. Если функционирование потребителя не требуется для обеспечения управляемого полета, его отказ может не рассматриваться для случая отказа двух двигателей для самолетов с тремя и более двигателями.

25.1316. Защита электрических и электронных систем от воздействия молнии

(а) Каждая электрическая и электронная система, выполняющая функцию, отказ которой будет препятствовать продолжению безопасного полета и посадке самолета, должна быть спроектирована и установлена так, что:

(1) Функция не подвержена неблагоприятному воздействию в течение и после времени, когда на самолет воздействует молния; и

(2) Система автоматически восстанавливает нормальную работу этой функции после того, как самолет был подвержен воздействию молнии.

(b) Каждая электрическая или электронная система, отказ которой может привести к снижению способности самолета или возможности летного экипажа реагировать на неблагоприятные условия работы, должна быть спроектирована и установлена так, чтобы восстановить нормальное функционирование после воздействия молнии.

(c) Соответствие критериям защиты от воздействия молнии, оговоренным в пунктах (а) и (b) данного параграфа, должно быть продемонстрировано для случаев попадания в самолет нормированного разряда молнии. Заявитель должен конструировать электрические/электронные системы таким образом, чтобы они были устойчивыми к воздействию нормированного заряда молнии, а также должен продемонстрировать их устойчивость в составе самолета следующим образом:

(1) Определить зоны удара молнии для самолета.

(2) Определить количественные уровни воздействия молнии для всех зон самолета.

(3) Определить уровни внутренних (наводимых вследствие разряда молнии) воздействий.

(4) Определить номенклатуру электрических и/или электронных систем на самолете, для которых потребуется доказывать соответствие данному требованию, и их размещение на внешних поверхностях или внутри самолета.

(5) Определить восприимчивость систем самолета к прямому и непрямому воздействию молнии.

(6) Разработать защиту от воздействия молнии; и

(7) Доказать, что защита достаточна.

25.1317. Защита от воздействия электромагнитных полей высокой интенсивности (HIRF)

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

(1) Не оказывалось опасного влияния на выполнение данной функции как в процессе воздействия, так и после воздействия на самолет HIRF уровня I, указанного в Приложении L настоящих Норм.

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

(3) На функционирование системы в целом не оказывалось влияния как в процессе воздействия, так и после воздействия на самолет HIRF уровня II, указанного в Приложении L настоящих Норм.

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

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

(d) Для систем, разработанных до 31 декабря 2015 г. электрические или электронные системы, которые выполняют функции, отказ которых будет препятствовать продолжению безопасного полета и посадке, могут быть спроектированы и установлены без соблюдения положений пункта (а) данного параграфа при условии:

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

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

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

Приборы: установка

25.1321. Расположение и видимость приборов

(a) Все пилотажно-навигационные приборы и приборы контроля работы силовой установки, предназначенные для каждого пилота, должны быть отчетливо видны с его рабочего места с минимальным практическим отклонением от нормального положения и от линии визирования, когда пилот смотрит вперед вдоль траектории полета.

(b) Пилотажные приборы, указанные в 25.1303, должны быть сгруппированы на приборной доске и расположены в центре, насколько это практически возможно, в вертикальной плоскости в зоне переднего обзора пилота. Кроме того:

(1) Верхнее центральное положение должен занимать прибор, который наиболее эффективно показывает пространственное положение самолета.

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

(3) Справа, в непосредственной близости от центрального верхнего прибора, должен располагаться прибор, указывающий вертикальную скорость подъема или спуска.

Прибор, который наиболее эффективно показывает высоту, должен располагаться под указателем вертикальной скорости.

Для удовлетворения требования Заказчика (эксплуатанта) допускается изменение взаимного расположения приборов, указанных в 25.1321(b)(3).

(4) Положение непосредственно под центральным прибором должен занимать прибор, наиболее эффективно показывающий направление полета.

(c) Все необходимые приборы контроля работы силовой установки должны быть достаточно плотно сгруппированы на приборной доске. Кроме того:

(1) Одинаковые приборы контроля работы силовой установки, относящиеся к двигателям, должны располагаться таким образом, чтобы не возникало сомнений в том, какой прибор контролирует работу какого двигателя.

(2) Приборы контроля работы силовой установки, необходимые для безопасной эксплуатации самолета, должны быть отчетливо видны соответствующими членами экипажа.

(d) Вибрационные характеристики приборной доски должны быть такими, чтобы не ухудшать серьезным образом точность показаний приборов или не повреждать приборы.

(e) Если имеется визуальный индикатор неисправности прибора, он должен быть эффективным при всех возможных условиях освещенности кабины экипажа.

25.1322. Система сигнализации экипажа

(a) Система сигнализации экипажа должна:

(1) Обеспечивать экипаж информацией, необходимой для:

(i) распознавания ненормальных условий эксплуатации или состояния самолетных систем, и

(ii) определения необходимых действий, если требуются.

(2) Быть быстро и легко определяемой и доступной для экипажа во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе при условиях срабатывания нескольких сигналов,

(3) Выключаться, когда сигнализируемые условия более не существуют.

(b) Сигнализация должна иметь приоритетную иерархию, основанную на времени, располагаемым экипажем на восприятие информации и необходимые действия:

(1) Аварийная сигнализация. Для условий, которые требуют немедленной информированности и немедленных действий экипажа.

(2) Предупреждающая сигнализация. Для условий, которые требуют немедленной информированности и последующих действий экипажа.

(3) Уведомляющая сигнализация. Для условий, которые требуют информированности и могут потребовать последующих действий экипажа.

(1) Иметь приоритетное построение внутри каждой категории, когда это необходимо.

(2) Обеспечивать своевременное привлечение внимания сигналами, воздействующими, по крайней мере, на два рецептора - звуковыми, визуальными или тактильными.

(3) В каждом случае срабатывания сигналов сильного привлекающего действия, требуемых пунктом (с)(2) данного параграфа, должна быть обеспечена возможность их распознавания и подавления, за исключением тех случаев, когда требуется продолжение действия этих сигналов.

(d) Система сигнализации должна быть спроектирована таким образом, чтобы минимизировать последствия ложного срабатывания. В частности, она должна быть спроектирована так, чтобы:

(1) Предотвратить появление несоответствующей или ненужной сигнализации.

(2) Иметь средства отключения сигналов сильного привлекающего действия, появившегося в результате отказа сигнализируемой функции, который влияет на способность экипажа безопасно пилотировать самолет. Эти средства должны быть доступны экипажу таким образом, чтобы они не могли быть включены непреднамеренно или в результате привычных рефлективных действий. Когда сигнал выключен, должна быть ясная и безошибочная сигнализация о выключении сигнала.

(e) Визуальные сигналы должны:

(1) Соответствовать следующей принятой цветности:

(i) красный для аварийной сигнализации;

(ii) янтарный или желтый для предупреждающей сигнализации;

(iii) любой, кроме красного или янтарного/желтого, для уведомляющей сигнализации.

(2) Использовать методы визуального кодирования совместно с другими функциональными элементами сигнализации на приборной доске для обеспечения различия между аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализацией, если они представлены на монохроматическом дисплее, который не способен соответствовать принятой цветности, указанной в пункте (е)(1) данного параграфа.

(f) Использование красного, янтарного и желтого цветов на приборной доске для других целей, кроме сигнализации, должно быть ограничено и не должно негативно влиять на средства сигнализации экипажа.

25.1323. Система индикации воздушной скорости

Каждая система индикации воздушной скорости должна удовлетворять следующим требованиям:

(a) Каждый прибор, показывающий воздушную скорость, должен быть утвержденного типа и быть оттарирован для отображения истинной воздушной скорости полета (на уровне моря при стандартной атмосфере) с минимально возможной инструментальной ошибкой при воздействии соответствующего полного и статического давления.

(b) Каждая система должна быть тарирована для определения погрешности системы (т.е. зависимости между приборной воздушной скоростью и земной индикаторной скоростью) в полете и во время разбега самолета при взлете. Тарировка скорости разбега должна определяться:

(1) В диапазоне скоростей от 0,8 минимального значения до максимального значения с учетом утвержденного для самолета диапазона высот аэродрома и весов.

(2) При соответствии положения закрылков и мощности, развиваемой двигателями, значениям, установленным при определении взлетной траектории в соответствии с 25.111, предусматривающими отказ критического двигателя при минимальной величине скорости .

(c) Погрешность в измерении воздушной скорости системой, за исключением инструментальной ошибки индикатора воздушной скорости, не должна превышать 3% или 9 км/ч (в зависимости от того, какая величина больше) по всему диапазону скоростей:

(1) От до 1,23 при убранных закрылках; и

(2) От 1,23 до при закрылках, находящихся в посадочном положении.

(d) От 1,23 до скорости сигнализации сваливания IAS должна изменяться соответственно с изменением CAS, а на скоростях ниже скорости сигнализации сваливания, IAS не должна изменяться в недопустимых пределах.

(e) От до IAS должна изменяться соответственно с изменением CAS, а на скоростях выше , IAS не должна изменяться в недопустимых пределах.

(f) Не должно быть такой индикации воздушной скорости, которая вызывает трудности в пилотировании при взлете между моментом подъема передней стойки шасси и достижением условий установившегося набора высоты.

(g) Запаздывание системы индикации воздушной скорости не может существенно влиять на отклонения по воздушной скорости, индицируемые при взлете, или вносить существенные погрешности в показания при взлете или на дистанции прерванного взлета.

(h) Каждая система должна быть устроена таким образом, чтобы исключалась возможность отказа или грубой ошибки вследствие попадания влаги, грязи или других веществ.

(i) Каждая система должна быть снабжена обогреваемым приемником воздушного давления или эквивалентными средствами, предотвращающими неправильное функционирование в результате обледенения.

(j) В тех случаях, когда требуются дублированные указатели скорости, соответствующие им приемники воздушного давления должны размещаться на достаточном расстоянии друг от друга, для того чтобы избежать повреждения обоих приемников при столкновении с птицей.

25.1325. Системы статического давления

(a) Каждый прибор, снабженный штуцером статического давления, должен быть соединен с наружной атмосферой с помощью соответствующей системы трубопроводов.

(b) Каждый приемник статического давления должен быть сконструирован и расположен так, чтобы на работу системы статического давления как можно меньшее влияние оказывали изменения воздушного потока, или влага и т.п., а также чтобы не изменялось соотношение между давлением воздуха в системе статического давления и действительным статическим давлением окружающей атмосферы в условиях максимального постоянного или повторно-кратковременного обледенения самолета, указанных в Приложении С настоящих Норм.

(1) Обеспечивалось полное удаление влаги, не допускалось истирание трубопроводов и чрезмерная деформация или пережатие в местах изгибов, применяемые материалы были прочными (в соответствии со своим назначением) и были защищены от коррозии; и

(2) Обеспечивалась герметичность системы, за исключением выводов в атмосферу. В процессе контрольных испытаний должна быть доказана целостность системы статического давления следующим образом:

(i) на негерметизированном самолете создается вакуум в системе статического давления до достижения перепада давления, равного приблизительно 25 мм рт. ст., или до достижения показания высотомера высоты на 305 м большей, чем высота места, где находится самолет во время проведения испытаний. Без дополнительной откачки в течение 1 мин потеря указанной высоты по показанию высотомера не должна превышать 30,5 м;

(ii) на герметизированном самолете создается вакуум в системе статического давления, пока перепад давления не станет эквивалентным максимальному перепаду давления в кабине, для которого данному типу самолета выдается свидетельство о летной годности. Без дополнительной откачки в течение 1 мин уменьшение высоты на указателе не должно превышать 2% эквивалентной высоты максимального перепада давления в кабине или не должно превышать 30,5 м, в зависимости от того, какое показание окажется большим.

(d) Каждый барометрический высотомер должен быть утвержденного типа и должен быть тарирован для показания барометрической высоты в условиях стандартной атмосферы с практически минимальной инструментальной ошибкой при подаче соответствующего статического давления.

(e) Конструкция и установка статической системы должны быть таковы, чтобы ошибка в барометрической высоте по прибору на уровне моря и в условиях стандартной атмосферы, за исключением инструментальной ошибки, не приводила к погрешности, превышающей м на каждые 185 км/ч скорости при соответствующей конфигурации самолета в диапазоне скоростей от 1,23 (закрылки выпущены) до 1,7 (закрылки убраны). Однако нет необходимости, чтобы погрешность была менее м.

(f) Если система высотомера снабжена устройством, обеспечивающим коррекцию показаний высотомера, то конструкция и установка этого устройства должны быть таковы, чтобы в случае отказа его можно было отключить (при условии, что нет другой вспомогательной системы высотомера). Каждое корректирующее устроство должно быть снабжено средством, указывающим членам экипажа на возникновение возможных отказов, в том числе отказа питания. Это средство должно быть эффективным в любых возможных условиях освещения кабины экипажа.

(g) За исключением случая, указанного в пункте (h) данного параграфа, в системе статического давления с основным и запасным источниками статического давления должны быть предусмотрены средства включения того или другого источника так, чтобы:

(1) При включении одного источника другой отключался; и

(2) Оба источника не могли быть отключены одновременно.

(h) На самолеты с негерметическим фюзеляжем пункт (g)(1) данного параграфа не распространяется, если можно показать, что тарирование системы статического давления при включении одного из источников статического давления не нарушается из-за другого источника статического давления, включенного или отключенного.

25.1326. Системы индикации обогрева приемника воздушных давлений

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

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

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

(1) Система обогрева приемника воздушных давлений отключена.

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

25.1327. Указатель магнитного курса (нестабилизированный магнитный компас)

(а) Каждый магнитный компас должен устанавливаться таким образом, чтобы на точность его показаний не оказывали влияния вибрация самолета или магнитные поля.

(b) После устранения девиации магнитного компаса остаточная девиация в горизонтальном полете не должна превышать 10° на любом курсе.

25.1329. Средства автоматического управления

(a) Органы быстрого отключения функций автопилота и автомата тяги должны быть предусмотрены для каждого пилота. Органы быстрого отключения автопилота должны быть расположены на обоих штурвалах (или эквиваленте). Органы быстрого отключения автомата тяги должны быть расположены на рычагах управления тягой. Органы быстрого отключения должны быть легко доступны каждому пилоту при работе со штурвалом (или эквивалентом) и рычагами управления тягой.

(b) Последствия отказов САУ, приводящие к неотключению функции автопилота или автомата тяги, должны быть оценены в соответствии с требованиями 25.1309.

(c) Не допускается, чтобы включение или переключение средств автоматического управления, режима работы или датчика вызывало переходный процесс в траектории полета самолета, больший, чем незначительный переходный процесс, определение которого дано в пункте (n)(1) данного параграфа.

(d) В нормальных условиях полета не допускается, чтобы отключение любой функции автоматического управления средств автоматического управления вызывало переходный процесс в траектории полета самолета, больший, чем незначительный переходный процесс.

(e) Не допускается, чтобы в редких нормальных и ненормальных условиях полета отключение любой функции автоматического управления средств автоматического управления приводило к переходному процессу, большему, чем значительный переходный процесс, определение которого дано в пункте (n)(2) данного параграфа.

(f) Функция и направление движения каждого задающего командного органа управления, такого как задатчик курса или вертикальной скорости, должны быть четко указаны на каждом органе управления или рядом с ним, если необходимо для предотвращения неправильного использования или перепутывания.

(g) В любых условиях полета, целесообразных для использования средств автоматического управления, не допускается, чтобы они создавали опасные нагрузки на самолет, приводили к опасным отклонениям траектории полета. Это относится как к работе в исправном состоянии, так и к случаям неисправностей, и предполагает, что пилот начинает корректирующие действия в разумный период времени.

(h) При использовании средств автоматического управления должны быть предусмотрены устройства, препятствующие выходу за допустимую границу диапазона скоростей в области нормальных режимов полета. Если самолет выходит за границу этого диапазона, должны быть предусмотрены средства, не допускающие, чтобы САУ осуществляло наведение или управление на небезопасной скорости.

(i) Функции системы автоматического управления, ее органы управления, индикация и сигнализация должны быть сконструированы так, чтобы минимизировать ошибки и путаницу летного экипажа в оценке состояния системы автоматического управления. Должны быть предусмотрены средства, индицирующие текущий режим работы, в том числе любые подготовленные режимы, переходы в другое состояние и возвращения к предыдущему состоянию. Положение переключателя селектора не является приемлемым средством индикации. Органы управления и индикация должны быть сгруппированы и представлены логически совместимым образом. Индикация должна быть видима каждому пилоту при всех ожидаемых условиях освещения.

(j) При отключении автопилота каждому пилоту должна выдаваться аварийная сигнализация (визуальная и звуковая), она должна быть своевременной и отличающейся от всех других аварийных сигналов в кабине.

(k) При отключении функции автомата тяги каждому пилоту должна выдаваться предупреждающая сигнализация.

(l) Не допускается, чтобы автопилот создавал потенциальную опасность, когда летный экипаж прикладывает пересиливающее усилие к органам управления полетом.

(m) Во время работы автомата тяги у летного экипажа должна быть возможность перемещать рычаги тяги, не прилагая чрезмерных усилий. Не допускается, чтобы автомат тяги создавал потенциальную опасность, когда летный экипаж прикладывает пересиливающее усилие к рычагам тяги.

(n) Для целей настоящего параграфа под переходным процессом понимается нарушение в системе управления или изменения траектории полета самолета, которое не соответствует реакции на входные сигналы от пилотов или внешних условий.

(1) Незначительный переходный процесс не сокращает значительно запас безопасности и не побуждает экипаж к действиям, которые за пределами его возможностей. Незначительный переходный процесс может вызывать легкое увеличение рабочей нагрузки экипажа или некоторый физический дискомфорт пассажиров или экипажа в кабине.

(2) Значительный переходный процесс может приводить к значительному сокращению запаса безопасности, увеличению рабочей нагрузки экипажа, дискомфорту экипажа или физическим страданиям пассажиров или экипажа в кабине, возможно, включающим не фатальные повреждения. При значительных переходных процессах для того, чтобы оставаться в границах области нормальных режимов полета или вернуться в нее, не должно требоваться любого из следующего:

(i) исключительного мастерства пилотирования, повышенного внимания или силы;

(ii) усилий, прикладываемых пилотом, которые больше усилий, определенных в 25.143(d);

(iii) ускорений или изменений пространственного положения самолета, которые могли бы привести к дальнейшей опасности для находящихся на борту лиц, пристегнутых ремнями безопасности или не пристегнутых.

25.1331. Приборы, использующие питание

(a) Каждый прибор, указанный в 25.1303(b) и использующий питание, должен удовлетворять следующим требованиям:

(1) Каждый прибор должен иметь визуальное средство индикации, встроенное в прибор и показывающее, когда питание, необходимое для поддержания надлежащих технических характеристик прибора, не подается к нему. Питание должно замеряться на входе или вблизи входа в прибор. Для электрических приборов питание считается нормальным, когда напряжение находится в установленных пределах.

(2) При отказе одного источника питания каждый прибор должен получать питание от другого источника. Это может обеспечиваться автоматическими или ручными средствами.

(3) Если прибор, показывающий навигационные параметры, получает информацию от источников, находящихся вне этого прибора, и если потеря этой информации может привести к ненадежности показываемых данных, то в приборе должно быть визуальное средство, срабатывающее при потере информации и предупреждающее экипаж о том, что не следует полагаться на представленные данные.

(b) Термин "прибор", применяемый здесь, включает в себя те устройства, которые физически содержатся в одном блоке, а также такие устройства, которые состоят из одного или более физически раздельных блоков или компонентов, соединенных между собой (например, дистанционный гироскопический указатель курса, который включает в себя магнитный чувствительный элемент, гироагрегат, усилитель и указатель, соединенные вместе).

25.1333. Приборные системы

Для систем, которые обеспечивают работу требуемых согласно 25.1303(b) приборов, установленных на рабочем месте каждого пилота:

(a) Должны быть предусмотрены средства подсоединения требуемых приборов, находящихся на пульте первого пилота к рабочим системам, независимым от рабочих систем пультов других членов экипажа или другого оборудования.

(b) Оборудование, системы и установки должны быть спроектированы таким образом, чтобы один источник индикации информации, существенно важной для безопасности полета и обеспечиваемой приборами, в том числе о пространственном положении, курсе, скорости и высоте, оставался в распоряжении пилотов без дополнительных действий членов экипажа после любого единичного отказа или сочетания отказов, в отношении которых нет доказательства их практической невероятности.

(c) Дополнительные приборы, системы или оборудование нельзя подключать к рабочим системам требуемых приборов, если не приняты меры, обеспечивающие длительное нормальное функционирование этих приборов в случае любого неправильного срабатывания дополнительных приборов, систем или оборудования, в отношении которых нет доказательств их практической невероятности.

25.1337. Приборы контроля работы силовой установки

(а) Приборы и трубопроводы приборов.

(1) Все трубопроводы приборов силовой установки и вспомогательной силовой установки должны удовлетворять требованиям, указанным в 25.993 и 25.1183.

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

(i) иметь ограничительные жиклеры или другие предохранительные устройства, расположенные у источников давления и служащие для предотвращения выброса большого количества жидкости в случае повреждения трубопроводов; и

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

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

(b) Индикатор количества топлива (топливомер). Должны предусматриваться средства, показывающие экипажу самолета количество располагаемого топлива в каждом баке во время полета (в литрах или других эквивалентных единицах). Кроме того:

(1) Каждый индикатор количества топлива должен быть откалиброван таким образом, чтобы он показывал нуль в горизонтальном полете, когда количество топлива, остающегося в баке, равно невырабатываемому остатку, определяемому согласно 25.959.

(2) Баки с заборниками топлива и воздушными пространствами, соединенными между собой, должны рассматриваться как один бак и не нуждаются в отдельных индикаторах.

(3) Каждый выступающий визуальный уровнемер, используемый как индикатор количества топлива, должен быть защищен от повреждения.

(c) Система измерения расхода топлива. Когда на самолете устанавливается система измерения расхода топлива, каждый датчик должен включать в себя средства для перепуска топлива в случае неисправности, приводящей к резкому ограничению расхода топлива.

(d) Индикатор количества масла. Для отсчета количества масла в каждом баке должна предусматриваться масломерная линейка или другое эквивалентное ей средство. Если на самолете устанавливается маслоперекачивающая система или система резервного маслопитания, должны предусматриваться средства, показывающие в полете членам экипажа количество масла, находящееся в каждом баке.

(e) Индикатор положения лопастей воздушных винтов турбовинтовых двигателей. Индикаторы, требуемые для указания положения лопастей воздушных винтов турбовинтовых двигателей, должны обеспечивать начало индикации до того как лопасть воздушного винта повернется более чем на 8° ниже упора полетного малого шага. Датчик индикации должен быть непосредственно связан с положением лопасти.

Электрические системы и оборудование

25.1351. Общие положения

(a) Мощность электрической системы. Требуемая мощность системы генерирования, количество и типы источников электроэнергии должны:

(1) Определяться исходя из анализа электрических нагрузок; и

(2) Соответствовать требованиям 25.1309.

Все приемники (потребители) электроэнергии на самолете подразделяются на три категории по своему назначению:

- приемники (потребители) первой категории, работа которых необходима для обеспечения безопасного полета и посадки;

- приемники (потребители) второй категории, работа которых необходима для безопасного продолжения запланированного полета и посадки по заданию на полет;

- приемники (потребители) третьей категории, прекращение электропитания которых не влияет на обеспечение выполнения безопасного полета от взлета и посадки.

Приемники (потребители) электроэнергии первой и второй категории являются "важными" приемниками (потребителями) электроэнергии.

(b) Система генерирования. Система генерирования включает в себя источники электроэнергии, основные силовые шины, передающие провода и кабели, а также связанные с ними устройства управления, регулирования и защиты. Система генерирования должна быть спроектирована таким образом, чтобы:

(1) Источники электроэнергии надлежащим образом работали как независимо от других источников, так и в комбинации с ними.

Раздельная (автономная) работа канала каждой первичной системы электроснабжения и связанного с ним канала вторичной системы не должна зависеть от работы других источников или каналов систем электроснабжения.

(2) Отказ или неисправность любого источника электроэнергии не могли создавать угрозу или ухудшение способности остальных источников питать "важные" приемники (первой и второй категорий).

(3) Напряжение и частота (в системах переменного тока) на выводах всех приемников могли поддерживаться в установленных для данного приемника расчетных пределах при любых возможных условиях эксплуатации.

(4) Переходные процессы в системе, обусловленные переключениями, отключением неисправностей или другими причинами, не приводили к отключению "важных" приемников (первой и второй категорий) и не вызывали появления дыма или опасности возникновения пожара.

(5) Предусматривались средства, доступные соответствующим членам экипажа в полете для индивидуального и группового отключения любого источника электроэнергии от системы.

(6) Были предусмотрены средства, показывающие соответствующим членам экипажа параметры системы генерирования, важные для безопасной работы системы, такие, как напряжение и сила тока, каждого генератора.

(c) Внешнее электропитание. Если предусмотрено подключение к самолету внешних источников электроэнергии и, если эти внешние источники могут быть подключены к оборудованию, отличному от оборудования, используемого для запуска двигателей, должны быть предусмотрены средства, гарантирующие невозможность питания системы электроснабжения самолета от внешних источников с обратной полярностью или с обратным порядком чередования фаз.

Должны быть предусмотрены также средства, гарантирующие невозможность питания системы электроснабжения при перепутывании фазы и нейтрали, обрыве фидера наземного источника, недопустимом отклонении частоты или перенапряжении.

(d) Полет при отсутствии нормального электропитания. Если не показано, что функциональный отказ системы генерирования является событием практически невероятным, должны выполняться следующие требования:

(1) Для питания приемников электроэнергии, необходимых для завершения полета и выполнения безопасной посадки, должны устанавливаться аварийные (альтернативные) источники электропитания, независимые от нормальной системы генерирования и обеспечивающие в течение требуемого времени электропитание этих приемников.

(2) В число приемников электроэнергии, на которые должно подаваться электропитание от аварийных источников, должны входить:

(i) приемники электроэнергии, функционирование которых немедленно необходимо для обеспечения безопасности и которые должны продолжать работать без вмешательства экипажа после отказа нормальной системы генерирования;

(ii) приемники электроэнергии, необходимые для продолжения управляемого полета; и

(iii) приемники электроэнергии, требуемые для снижения, захода на посадку и посадки.

(3) Должно быть показано, что:

(i) отказы, которые могут приводить к потере нормального электропитания и переходу на аварийное (альтернативное) электропитание, должны быть событиями крайне маловероятными;

(ii) отказы, которые могут приводить к потере нормального и аварийного (альтернативного) электропитания, в том числе к возгоранию распределительных устройств, пультов управления или жгутов проводов, должны быть событиями практически невероятными.

(а*) После совершения аварийной посадки (приводнения) система электроснабжения должна обеспечивать электроэнергией те приемники электроэнергии, которые должны работать после посадки (приводнения), если они не имеют собственных автономных источников питания.

(b*) Если в режиме запуска вспомогательной силовой установки (ВСУ) в полете качество электроэнергии выходит за пределы, установленные для аварийной работы, то в период запуска ВСУ должно быть обеспечено электропитание системы запуска ВСУ и приемников электроэнергии первой категории от раздельно работающих источников электроэнергии.

25.1353. Электрическое оборудование и его установка

(a) Электрооборудование и органы управления им должны быть установлены таким образом, что работа любого отдельного блока или системы блоков не оказывала неблагоприятного влияния на одновременно работающие другие электрические блоки или системы, важные для безопасной эксплуатации самолета. Любые электрические помехи, которые могут иметь место на самолете, не должны приводить к опасным последствиям для самолета или его систем. Возникновение отказов или неисправностей в каких-либо приемниках электроэнергии не должно приводить к прекращению электропитания других приемников первой и второй категорий.

(b) Аккумуляторные батареи должны иметь такую конструкцию и устанавливаться таким образом, чтобы:

(1) В течение любого вероятного режима заряда или разряда батареи в ее аккумуляторах должны поддерживаться безопасные температура и давление. При подзарядке аккумуляторной батареи (после предшествующего полного разряда) не должно происходить неуправляемого повышения температуры в ее аккумуляторах в следующих условиях:

(i) при максимальном значении регулируемого напряжения или мощности;

(ii) в полете наибольшей продолжительности; и

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

(2) Соответствие требованиям пункта (b)(1) данного параграфа должно быть доказано путем испытаний, если опыт эксплуатации аналогичных батарей при аналогичной их установке не показал, что поддержание безопасных температур и давлений в аккумуляторах не представляет трудностей.

(3) В самолете не должны скапливаться в опасных количествах взрывоопасные или ядовитые газы, выделяемые аккумуляторной батареей в процессе нормальной работы или в результате любой возможной неисправности в системе заряда или при установке батареи.

(4) Вызывающие коррозию жидкости или газы, которые могут выделяться из аккумуляторной батареи, не должны повреждать окружающие конструкции самолета или рядом расположенное "важное" оборудование.

(5) Каждая никель-кадмиевая аккумуляторная батарея должна иметь средства, предотвращающие любое опасное воздействие на конструкцию или "важные" системы, которое может быть вызвано максимальным тепловыделением при коротком замыкании аккумуляторной батареи или ее отдельных аккумуляторов.

(6) Установки никель-кадмиевых аккумуляторных батарей, которые не снабжены зарядными устройствами ограниченной мощности, должны иметь:

(i) систему для автоматического управления скоростью заряда аккумуляторной батареи, чтобы предотвратить перегрев аккумуляторной батареи; или

(ii) систему определения температуры аккумуляторной батареи и сигнализации превышения температуры со средством отключения аккумуляторной батареи от источника заряда в случае превышения температуры; или

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

(c) Электрическое заземление должно обеспечивать адекватную электрическую проводимость при нормальных и отказных условиях работы на самолетах, имеющих электрическую систему с заземленной нейтралью.

25.1355. Система распределения

(а) Система распределения включает в себя распределительные шины, связанные с ними питающие провода, а также управляющие и защитные устройства.

(b) [Зарезервирован].

(c) Если в соответствии с требованиями настоящего раздела для питания отдельных видов оборудования или систем требуется наличие двух независимых источников электроэнергии, то в случае отказа одного из источников для такого вида оборудования или систем другой источник электроэнергии (и связанный с ним фидер) должен включаться автоматически или вручную для обеспечения работы данного оборудования или системы.

25.1357. Устройства защиты электрических цепей

(a) Для сведения к минимуму неблагоприятных последствий для системы электроснабжения и опасности для самолета в случае повреждений электропроводки или серьезных неисправностей электросистемы или связанного с ней оборудования должна применяться аппаратура защиты сети. Все провода системы распределения, соединенные с шинами распределительных устройств, должны быть защищены автоматами защиты или плавкими предохранителями от коротких замыканий и от недопустимых перегрузок, если они могут иметь место в этих проводах.

(b) Защитные и управляющие устройства в системе генерирования должны обесточивать и отключать неисправные источники электроэнергии и оборудование, служащее для передачи энергии, от связанных с ними шин со скоростью, обеспечивающей защиту от опасного перенапряжения и других неисправностей.

(c) Все устройства защиты сети с повторным включением должны быть сконструированы таким образом, чтобы при возникновении перегрузки или неисправности цепи они разрывали цепь независимо от положения органа управления.

(d) Если повторное включение автомата защиты сети или замена плавкого предохранителя являются важными для безопасности полета, то этот автомат защиты сети или предохранитель должен располагаться и обозначаться таким образом, чтобы он мог быть легко повторно включен или заменен в полете. В случае применения предохранителей на борту должны быть запасные предохранители для использования во время полета, в количестве, составляющем не менее 50% от общего числа предохранителей каждого номинала, необходимые для полной защиты цепи.

(e) Все цепи питания "важных" приемников (первой и второй категорий) должны иметь индивидуальную защиту. Однако индивидуальная защита каждой цепи в системе таких приемников не требуется, если приемники являются функционально зависимыми элементами системы (например, цепи каждого огня из бортовых аэронавигационных огней - БАНО). Функционально зависимыми элементами считаются такие элементы, отказ одного из которых приводит к прекращению (нарушению) функционирования всей их системы.

(f) Для систем самолета, для которых необходима возможность выключить или повторно включить питание при нормальной эксплуатации, такая система должна быть сконструирована таким образом, что аппараты защиты сети не должны являться первичными средствами, с помощью которых выключается или повторно включается питание, если только они не специально предназначены для использования в качестве выключателя.

25.1360. Меры предосторожности от травм

(a) Удар электрическим током. Электрическая система должна быть спроектирована так, чтобы минимизировать риск поражения электрическим током экипажа, пассажиров и обслуживающего персонала, а также технического персонала, использующего обычные меры предосторожности.

(b) Ожоги. Температура любой части, которой может коснуться член экипажа в нормальной эксплуатации, не должна быть причиной опасных непреднамеренных движений или травмы члена экипажа.

25.1362. Электрическое оборудование, используемое в аварийных условиях

Должно быть обеспечено соответствующее электропитание тех потребителей, которые требуются для выполнения аварийных процедур после аварийной посадки или приводнения. Электрические цепи этого оборудования должны быть спроектированы, защищены и установлены так, чтобы риск потери его эффективности в аварийных условиях был минимизирован.

25.1363. Испытания электрической системы

(а) Лабораторные испытания электрической системы проводятся в следующих условиях:

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

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

(3) Лабораторные приводы генераторов должны имитировать реальные самолетные приводы в части, касающейся их реакции на нагрузку генератора, и в том числе на нагрузку, вызванную отказами.

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

25.1365. Электрические устройства, моторы и трансформаторы

(a) Бытовое оборудование должно быть спроектировано и размещено так, что при отказе системы электропитания или системы управления выполнялись требования 25.1309(b), (с) и (d). Под бытовым оборудованием понимается: нагревательные панели, духовки, кофеварки, кипятильники, холодильники и системы смыва туалета, устанавливаемые на самолете для предоставления комфорта и обслуживания пассажиров.

(b) Установка кухонь и их оборудования должно минимизировать риск возникновения перегрева и пожара.

(c) Бытовая техника на кухнях должна устанавливаться и защищаться так, чтобы предотвратить возникновение повреждений или загрязнений другого оборудования или систем жидкостями или испарениями, возникающими при обычной работе или в результате утечек, если это может создать опасные условия.

(d) Если не будет показано, что требования 25.1309(b) обеспечиваются устройствами защиты, указанными в 25.1357(а), то электромоторы и трансформаторы, в том числе используемые в бытовой технике, кухнях, системах промывки в туалетах, должны иметь соответствующие устройства тепловой защиты для предотвращения перегрева при нормальной работе и отказных состояниях, если их перегрев может привести к задымлению или пожару.

Светотехническое оборудование

25.1381. Освещение приборов, пультов и индикаторов

(а) Освещение приборов, пультов и индикаторов должно:

(1) Обеспечивать освещение, достаточное для того, чтобы все приборы, переключатели и другие устройства, необходимые для безопасной эксплуатации, были легкочитаемыми, если нет достаточного освещения от другого источника; и

(2) Быть установлено таким образом, чтобы:

(i) прямые лучи света не попадали в глаза пилота;

(ii) пилот не видел нежелательных бликов освещения.

(b) Должны быть предусмотрены средства регулирования яркости освещения, если не показано, что нерегулируемое освещение удовлетворяет всем ожидаемым полетным условиям.

25.1383. Посадочные фары

(a) Каждая посадочная фара должна быть утвержденного типа и установлена таким образом, чтобы:

(1) Пилоту не попадали в глаза нежелательные блики.

(2) Пилот не испытывал неблагоприятного воздействия световых ореолов.

(3) Обеспечивалось достаточное освещение для ночной посадки.

(b) Каждая фара должна иметь отдельный выключатель, за исключением случая, когда один выключатель используется для нескольких фар, установленных в одном месте.

(а*) Количество посадочных (посадочно-рулежных) фар должно быть не менее 2. Количество рулежных фар не регламентируется.

25.1385. Установка системы аэронавигационных огней

(a) Общие положения. Каждый элемент системы аэронавигационных огней должен соответствовать установленным требованиям данного параграфа, а каждая система в целом должна отвечать требованиям параграфов 25.1387 - 25.1397.

(b) Передние аэронавигационные огни. Передние аэронавигационные огни должны состоять из красного и зеленого огня и размещаться в поперечной плоскости как можно дальше друг от друга и в передней части самолета так, чтобы в случае, когда самолет находится в нормальном полетном положении, красный огонь был с левой стороны, а зеленый - с правой стороны самолета. Каждый огонь должен быть утвержденного типа.

(c) Задний аэронавигационный огонь. Задний аэронавигационный огонь должен быть белого цвета и устанавливаться как можно дальше на хвосте самолета или на каждой законцовке крыла и быть утвержденного типа.

(d) Обтекатели огней и цветные фильтры. Применяемые для огней обтекатели и цветные фильтры должны быть по меньшей мере огнестойкими и не изменять цвет или форму, или заметно уменьшать коэффициент пропускания света в процессе нормальной эксплуатации.

25.1387. Двугранные углы системы аэронавигационных огней

(a) Кроме случая, предусмотренного в пункте (е) данного параграфа, все передние и задние аэронавигационные огни после их установки на самолет должны излучать непрерывный свет в пределах двугранных углов, указанных в настоящем параграфе.

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

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

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

(e) Если задний аэронавигационный огонь, установленный по возможности в самой задней точке самолета согласно 25.1385(с), не может излучать непрерывный свет в пределах двугранного угла А, определение которого дается в пункте (d) данного параграфа, то общий угол затенения или углы затенения не должны превышать 0,04 стерадиан в пределах этого двугранного угла, если этот угол находится в пределах конуса, вершина которого проходит через хвостовой аэронавигационный огонь, а направляющие образуют угол 30° с вертикальной линией, проходящей через задний аэронавигационный огонь.

25.1389. Распределение и сила света аэронавигационных огней

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

(b) Передние и задние аэронавигационные огни. Распределение и сила света передних и заднего аэронавигационных огней должны быть выражены в виде значений минимальной силы света в горизонтальной плоскости, минимальной силы света в любой вертикальной плоскости и максимальной силы света в зонах перекрытия в пределах двугранных углов L, R и А, при этом должно обеспечиваться соответствие следующим требованиям:

(1) Сила света в горизонтальной плоскости. Сила света в горизонтальной плоскости (плоскость, включающая продольную ось самолета и перпендикулярная плоскости симметрии самолета) должна быть равна или превышать значения силы света, приведенные в 25.1391.

(2) Сила света в любой вертикальной плоскости. Сила света в любой вертикальной плоскости (вертикальная плоскость - плоскость, перпендикулярная к горизонтальной) должна быть равна (или превышать) значения, приведенные в 25.1393, где I - минимальная сила света, указанная в 25.1391 для соответствующих углов в горизонтальной плоскости.

(3) Сила света в зонах перекрытия смежных сигналов. Сила света в любых зонах перекрытия смежных световых сигналов не должна превышать значений, приведенных в 25.1395, за исключением случая, когда более высокая сила света в зонах перекрытия может использоваться при силе света основного светового пучка, значительно большей, чем минимальное значение, приведенное в 25.1391 и 25.1393, если сила света в зоне перекрытия по отношению к силе света основного светового пучка такова, что она не оказывает неблагоприятного влияния на различимость светового сигнала. Если максимальная сила света передних аэронавигационных огней превосходит 100 кд, то максимальная сила света в зоне перекрытия может превышать значения, указанные в 25.1395, если сила света огней в зоне перекрытия А не более чем на 10% превосходит максимальные силы света аэронавигационных огней, а в зоне перекрытия В - не более чем на 2,5% максимальной силы света аэронавигационных огней.

25.1391. Минимальные значения силы света передних и заднего аэронавигационных огней в горизонтальной плоскости

Сила света каждого аэронавигационного огня должна быть равна или превышать значения, приведенные в следующей таблице:

Двугранный угол (включающий в себя огонь)	Угол справа или слева от продольной оси, направленной вперед, град.	Сила света I, кд
L и R (передние	от 0 до 10	40
красный и	от 10 до 20	30
зеленый)	от 20 до 110	5
А (задний белый)	от 110 до 180	20

25.1393. Минимальные значения силы света передних и заднего аэронавигационных огней в любой вертикальной плоскости

Угол выше или ниже горизонтальной плоскости, град.	Сила света, кд
0	1,00 I
от 0 до 5	0,90 I
от 5 до 10	0,80 I
от 10 до 15	0,70 I
от 15 до 20	0,50 I
от 20 до 30	0,30 I
от 30 до 40	0,10 I
от 40 до 90	0,05 I

25.1395. Максимальная сила света передних и заднего аэронавигационных огней в зонах перекрытия

Сила света аэронавигационных огней не должна превышать значений, приведенных в следующей таблице, за исключением случая, указанного в 25.1389(b)(3).

Перекрываемые зоны	Максимальная сила света, кд
Перекрываемые зоны	Зона А	Зона В
Зеленый цвет в двугранном угле L	10	1
Красный цвет в двугранном угле R	10	1
Зеленый цвет в двугранном угле А	5	1
Красный цвет в двугранном угле А	5	1
Белый цвет задний в двугранном угле L	5	1
Белый цвет задний в двугранном угле R	5	1

Примечания:

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

2. Зона В включает в себя все направления в смежном двугранном угле, которые проходят через источник света и пересекают общую граничную плоскость под углом более 20°.

25.1397. Требования к цветности аэронавигационных огней

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

(a) Авиационный красный огонь:

"у" - не более чем 0,335; и

"z" - не более чем 0,002.

(b) Авиационный зеленый огонь:

"х" - не более чем 0,440 - 0,320у;

"х" - не более чем у - 0,170; и

"у" - не менее чем 0,390 - 0,170х.

"x" не менее чем 0,300 и не более чем 0,540;

"y" не менее х - 0,040 или - 0,010, в зависимости от того, что меньше;

"y" не более чем х+0,020 или 0,636 - 0,400х;

где "" - координата по оси "у" излучателя Планка для рассматриваемой величины "х".

25.1399. Стояночный огонь

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

(1) Обеспечивали дальность видимости белого огня не менее 2 морских миль (3,7 км) ночью в ясную погоду.

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

(b) Допускается использование наружных подвесных огней.

25.1401. Система огней для предупреждения столкновения

(а) Общие положения. На самолете устанавливается система огней для предотвращения столкновения.

(1) Система должна состоять из одного или более огней предупреждения столкновения установленного типа, которые должны располагаться таким образом, чтобы излучаемый ими свет не затруднял обзор членам экипажа и не уменьшал видимость аэронавигационных огней.

(2) Система должна соответствовать требованиям пунктов (b) - (f) данного параграфа.

(b) Зона действия. Система должна содержать достаточное количество огней, чтобы охватить наиболее жизненно важные зоны вокруг самолета с учетом его конфигурации и летных характеристик. Зона действия огней в каждом направлении должна составлять угол не менее 75° выше и ниже горизонтальной плоскости самолета. Допускается затенение огней элементами конструкции самолета в телесном угле или углах не более 0,03 стерадиан в пределах телесного угла 0,15 стерадиан, центрованного вокруг продольной оси самолета и обращенного назад.

(c) Проблесковые характеристики. Количество источников света, ширина светового луча, скорость вращения и другие характеристики системы должны обеспечивать эффективную частоту вспышек не менее 40 и не более 100 циклов в минуту. Эффективная частота вспышек - это частота, с которой система огней предотвращения столкновения наблюдается на расстоянии и относится к зоне действия каждого огня, в том числе к зонам перекрытия, возможным в системе огней, состоящей из более чем одного источника света; частота проблесков может превышать 100, но не должна составлять более 180 циклов в минуту.

(d) Цвет. Каждый огонь предотвращения столкновения должен быть авиационным красным или авиационным белым и соответствовать требованиям 25.1397.

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

где:

- эффективная сила света, кд;

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

- интервал времени между вспышками, с.

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

(f) Минимальная сила света для огней предупреждения столкновения. Эффективная сила света каждого огня для предупреждения столкновения должна быть равна (или превышать) значениям, приведенным в таблице:

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

(а*) Если используется пониженный режим работы, то значение эффективной силы света огней должно быть не менее 40 кд. В случае использования пониженного режима работы огней предотвращения столкновений в полете должна быть обеспечена сигнализация этого режима.

25.1403. Освещение для обнаружения обледенения на частях самолета

Если в ночных полетах используются средства освещения льда на частях самолета, то они не должны создавать бликов или отражений, которые могли бы помешать членам экипажа выполнять свои обязанности.

Спасательное оборудование

25.1411. Общие положения

(a) Требования по доступности. Требуемое спасательное оборудование, используемое экипажем в аварийной ситуации, должно быть легкодоступным.

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

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

(2) Защищать спасательное оборудование от случайного повреждения.

(c) Средства для спуска из аварийного выхода. Средства для спуска людей на землю из аварийного выхода, требуемые в 25.810(a), должны быть размещены на каждом выходе, для которого они предназначены.

(d) Спасательные плоты.

(1) Места размещения спасательных плотов, предписанных в 25.1415, должны обеспечивать размещение плотов в количестве, достаточном для максимального количества людей, на которое запрашивается сертификат на обеспечение аварийной посадки на воду.

(2) Спасательные плоты должны быть размещены около выходов, через которые они могут быть спущены при непланируемом аварийном приводнении.

(3) Спасательные плоты, которые вводятся в действие снаружи самолета автоматически или дистанционно, должны быть присоединены к самолету посредством привязного фала, предписанного в 25.1415.

(4) Места размещения каждого портативного спасательного плота должны обеспечивать быстрое отсоединение и снятие плота для его использования через другие непредписанные выходы.

(e) Места размещения радиомаяка с большой дальностью действия. Места размещения радиомаяка дальнего действия, требуемого в 25.1415, должны быть около выходов, пригодных для использования при аварийном приводнении.

(f) Места размещения спасательных жилетов. Места размещения спасательных жилетов, требуемых в 25.1415, должны обеспечивать размещение по одному жилету на каждого человека, находящегося на борту, в соответствии с запрашиваемой сертификацией на аварийное приводнение. Каждый спасательный жилет должен быть легко досягаем для каждого сидящего человека.

(g) Места размещения страховочного каната. Если запрашивается сертификат на обеспечение аварийного приводнения согласно 25.801, то должны быть предусмотрены места для размещения страховочных канатов. Эти места должны:

(1) Обеспечивать закрепление одного страховочного каната с каждой стороны фюзеляжа; и

(2) Быть расположены так, чтобы обеспечивалась возможность использования канатов людьми для удержания на крыле после приводнения.

25.1415. Оборудование, используемое при аварийной посадке на воду

(a) Оборудование для аварийного приводнения, используемое на самолетах, подлежащих сертификации на обеспечение аварийного приводнения согласно 25.801 и требуемое правилами эксплуатации, должно соответствовать требованиям данного параграфа.

(b) Каждый спасательный плот и каждый спасательный жилет должны быть одобрены. Кроме того:

(1) Если не предусмотрено избыточное количество спасательных плотов достаточной вместимости, то плавучесть и вместимость плотов (за пределами номинальной вместимости) должны обеспечивать размещение всех людей, находящихся в самолете, в случае потери одного спасательного плота наибольшей номинальной вместимости.

(2) Каждый плот должен иметь буксировочный привязной фал, предназначенный для удержания плота около самолета, но отделяющий его при полном затоплении самолета.

(d) Должен быть предусмотрен одобренный аварийный радиомаяк для использования на одном из спасательных плотов.

(e) На самолетах, не сертифицируемых на обеспечение аварийного приводнения по 25.801 и не имеющих одобренных спасательных жилетов для каждого человека, находящегося на борту, должны быть предусмотрены одобренные вспомогательные плавсредства. Эти средства должны быть легко досягаемы для каждого сидящего человека и быть легкосъемными.

25.1419. Защита от обледенения

Если запрашивается сертификат для самолета со средствами защиты от обледенения, то такой самолет должен безопасно эксплуатироваться в условиях максимального длительного и максимального кратковременного обледенений, указанных в Приложении С настоящих Норм. Для установления возможности эксплуатации самолета в условиях, указанных в Приложении С, необходимо:

(a) Выполнить анализ, показывающий, что защита от обледенения различных частей самолета с учетом различных эксплуатационных конфигураций самолета достаточна.

(b) Подтвердить анализ защиты от обледенения, выявить особенности обледенения и продемонстрировать эффективность системы защиты от обледенения и ее элементов в летных испытаниях самолета или его частей при различных эксплуатационных конфигурациях в контролируемых естественных условиях обледенения.

При необходимости также могут быть проведены один или несколько видов следующих испытаний:

(1) Лабораторные испытания элементов или моделей элементов в "сухом" воздухе или в искусственных условиях обледенения, или при сочетании обоих условий.

(1*) Испытания в аэродинамической трубе моделей самолета или его отдельных частей с имитаторами льда.

(2) Летные испытания противообледенительной системы в целом или ее отдельных элементов в "сухом" воздухе.

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

(2*) Летные испытания самолета с имитаторами льда.

(c) Предусмореть предупредительную сигнализацию в виде желтой лампы или эквивалентного средства для оповещения летного экипажа о том, что система удаления или предотвращения образования льда не функционирует нормально.

(d) Принять, что для самолетов с газотурбинными двигателями положения данного параграфа по защите от обледенения применимы главным образом к планеру самолета. К силовым установкам могут быть предъявлены некоторые дополнительные требования, содержащиеся в разделе Е настоящих Норм.

(e) Должен быть обеспечен один из следующих методов определения наличия обледенения и включения противообледенительной системы (ПОС) самолета:

(1) использование основной системы определения наличия обледенения, которая автоматически включает ПОС, либо предупреждает экипаж о необходимости включения ПОС, или

(2) определение специфических элементов конструкции самолета, на которых визуально обнаруживаются первые признаки отложения льда совместно с установкой вспомогательной системы определения наличия обледенения, предупреждающей экипаж о необходимости включения ПОС, или

(3) идентификация условий, способствующих обледенению конструкции самолета и определяемых статической или полной температурой воздуха и наблюдаемой влажностью, при которых экипаж должен включить ПОС самолета.

(f) Если Заявитель не продемонстрирует, что ПОС самолета необходимо включать только на отдельных этапах полета, то требования пункта (е) данного параграфа должны относиться ко всем этапам полета.

(g) После первоначального включения ПОС самолета:

(1) конструкция ПОС должна обеспечивать ее непрерывную работу, или

(2) самолет должен быть оборудован противообледенительной системой, которая автоматически работает в циклическом режиме, или

(3) система обнаружения обледенения должна обеспечивать предупреждение экипажа каждый раз, когда требуется включение ПОС.

(h) Процедуры эксплуатации ПОС, её включения и выключения должны быть установлены и включены в ЛР.

25.1421. Мегафоны

Если предусмотрен мегафон, то должны быть средства, способные удержать его при воздействии расчетных инерционных сил, установленных в 25.561(b)(3).

Прочее оборудование

25.1423. Система оповещения пассажиров

Система оповещения пассажиров, требуемая эксплуатационными правилами, должна:

(a) Обеспечиваться электропитанием в полете или при стоянке самолета на земле, после выключения или отказа всех двигателей и вспомогательных силовых установок, или отключения или отказа всех источников питания в зависимости от дальнейших действий для:

(1) В течение времени не менее 10 минут, включая время суммарной продолжительности, по крайней мере, 5 минут, необходимых для объявлений летного экипажа и бортпроводников, с учетом всех других нагрузок, которые могут питаться от этого источника, когда все другие источники электроэнергии не работают, а также

(2) Дополнительное время в резервном режиме работы, соответствующем или требуемом для любых других нагрузок, которые продолжают получать питание от того же источника, и которые имеют важное значение для безопасности полетов или необходимы для действий в аварийных условиях.

(b) Система должна быть пригодна к эксплуатации в течение 3 секунд с момента, когда микрофон извлекается бортпроводником из места его установки в тех местах в пассажирском салоне, в которых его использование доступно.

(d) Быть сконструированной таким образом, что не используемый или не установленный на рабочее место микрофон не приведет систему к выходу из строя.

(e) Способна функционировать независимо от любых необходимых экипажу средств связи.

(f) Быть доступной для немедленного использования с каждого из двух рабочих мест членов экипажа в пилотской кабине.

(g) Для каждого требуемого, расположенного на уровне пола, аварийного выхода, рядом с которым имеется кресло бортпроводника, должен быть микрофон, который был бы легко доступным для сидящего бортпроводника, при этом один микрофон может использоваться более чем для одного выхода, при условии, что близость выходов позволяет без посторонней помощи осуществлять словесную связь между сидящими бортпроводниками.

25.1431. Электронное оборудование

(a) При установлении соответствия требованиям 25.1309(а) и (b) применительно к радиотехническому и электронному оборудованию и их установкам должны быть рассмотрены критические внешние условия.

При установлении соответствия требованиям 25.1309(а) необходимо показать, что оборудование нормально функционирует при воздействии на него внешних факторов, характерных для места размещения данного оборудования на самолете. При установлении соответствия требованиям 25.1309(b) необходимо рассмотреть вероятные комбинации отказных состояний различного радиотехнического и электронного оборудования, которые могут привести к ухудшению ситуации для самолета в целом по сравнению с ситуацией, возникающей из-за отдельного отказного состояния каждой из систем.

(b) Радиотехническое и электронное оборудование должно обеспечиваться электроэнергией в соответствии с положениями 25.1355(с).

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

(d) Электронное оборудование должно быть спроектировано и установлено таким образом, чтобы не нарушалось нормальное функционирование "важных" приемников вследствие переходных процессов в системе элетроснабжения, а также переходных процессов, обусловленных иными причинами.

25.1433. Вакуумные системы

В дополнение к обычным средствам сброса давления должны предусматриваться средства, обеспечивающие автоматическое снижение давления в выходных трубопроводах вакуумного насоса, если температура выходящего воздуха достигает небезопасной величины.

25.1435. Гидравлические системы

(a) Конструкция.

(1) Каждый элемент гидравлической системы должен быть спроектирован так, чтобы выдерживать нагрузки от эксплуатационного рабочего давления в комбинации с максимальными эксплуатационными нагрузками на конструкцию; указанные нагрузки должны восприниматься без деформации, препятствующей функционированию элемента.

(2) Каждый элемент гидравлической системы должен выдерживать без разрушения нагрузки от эксплуатационного рабочего давления, умноженного на коэффициент 1,5, в комбинации с предельными нагрузками на конструкцию, одновременное воздействие которых умеренно вероятно. Расчетное рабочее давление - максимальное давление при нормальной работе, исключая переходные процессы.

(b) Испытания.

(1) Собранная гидравлическая система должна быть испытана статическим давлением для подтверждения ее способности выдерживать давление, в 1,5 раза превышающее расчетное рабочее давление, без деформации любой части системы, которая могла бы воспрепятствовать выполнению системой своих функций. Зазор между элементами конструкции и элементами гидравлической системы должен быть достаточным, и не должно быть вредной остаточной деформации. Для проведения этих испытаний предохранительный клапан может быть отключен, чтобы создать необходимое давление.

(2) Соответствие гидравлических систем требованиям 25.1309 должно быть показано испытаниями на функционирование, на ресурс, а также анализом. Все гидравлические системы или их подсистемы должны быть испытаны на самолете или на стендах для определения соответствия требуемым характеристикам и для сопоставления с другими системами самолета. Испытания на функционирование должны включать в себя имитацию условий отказа гидравлической системы. Испытания на ресурс должны имитировать повторяющиеся полетные циклы, которые могут быть в эксплуатации. Элементы системы, отказавшие в испытаниях, должны быть доработаны для исключения конструктивного недостатка и, если необходимо, испытаны вновь в достаточном объеме. Имитация условий работы и внешних нагрузок для элементов и соответствующих участков гидравлической системы должна быть достаточной для оценки влияния внешних факторов. При оценке соответствия требованиям 25.1309 необходимо учитывать:

(i) статические и динамические нагрузки, действующие в полете и на земле, нагрузки от рабочего тела, от пилота, инерционные и температурные нагрузки и их комбинации;

(ii) перемещение элементов системы, вибрацию, давление рабочего тела при переходных процессах и усталость;

(iii) абразивный износ, коррозию и эрозию;

(iv) совместимость жидкостей и материалов;

(v) утечки и износ.

(с) Противопожарная защита. Каждая гидравлическая система, в которой используется воспламеняющаяся рабочая жидкость, должна удовлетворять применимым к ней требованиям параграфов 25.863, 25.1183, 25.1185 и 25.1189.

25.1438. Система наддува и пневмосистемы

(a) Элементы системы наддува должны быть испытаны давлением на разрушение, в 2,0 раза превышающим максимальное нормальное рабочее давление системы, и контрольным давлением, в 1,5 раза превышающим максимальное нормальное рабочее давление.

(b) Элементы пневматической системы должны быть испытаны давлением на разрушение, в 3,0 раза превышающим максимальное нормальное рабочее давление системы, и контрольным давлением, в 1,5 раза превышающим максимальное нормальное рабочее давление.

(c) Испытания, требуемые в пунктах (а) и (b) данного параграфа, могут быть заменены анализом (расчетом, исследованием), если Компетентный орган сочтет его эквивалентным требуемому испытанию.

(а*) Система наддува и пневматическая система не должны вызывать взрыва на самолете.

(b*) Размещение трубопроводов и агрегатов СКВ должно быть таким, чтобы при их возможном разрушении воздействие горячего воздуха с температурой более 200°С на элементы конструкции и другие системы самолета не приводило к ситуации, худшей, чем усложнение полета.

25.1439. Защитное дыхательное оборудование

(а) Для членов летного экипажа должно быть предусмотрено фиксированное (стационарное или встроенное) защитное дыхательное оборудование и по крайней мере одно переносное защитное дыхательное оборудование должно быть расположено в (или рядом) кабине экипажа для использования членами летного экипажа. Дополнительно, помимо кабины экипажа, защитное дыхательное оборудование должно устанавливаться в отсеках доступных для соответствующих членов экипажа для борьбы с огнем в полете. К таким отсекам относятся отдельные изолированные помещения на самолете и кухни верхней и нижней палуб, в которых членам экипажа разрешается находиться во время полета. Количество оборудования выбирается из расчета максимального числа членов экипажа в данной зоне при любой работе в ней.

(b) Защитное дыхательное оборудование, требуемое пунктом (а) данного параграфа или применимыми эксплуатационными правилами, должно отвечать следующим требованиям:

(1) Оборудование должно быть рассчитано на защиту соответствующих членов экипажа от воздействия дыма, углекислого газа и других вредных газов во время исполнения своих обязанностей в полете в кабине экипажа или во время борьбы с пожаром.

(2) Защитное дыхательное оборудование должно включать в себя:

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

(ii) маски, закрывающие нос и рот, а также дополнительное средство, закрывающее глаза.

(3) Оборудование, включая переносное оборудование, во время его применения, не должно препятствовать ведению связи с другими членами экипажа. Оборудование доступное для членов летного экипажа, когда они находятся на своих рабочих местах, должно также давать возможность пользоваться радиооборудованием. Оборудование во время его применения должно позволять одному члену экипажа пользоваться самолетным переговорным устройством по крайней мере с одного места проводника в каждом пассажирском салоне.

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

(5) Оборудование должно обеспечивать подачу защитного кислорода для каждого члена экипажа продолжительностью 15 мин при полете на барометрической высоте 2400 м и при легочной вентиляции, равной 30 л/мин (t = 37°C, , мм рт.ст.; условия BTPD).

Если используется кислородная система легочного типа, подвод 300 л свободного кислорода, находящегося при температуре 21°С и под давлением 760 мм. рт. ст., считается достаточным для 15-минутной продолжительности питания на указанной высоте и при указанной легочной вентиляции. Когда используется защитное дыхательное оборудование с непрерывной подачей, расход кислорода в 60 л/мин на высоте 2400 м (45 л/мин на уровне моря) и подвод 600 л свободного кислорода, находящегося при температуре 21,0°С и под давлением 760 мм рт. ст., считаются достаточными для 15-минутной продолжительности на указанной высоте и при указанной легочной вентиляции. Системы с непрерывной подачей не должны увеличивать содержание кислорода в локальной окружающей среде больше, чем системы легочного типа.

(6) Защитное дыхательное оборудование должно удовлетворять требованиям 25.1441.

(a*) Для перемещения в разгерметизированной кабине или задымленных отсеках должен быть предусмотрен переносной кислородный прибор (блок) легочно-автоматического типа с источником кислорода, емкостью не менее 300 л (давлением 760 мм рт.ст., температура 21°С). Прибор должен быть оборудован дымозащитной маской, закрывающей все лицо, и размещен в кабине экипажа.

(b*) Защитно-дыхательное оборудование с переносными блоками должно быть доступно для незамедлительного использования членами экипажа, ведущими борьбу с пожаром в соответствии с нижеследующим размещением:

(1) По одному блоку для использования в каждом грузовом отсеке класса А, В и Е, доступному для членов экипажа во время полета.

(2) По одному блоку около каждого ручного огнетушителя, установленного в помещении буфета на верхней и нижней палубах, когда буфет занимает все пространство отсека верхней или нижней палубы.

(3) По одному блоку в каждом пассажирском салоне, размещенному на расстоянии до 0,9 м от каждого ручного огнетушителя. Допускается увеличение расстояния более 0,9 м при обеспечении эквивалентного уровня безопасности. При этом может учитываться кислородное оборудование в соответствии с 25.1447(c)(4).

25.1441. Кислородное оборудование и кислородное питание

(а) Если запрашивается сертификат с оборудованием, снабжающим дополнительным кислородом¹), это оборудование должно отвечать требованиям данного параграфа, а также параграфов 25.1443 - 25.1453 и 25.869(с), (а*).

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

¹⁾ Дополнительный кислород кислород, добавленный к окружающему воздуху перед или во время вдоха с целью компенсации пониженного давления кислорода на высоте и поддержания в трахеях достаточного парциального давления.

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

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

(c) Должны предусматриваться средства, позволяющие экипажу в полете легко определять количество кислорода, оставшегося в каждом источнике кислородного питания.

(d) На самолетах, для которых запрашивается сертификат для полетов на высотах более 12200 м, расход кислорода и кислородное оборудование должны быть утверждены.

25.1441А. Количество кислорода на самолете

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

(b) Самолеты с герметической кабиной. Для самолета с герметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании предположения, что разгерметизация кабины случится на высоте и в пункте полета, которые являются самыми критическими с точки зрения потребности в кислороде, и что после разгерметизации кабины самолет снизится без превышения его эксплуатационных ограничений до безопасной высоты и продолжит полет в соответствии с ЛР на высоте, позволяющей достигнуть места безопасной посадки с учетом остатка топлива. После разгерметизации кабины барометрическая высота в кабине принимается равной высоте полета, если только не доказано, что отказное состояние, не отнесенное к практически невероятному, не приведет к выравниванию высоты в кабине с высотой полета. Достигаемая при этом максимальная высота в кабине может приниматься в качестве основания для сертификации и определения запаса кислорода, который не должен быть менее запаса, предусмотренного пунктами (d) и (g) данного параграфа.

(c) На самолете с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 м и до 3600 м включительно кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с ЛР в течение той части полета, проходящей на указанных высотах, которая продолжается более 30 мин.

(1) На самолетах с негерметической кабиной и высотой полета свыше 3600 м (но не более 6000 м) кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с ЛР в течение всего полета на этой высоте.

(d) На самолете с герметической кабиной и высотой полета более 3000 м для случая разгерметизации кабины должно быть предусмотрено кислородное питание в соответствии с пунктами (b) и (с) настоящего параграфа, но не менее чем на 2 ч полета. При этом может учитываться запас кислорода, требуемый 25.1439 и пункте (е) данного параграфа.

(e) Для уменьшения утомляемости экипажа при продолжительности полета более 4 ч на самолетах с герметической и негерметической кабинами должен быть предусмотрен запас кислорода для профилактического кислородного питания. Запас кислорода определяется расчетом, исходя из того, что производится питание чистым кислородом или смесью в течение 10 мин через каждые 2 ч полета и перед снижением со средней легочной вентиляцией 10 л/мин. Порядок пользования профилактическим питанием излагается в ЛР.

(f) На самолете с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 м и до 4200 м включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 10% пассажиров от общего количества мест и все бортпроводники в течение той части полета, проходящей на указанных высотах, которая продолжается более 30 мин.

(1) На самолете с негерметической кабиной и высотой полета более 4200 м и до 4500 м включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 30% пассажиров и все бортпроводники в течение всего полета на указанных высотах.

(2) На самолете с негерметической кабиной и высотой полета свыше 4500 м (но не более 6000 м) кислородным питанием должны обеспечиваться все пассажиры и бортпроводники в течение всего полета на указанных высотах.

(g) При использовании самолета с гермокабиной на высотах свыше 3000 м, для лиц, занимающих пассажирскую кабину, должно быть обеспечено следующее кислородное питание:

(1) Если самолет эксплуатируется на высотах до 7600 м включительно и может быть безопасно снижен в любой точке маршрута до высоты 4200 м или ниже в течение 4 мин, кислородное питание должно быть обеспечено в течение 30-минутного периода, по меньшей мере, для 10% людей, занимающих пассажирскую кабину.

(2) Если самолет эксплуатируется на высотах до 7600 м включительно и не может безопасно снизиться до высоты 4200 м в течение 4 мин или если самолет эксплуатируется на высотах более 7600 м, кислородное питание должно быть обеспечено для по меньшей мере 10% людей, занимающих пассажирскую кабину, в течение всего полета, продолжающегося после разгерметизации кабины, при давлении в ней, соответствующем высоте от 3000 до 4200 м включительно; не менее 30% людей, занимающих пассажирскую кабину, в течение всего полета при высоте в кабине более 4200 м и до 4500 м включительно; все люди, занимающие пассажирскую кабину, в течение всего полета, продолжающегося после разгерметизации кабины, при высоте в кабине более 4500 м, за исключением того, что должен иметься не менее чем 10-минутный запас кислорода для всех людей, занимающих пассажирскую кабину. При этом может учитываться запас кислорода, требуемый согласно 25.1439(b*) и 25.1447(с)(4).

(h) Для самолета с герметической кабиной в случае ее разгерметизации до высоты более 7600 м должно быть обеспечено терапевтическое питание (оказание первой помощи) для 2% пассажиров, но не менее одного пассажира в течение всего полета, продолжающегося после разгерметизации кабины, при высоте более 2400 м. Питание должно обеспечиваться минимум от двух точек. При этом может учитываться запас кислорода, требуемый для защиты бортпроводников от дыма (см. 25.1439(b*)).

25.1443. Минимальный массовый расход дополнительного кислорода

(a) Если для членов летного экипажа самолета установлено оборудование, рассчитанное на непрерывную подачу кислорода, минимальный расход дополнительного кислорода, потребляемого каждым членом экипажа, должен быть не менее того значения, при котором во время вдоха в трахеях будет поддерживаться среднее парциальное давление кислорода, равное 149 мм рт. ст., при легочной вентиляции 15 л/мин (t = 37°C, , мм рт.ст.; условия BTPS) и максимальном объеме воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох" 700 при постоянных интервалах между вдохами.

(b) Если для членов летного экипажа установлено кислородное оборудование легочно-автоматического типа, минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемого каждым членом экипажа, не должен быть менее того значения, при котором во время вдоха будет поддерживаться среднее парциальное давление кислорода в трахеях, равное 122 мм рт.ст., до барометрической высоты в кабине 10700 м включительно. При изменении барометрической высоты в кабине от 10700 м до 12200 м содержание кислорода в подаваемом воздухе должно равняться 95%. В обоих случаях легочная вентиляция составляет 20 л/мин (t = 37°С, , мм рт.ст.; условия BTPS). Должна быть предусмотрена возможность для членов экипажа пользоваться чистым кислородом, если они этого желают.

(c) Для пассажиров и бортпроводников минимальный массовый расход кислорода для дыхания, потребляемого каждым человеком, при различных барометрических высотах в кабине должен быть не менее того значения, при котором во время вдоха будет обеспечиваться следующее среднее парциальное давление кислорода в трахеях при пользовании кислородным оборудованием с масками:

(1) При барометрической высоте более 3000 м и до 5600 м включительно среднее парциальное давление кислорода в трахеях должно составлять 100 мм рт. ст. при легочной вентиляции 15 л/мин с (t=37°С, , мм рт.ст.; условия BTPS) и количестве воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", равном 700 , при дыхании с равными промежутками времени.

(2) При барометрической высоте в кабине более 5600 м и до 12200 м включительно среднее парциальное давление кислорода в трахеях должно составлять 84 мм рт. ст., при легочной вентиляции 30 л/мин (t=37°С, , мм рт.ст.; условия BTPS) и количестве воздуха, обмениваемого за цикл "вдох-выдох", равном 1100 , при дыхании с равными промежутками времени.

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

(e) В случае установки переносного кислородного оборудования для членов экипажа минимальный массовый расход дополнительного кислорода, используемого для дыхания, должен быть таким же, как указано в пункте (а) или (b) данного параграфа, в зависимости от типа оборудования.

25.1445. Требования к системе распределения кислорода

(а) Когда кислород должен подаваться как экипажу, так и пассажирам, система распределения должна быть сконструирована таким образом, чтобы она могла обеспечить:

(1) Источник снабжения кислородом для членов летного экипажа, находящихся на своих рабочих местах, и отдельный источник для пассажиров и других членов экипажа; либо

(2) Общий источник снабжения кислородом, имеющий средства, обеспечивающие резервирование минимального количества кислорода, требуемого для членов летного экипажа, находящихся на своих рабочих местах.

(b) Для удовлетворения требований по обеспечению кислородным питанием членов экипажа и пассажиров могут применяться переносные кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода, легочного типа с подсосом воздуха, а также приборы легочного типа без подсоса воздуха.

25.1447. Требования к кислородно-раздаточным приборам

Если на самолете установлены кислородно-раздаточные приборы (маски), они должны соответствовать следующим положениям:

(a) Для каждого человека, который находится на борту самолета и которому подается дополнительный кислород, должен предусматриваться индивидуальный раздаточный прибор (маска). Этот прибор должен закрывать нос и рот и иметь соответствующее крепление, удерживающее прибор в нужном положении на лице. Маски для питания членов летного экипажа дополнительным кислородом должны позволять работать со связным оборудованием.

(b) Если запрашивается сертификат для высот полета 7600 м и менее и самолет может безопасно снижаться до высоты 4200 м и ниже в течение 4 мин, для каждого члена экипажа должна быть предусмотрена возможность легкого доступа к кислородному штуцеру и к раздаточному прибору кислородной системы, для того чтобы член экипажа имел возможность немедленно воспользоваться ими. Для всех остальных людей, находящихся на борту самолета, штуцеры и раздаточные приборы должны располагаться так, чтобы обеспечивалась возможность пользоваться кислородом в соответствии с эксплуатационными требованиями настоящих Норм.

(c) Если запрашивается сертификат для высот полета более 7600 м, 7600 м и менее, и при этом самолет не может безопасно снизиться до высоты 4200 м или ниже в пределах 4 мин, должно применяться кислородо-раздаточное оборудование, отвечающее следующим требованиям:

(1) Раздаточные приборы, обеспечивающие требуемый расход кислорода, должны автоматически подаваться каждому лицу, в каком бы месте он ни сидел на борту самолета, прежде чем высота по давлению в кабине превысит 4500 м, и по крайней мере два кислородно-раздаточных прибора, подключенных к системе, должны находиться в каждом туалете, умывальной комнате, кухне, рабочих помещениях и т.д. Общее количество раздаточных приборов и штуцеров должно превышать количество мест в самолете не менее чем на 10%. Дополнительные точки кислородного питания должны быть равномерно распределены по всей кабине, насколько это практически возможно. Экипаж должен быть снабжен ручными средствами, немедленно делающими раздаточные приборы доступными в случае отказа автоматической системы.

(2) Каждый член летного экипажа на своем рабочем месте должен быть обеспечен быстронадеваемой кислородной маской, подключенной к кислородному оборудованию. Каждая маска должна быть готова к немедленному применению на рабочем месте члена летного экипажа и установлена так, чтобы:

(i) можно было за 5 с одной рукой, не задевая очков и не задерживая выполнение обязанностей в аварийной ситуации, из положения "наготове" надеть ее на лицо, правильно укрепить, загерметизировать, чтобы через нее подавался кислород по мере необходимости; и

(ii) будучи надета, позволяла осуществлять обычные функции по ведению связи.

(3) Кислородно-раздаточное оборудование для экипажа должно быть:

(i) легочно-автоматического типа или легочно-автоматического типа с избыточным давлением (кислородная маска с избыточным давлением и прибор легочно-автоматического типа с избыточным давлением), или другое сертифицированное кислородное оборудование, способное обеспечить ту же степень защиты, для воздушных судов с высотой полета более 7600 м; и

(ii) легочно-автоматического типа с избыточным давлением с кислородным прибором, встроенным в маску (кислородная маска с избыточным давлением и прибор легочно-автоматического типа с избыточным давлением), или другое сертифицированное кислородное оборудование, способное обеспечить ту же степень защиты, для воздушных судов с такой высотой полета, при которой в результате разгерметизации кабины, не являющейся практически невероятной, может создаться давление, соответствующее высоте более 12200 м, способное оказать неблагоприятное воздействие на экипаж.

(4) Переносное кислородное оборудование должно быть немедленно доступно каждому бортпроводнику. Переносное кислородное оборудование должно иметь кислородо-раздаточный прибор соединенный с этим оборудованием.

(а*) Конструкция кислородного оборудования и его размещение на самолете должны обеспечивать удобство пользования управляющими и контролирующими органами в полете и доступ к элементам кислородного оборудования при его обслуживании.

(b*) На самолетах, оборудованных стационарной аварийной кислородной системой, должны быть предусмотрены демонстрационные маски и места их размещения.

ЛР должно содержать указания о необходимости проведения инструктажа пассажиров по пользованию кислородными масками.

(с*) Все кислородные маски должны быть приспособлены для легкой очистки и дезинфекции.

25.1449. Средства для определения подачи кислорода

Должны предусматриваться средства, позволяющие членам экипажа определять, подается ли кислород к раздаточным приборам.

25.1450. Химические генераторы кислорода

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

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

(1) Температура на поверхности, развиваемая генератором во время работы, не должна создавать опасности для самолета или людей, находящихся на борту.

(2) Должны быть предусмотрены средства для стравливания опасного избыточного внутреннего давления.

(c) Помимо удовлетворения требований пункта (b) данного параграфа каждый переносной химический генератор кислорода, рассчитанный на длительную работу при условии периодической замены отработанного генераторного элемента, должен быть снабжен надписью, указывающей:

(1) Расход кислорода, л/мин.

(2) Продолжительность подачи кислорода для сменного генераторного элемента, мин; и

(3) Предостережение, что сменный генераторный элемент может быть горячим, за исключением случая, когда конструкция элемента такова, что температура его поверхности не может превысить 38°С.

25.1453. Защита кислородного оборудования от разрушения

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

(a) Защищены от воздействия небезопасных температур; и

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

25.1455. Слив жидкостей, подверженных замерзанию

Когда жидкости, подверженные замерзанию, отводятся за борт в полете или во время работы на земле, сливные устройства должны располагаться таким образом, чтобы предотвратить образование опасных количеств льда на поверхностях и частях самолета в результате работы этих устройств.

25.1457. Аварийные бортовые регистраторы звуковой информации (бортовые диктофоны)

(а) На самолет должен устанавливаться аварийный бортовой регистратор звуковой информации (бортовой диктофон) таким образом, чтобы он мог осуществлять запись следующей информации:

(1) Информация, принимаемая и передаваемая летным экипажем посредством бортовых связных радиостанций.

(2) Переговоры в кабине экипажа между членами летного экипажа.

(3) Переговоры в кабине экипажа между членами летного экипажа посредством АВСА (СПУ).

(4) Звуковые сигналы опознавания наземных навигационных и посадочных радиосредств, поступающие в наушники членов летного экипажа или на громкоговорители, установленные в кабине экипажа.

(5) Оповещение пассажиров членами летного экипажа посредством аппаратуры громкоговорящего оповещения при наличии такой аппаратуры и возможности использования четвертого канала записи в соответствии с требованиями пункта (с)(4)(ii) данного параграфа.

(6) Если установлено оборудование передачи данных, должны регистрироваться все сообщения, использующие одобренные (стандартные) пакеты данных. Сообщения, передаваемые по каналам, должны быть записаны как выходные сигналы связного устройства, которое преобразует сигнал в пригодный для использования вид.

(b) В соответствии с требованиями, изложенными в пункте (а)(2) данного параграфа, в кабине пилотов должен быть установлен микрофон, который должен располагаться в месте, наиболее удобном для записи переговоров, ведущихся с рабочих мест первого и второго пилотов, а также переговоров других членов летного экипажа с первым или вторым пилотом. Микрофон должен так размещаться и, если это необходимо, предусилители и фильтры диктофона должны быть так отрегулированы и их количество должно быть таким, чтобы получить практически наиболее высокую степень разборчивости записи, производимой в условиях шума в кабине экипажа, при воспроизведении записи. При оценке разборчивости записи может применяться повторное прослушивание или повторный просмотр записи.

(c) Каждый бортовой диктофон должен быть установлен таким образом, чтобы звуковая информация или звуковые сигналы, перечисленные в пункте (а) данного параграфа, получаемые от источников, указанных ниже, записывались на отдельные каналы записи в следующем порядке:

(1) На первый канал - от микрофона авиагарнитуры, микрофона в кислородной маске или ручного микрофона, наушников авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте первого пилота (или на рабочем месте второго пилота, если информация с рабочего места первого пилота записывается на второй канал).

(2) На второй канал - от микрофона авиагарнитуры, микрофона в кислородной маске или ручного микрофона, наушников авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте второго пилота (или на рабочем месте первого пилота, если информация с рабочего места второго пилота записывается на первый канал).

(3) На третий канал - от ненаправленного(ых) микрофона(ов), установленного(ых) в кабине экипажа.

(4) На четвертый канал:

(i) от микрофона авиагарнитуры, микрофона в кислородной маске или от ручного микрофона, наушников авиагарнитуры или громкоговорителя, используемых на рабочем месте третьего и четвертого членов экипажа; или

(ii) если рабочие места третьего и четвертого членов экипажа, указанные в пункте (с)(4)(i) данного параграфа, не предусмотрены в кабине экипажа или если звуковая информация с рабочих мест третьего и четвертого членов экипажа записывается на другой канал - от каждого микрофона, используемого в системе громкоговорящего оповещения пассажиров, при условии, что информация с данных микрофонов не записывается на другой канал.

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

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

(1)

(i) Он питался электроэнергией от шины, обеспечивающей максимальную надежность работы бортового диктофона, не нарушая нормальной работы важных или аварийных приемников электроэнергии.

(ii) Он сохранял работоспособность так долго, насколько это возможно, без создания опасностей при выполнении аварийных процедур эксплуатации самолета.

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

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

(4) Внешний единичный электрический отказ не выводил из строя сразу и диктофон, и самописец.

(5) Имелся независимый источник энергии -

(i) который обеспечивает электропитанием минута для работы бортового диктофона и кабинного бортового микрофона;

(ii) который расположен так близко, как это возможно, к бортовому диктофону;

(iii) к которому бортовой диктофон и кабинный бортовой микрофон подключались бы автоматически, даже если все остальное электропитание бортового диктофона прервано вследствие нормального отключения или другой потери электропитания электрической шины.

(6) Если требуется установка бортового диктофона и бортового самописца, бортовой диктофон должен быть установлен в отдельном контейнере. Если требуется подтверждение соответствия требованиям только к бортовому диктофону, допускается его установка в совмещенном контейнере.

(e) Контейнер диктофона должен размещаться и монтироваться с расчетом минимальной возможности поломки контейнера в результате удара при аварии и последующего повреждения диктофона от пожара.

(1) За исключением того как указано в пункте (е)(2) данного параграфа контейнер должен располагаться как можно ближе к хвостовой части самолета, но внутри герметичного отсека, а также не должен располагаться в месте, которое может быть разрушено в случае удара расположенными сзади двигателями.

(2) Если установлено два совмещенных блока цифрового бортового самописца и диктофона вместо отдельных одного самописца и одного диктофона, то для обеспечения соответствия требованиям к размещению бортового диктофона совмещенный блок может располагаться вблизи кабины экипажа.

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

(g) Каждый контейнер диктофона должен:

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

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

(3) При полетах над водными пространствами бортовой диктофон должен иметь устройство, помогающее обнаружить его под водой, установленное на контейнере или рядом с ним таким образом, чтобы была обеспечена минимальная вероятность его отделения от контейнера при ударе во время аварии.

(а*) [Зарезервирован].

(b*) Качество воспроизведения речи по каналам, работающим с аппаратурой внутренней связи (АВСА, СПУ), при воспроизведении на специальном наземном устройстве должно быть не хуже 95%.

(с*) Выключение в полете бортовых диктофонов должно быть исключено.

(d*) Бортовые диктофоны не должны нарушать работоспособности контролируемых систем и оборудования самолета при нормальной работе, а при отказах в блоках этих бортовых средств и в линиях связи не должны приводить к ситуации, худшей, чем усложнение условий полета.

(e*) Информация, накопленная бортовым диктофоном, должна сохраняться не менее чем за последние 2 ч работы.

(f*) Должно быть обеспечено сохранение информации в условиях воздействия неблагоприятных факторов авиационного происшествия.

25.1459. Аварийные бортовые регистраторы параметрической информации (бортовые самописцы)

(а) На самолет должен устанавливаться аварийный бортовой регистратор параметрической информации таким образом, чтобы:

(1) В него поступали данные о воздушной скорости, высоте и данные о направлении движения от источников, точность которых отвечает соответствующим требованиям параграфов 25.1323, 25.1325, 25.1327.

(2) Датчик вертикального ускорения был прочно укреплен и размещен в продольном направлении либо в принятом диапазоне центровок самолета, либо впереди или сзади от пределов центровки на расстоянии, не превышающем 25% средней аэродинамической хорды самолета.

(3)

(i) Он питался электроэнергией от шины, обеспечивающей максимальную надежность работы бортового самописца, не нарушая нормальной работы важных или аварийных приемников электроэнергии.

(ii) Он должен оставаться в рабочем состоянии так долго, как это возможно, без создания опасностей при выполнении аварийных процедур эксплуатации самолета.

(4) Имелись звуковые или визуальные средства для предполетной проверки, позволяющие контролировать правильность регистрации данных на носителе информации.

(5) Было обеспечено накопление и сохранение информации не менее чем за последние 25 ч его работы.

(6) Обеспечивалась регистрация информации, на основании которой можно определить время каждого радиообмена со службами управления воздушным движением.

(1*) Была обеспечена регистрация информации в течение всего полетного времени. Включение регистраторов перед взлетом должно обеспечиваться до запуска первого из двигателей, а выключение по окончании полета - не ранее выключения всех двигателей. Выключение в полете регистратора с рабочего места члена экипажа должно быть исключено.

(7) Внешний единичный электрический отказ не должен выводить из строя сразу и диктофон, и самописец, и

(8) Если правилами требуется установка бортового самописца и бортового диктофона, то самописец устанавливается в отдельном контейнере. Если необходимо подтвердить соответствие требованиям только для бортового самописца, то может быть установлен совмещенный блок.

Если совмещенный блок установлен как диктофон в целях подтверждения соответствия требованиям пункта 25.1457(e)(2), совмещенный блок должен соответствовать требованиям, предъявляемым к ботовому самописцу.

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

(c) Было установлено соотношение между данными бортового регистратора приборной скорости, высоте и курсе и соответствующими показаниями (с учетом поправок) приборов первого пилота. Это соотношение должно быть определено для полного диапазона приборных скоростей и высот самолета и для 360° по курсу.

(d) Каждый контейнер бортового регистратора должен:

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

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

(3) При полетах над водными пространствами иметь устройство, помогающее обнаружить его под водой, установленное на контейнере или рядом с ним таким образом, чтобы обеспечить минимальную вероятность отделения его от контейнера во время удара при аварии.

(e) Все новые или необычные конструктивные или эксплуатационные характеристики самолета должны оцениваться для определения необходимости записи бортовыми регистраторами каких-либо параметров помимо или вместо предусмотренных существующими требованиями.

(а*) Бортовые регистраторы должны обеспечивать регистрацию следующих параметров:

(1) Служебных параметров (астрономическое время, номер самолета, дата полета).

(2) Параметров, характеризующих движение самолета.

(3) Параметров, характеризующих положение органов управления.

(4) Параметров, характеризующих состояние силовой установки.

(5) Параметров, характеризующих состояние систем самолета.

(b*) Должно быть обеспечено сохранение информации в условиях воздействия неблагоприятных факторов авиационного происшествия.

(с*) В эксплуатационную документацию самолета должен быть включен перечень регистрируемых параметров.

25.1461. Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергией

(a) Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергией, должно удовлетворять требованиям пунктов (b), (с) и (d) данного параграфа.

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

(1) Вспомогательные корпуса роторов должны быть в состоянии задерживать обломки, образующиеся при разрушении лопаток роторов с большой кинетической энергией; и

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

(c) Должно быть показано испытаниями, что оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергией, способно задерживать любой обломок ротора с большой кинетической энергией, который может появляться при наибольшей скорости, достижимой при недействующих устройствах нормального регулирования скорости.

(d) Оборудование, содержащее роторы с большой кинетической энергией, должно устанавливаться в таких местах, где разрушение ротора не может создать опасность для людей или отрицательно повлиять на продолжение безопасного полета.

<< Раздел Е - Силовая установка		Раздел >> G - Эксплуатационные ограничения и информация
	Содержание Авиационные правила МАК. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (АП-25) 1994 г.(5-е издание, с учетом...

Раздел F - Оборудование

Вы можете открыть актуальную версию документа прямо сейчас.