Раздел D - Проектирование и конструкция

25.601. Общие положения

Конструкция самолета не должна иметь таких особенностей и частей, которые, как показал опыт, создают аварийные условия или являются ненадежными. Пригодность таких вызывающих сомнение частей и деталей должна определяться путем соответствующих испытаний.

25.603. Материалы

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

(a) Определяться по опыту или путем испытаний.

(b) Соответствовать утвержденным техническим условиям (ТУ отраслей промышленности, военным ТУ или техническим стандартам), гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных; и

25.605. Технология производства

(a) Применяемая технология производства должна обеспечивать постоянство необходимого качества изготовления конструкции. Если производственные процессы (такие, как склеивание, точечная сварка, термообработка) требуют строгого контроля для достижения цели, то эти процессы должны выполняться в соответствии с утвержденными технологическими условиями.

(b) Каждый новый технологический процесс изготовления самолета должен быть обоснован исследованиями, определяемыми специальной программой испытаний.

25.607. Крепежные детали

(a) Все снимаемые болты, винты, гайки, шпильки и другие снимаемые крепежные детали должны иметь два независимых контрящих устройства, если выпадение этих крепежных деталей может:

(1) Помешать продолжению полета и посадке в пределах расчетных ограничений самолета и при обычной квалификации и силе пилота; или

(2) Привести к снижению управляемости по тангажу, рысканию или крену, или к снижению чувствительности по сравнению с той, которая требуется в разделе В настоящих Норм.

(b) Крепежные детали, перечисленные в пункте (a) настоящего параграфа, и их контрящие устройства не должны ухудшаться от воздействия окружающих условий в месте их установки.

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

25.609. Защита элементов конструкции

Каждый элемент конструкции должен быть:

(a) Соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая:

(1) Атмосферные воздействия.

(2) Коррозию; и

(3) Истирание.

(b) Обеспечен достаточными средствами вентиляции и дренажирования, если это необходимо для защиты.

25.611. Обеспечение доступа

(a) Должны быть обеспечены осмотр и проверка, (включая осмотр основных элементов конструкции и систем управления); замена компонентов самолета, обычно требующих замены; регулировки и смазки, необходимые для поддержания летной годности. Способы проведения осмотров и проверок любого из этих элементов конструкции и систем управления, должны быть пригодны для проведения периодического осмотра и проверки. Средства неразрушающего контроля элементов конструкции могут применяться, когда непосредственного визуального контроля недостаточно и, если показана эффективность такого контроля и технология его выполнения представлена в Руководстве по технической эксплуатации в соответствии с требованиями 25.1529.

(b) EWIS должны удовлетворять требованиям 25.1719.

25.613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения

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

(b) Расчетные значения характеристик материала следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пунктах (e) и (f) настоящего параграфа, соответствие должно быть показано путем выбора расчетных значений, которые обеспечивают прочность материала со следующей вероятностью:

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

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

(c) Должно учитываться влияние условий окружающей среды, таких как температура и влажность, на расчетные значения, применяемых в ответственных элементах или узлах конструкции материалов, если в диапазоне условий эксплуатации самолета это влияние является существенным.

(d) Для обеспечения возможности выполнения расчетных оценок в соответствии с требованиями параграфа 25.571 должны быть определенны номенклатура и статистически обоснованные уровни расчетных характеристик усталости и трещиностойкости материалов конструкции.

(e) Могут быть использованы более высокие расчетные значения характеристик материала, если производится "дополнительный отбор" материала, при котором подвергается испытаниям образец-свидетель каждого отдельного элемента перед его использованием, в целях подтверждения, что фактические прочностные свойства этого конкретного элемента будут равны или больше тех, которые использованы в расчете.

(f) Могут быть использованы другие расчетные значения характеристик материала, если они одобрены Компетентным органом.

25.619. Специальные дополнительные коэффициенты безопасности

Коэффициент безопасности, предписанный в 25.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, предписанные в параграфах 25.621 - 25.625, для каждой детали конструкции, прочность которой:

(a) Ненадежна.

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

25.621. Коэффициенты безопасности для отливок

(а) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b) - (d) данного параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техническими условиями. Пункты (с) и (d) данного параграфа относятся к любым конструкционным отливкам за исключением тех, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или пневмосистемы и не воспринимают нагрузок, действующих на конструкцию самолета.

(b) Напряжения в опорах и опорные поверхности. Коэффициенты безопасности для отливок, указанные в пунктах (с) и (d) данного параграфа:

(1) Могут не превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля; и

(2) Не требуется применять к опорным поверхностям детали, у которой коэффициент безопасности в опорах превышает коэффициент безопасности для отливок.

(c) Критические отливки. Нижеследующие условия относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продолжению безопасного полета и посадке самолета или привести к серьезным ранениям экипажа и пассажиров:

(1) Для каждой критической отливки:

(i) принимается дополнительный коэффициент безопасности не менее 1,25; и

(ii) 100% отливок подвергаются визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим методам контроля или другим утвержденным эквивалентным методам неразрушающего контроля.

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

(i) требованиям к прочности, приведенным в 25.305 при расчетной нагрузке, соответствующей дополнительному коэффициенту безопасности для отливок 1,25; и

(ii) требованиям к деформации, приведенным в 25.305 при нагрузке в 1,15 раза больше эксплуатационной.

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

(d) Некритические отливки. Нижеследующее относится ко всем отливкам, кроме указанных в пункте (с) данного параграфа:

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

Коэффициент безопасности для отливок	Методы контроля
2,0 и более	100% ная визуальная проверка
Менее 2,0, но более 1,5	100% ная визуальная проверка, контроль методом магнофлокса, или проникающих частиц, или равноценными методами без разрушения образца
От 1,25 до 1,50	100% ная визуальная проверка, контроль методом магнофлокса, или проникающих частиц, рентгенографической дефектоскопией или другими утвержденными методами без разрушения образца

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

(3) Для отливок, изготовляемых по техническим условиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают показ этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок:

(i) можно применять коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0;

(ii) эти отливки следует проверять в соответствии с требованиями для коэффициентов от 1,25 до 1,50 пункта (d)(1) данного параграфа и испытывать в соответствии с пунктом (с)(2) данного параграфа.

25.623. Коэффициенты безопасности в опорах

(a) За исключением деталей, указанных в пункте (b) данного параграфа, каждая деталь, установленная с зазором (при свободной посадке) и подвергающаяся сотрясениям или вибрации, должна иметь достаточно большой коэффициент безопасности для опор, чтобы обеспечить предусмотренное относительное перемещение деталей.

(b) Для некоторых деталей может не применяться коэффициент безопасности для опор, если для этих деталей указан какой-либо специальный коэффициент, превышающий коэффициент безопасности для опор.

25.625. Коэффициенты безопасности для стыковочных узлов (фитингов)

Для всех стыковочных узлов (деталей, используемых для соединения одного элемента конструкции с другим) должны соблюдаться следующие условия:

(a) Для всех стыковочных узлов (фитингов), чья прочность не доказана испытаниями на эксплуатационную и расчетную нагрузки, при которых фактические напряжения воспроизводятся в стыковочном узле и окружающей конструкции, коэффициент безопасности не менее 1,15 должен относиться:

(1) Ко всем частям стыковочного узла.

(2) К деталям крепления; и

(3) К местам соединения частей узла.

(b) Можно не применять коэффициент безопасности для стыкового узла:

(1) Для соединений, осуществленных по утвержденной методике и основанных на данных всесторонних испытаний (например, сплошные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей в замок); или

(2) В отношении опорной поверхности, для которой используется больший специальный коэффициент.

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

(d) Для всех кресел, спальных мест и привязных ремней применяются коэффициенты безопасности стыковочных узлов, приведенные в 25.785(f)(3).

25.629. Требования к аэроупругой устойчивости

(a) Общие положения.

Под оценками аэроупругой устойчивости, которые требуются в данном параграфе, понимаются исследования флаттера, дивергенции, реверса органов управления, динамики аэроупругого взаимодействия самолета с системой управления, а также любой нежелательной потери устойчивости и управления из-за деформаций конструкции. При исследовании явлений аэроупругой устойчивости должны учитываться степени свободы, связанные с воздушными винтами или другими вращающимися элементами, которые создают значительные динамические силы. Соответствие данному параграфу должно быть показано с помощью расчетов, испытаний в аэродинамических трубах, наземных частотных и жесткостных испытаний, летными испытаниями или другими способами, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.

(b) Область аэроупругой устойчивости

Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы для всех его конфигураций и при всех расчетных условиях как при исходном варианте конструкции, так и при возможном изменении определяющих явление параметров не возникало аэроупругой неустойчивости внутри области, определяемой следующим образом:

(1) Для нормальных состояний, без повреждений, отказов или ухудшений характеристик - все комбинации скорости и высоты, граница которых получается увеличением на 20% индикаторной скорости (как при постоянном числе Маха, так и при постоянной высоте) в каждой точке зависимости от высоты. При этом надлежащие запасы устойчивости должны существовать на всех скоростях вплоть до и не должно быть большого или резкого падения устойчивости при приближении к . Если меньше 1,0 на всех расчетных высотах, то увеличение скорости можно ограничить числом Маха, равным 1,0.

Примечание. Допускается снижение запаса по скорости до 15%, если верификация расчетной модели показывает хорошую сходимость с результатами трубных, частотных и летных испытаний, в части определения критических форм и частот флаттера, и самолет оборудован системой защиты от превышения скорости полета.

(2) Для случаев, перечисленных в 25.629(d), - все комбинации допустимых высот и скоростей вплоть до скорости, которая принимается как большая из скоростей, получаемых:

(i) зависимостью , определенной в соответствии с 25.335(b); или

(ii) зависимостью скоростей от высоты, получающейся добавлением к 15% индикаторной скорости при постоянной высоте на высотах от уровня моря до пересечения линии 1,15 с продолжением линий постоянного крейсерского числа Маха (), затем линейным изменением индикаторной скорости до величины на наименьшей высоте пересечения и , затем на больших высотах, вплоть до максимальной высоты полета, граница определяется прибавлением 0,05 к при постоянной высоте, и

(iii) отказные состояния в определенных системах должны трактоваться в соответствии с требованиями 25.302.

(c) Балансировочные грузы. Если используются сосредоточенные балансировочные грузы, то должны быть доказаны их эффективность и прочность, включая конструкцию, к которой они крепятся.

(d) Повреждения, отказы и ухудшение характеристик. При доказательстве соответствия данному параграфу должны быть рассмотрены следующие повреждения, отказы и ухудшения характеристик:

(1) Любые критические заправки топливом, которые могут быть в результате неправильной заливки, если не показана их практическая невероятность.

(2) Любое единичное повреждение в любой системе демпфирования флаттерных колебаний.

(3) Максимально возможный слой льда, ожидаемый в результате непреднамеренного попадания в обледенение, если самолет не предназначен для эксплуатации в условиях обледенения.

(4) Повреждение любого отдельного элемента конструкции подвески каждой двигательной установки, независимо установленного вала воздушного винта, большой вспомогательной силовой установки или большого закрепленного на самолете обтекаемого тела (такого, как внешний топливный бак).

(5) Для самолетов с двигательными установками, имеющими воздушные винты или большие вращающиеся массы, способные создавать существенные динамические силы, любое отдельное повреждение конструкции двигательной установки, которое могло бы уменьшить жесткость вращающегося вала (на опорах).

(6) Отсутствие аэродинамических или гироскопических сил в результате наихудшей комбинации флюгирования воздушных винтов или других вращающихся устройств, способных создавать значительные динамические силы. В дополнение к этому должен быть рассмотрен случай одного зафлюгированного воздушного винта или вращающегося устройства одновременно с повреждениями, заданными в пунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа.

(7) Вращение с самым большим возможным превышением ограничений по числу оборотов любого одного воздушного винта или вращающегося устройства, способного создавать значительные динамические силы.

(8) Любое разрушение или повреждение, требуемое или выбранное для анализа в соответствии с 25.571. Единичные повреждения конструкции, заданные в пунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа, нет необходимости рассматривать при доказательстве соответствия данному параграфу, если:

(i) элементы конструкции не могут быть разрушены при повреждении дискретным источником при условиях, заданных в 25.571(e); и

(ii) анализ безопасной повреждаемости в соответствии с 25.571(b) показывает, что максимальный размер повреждения, принимаемый для оценки остаточной прочности, не достаточен для полного разрушения элемента конструкции.

(9) Любое повреждение или отказ, рассматриваемые в параграфах 25.631, 25.671, 25.672 и 25.1309.

(10) Любая другая комбинация повреждений, отказов или ухудшений характеристик, для которой не показана ее практическая невероятность.

(e) Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс. Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс на скоростях вплоть до должны быть проведены для нового типа самолета, а также для модификаций типа, если для последних не показано, что изменения незначительно влияют на аэроупругую устойчивость. В этих испытаниях должно быть показано, что имелось необходимое для возбуждения критических форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие и что самолет имеет необходимые запасы демпфирования на всех скоростях, вплоть до , что нет большого и быстрого падения демпфирования при приближении к . Если для доказательства соответствия пункту (d) данного параграфа используется моделирование повреждения, отказа или ухудшения характеристик в полете, то в тех случаях, когда показано путем сравнения результатов летных испытаний с расчетами и данными других испытаний, что у самолета нет аэроупругой неустойчивости на всех скоростях полета внутри границы, заданной в пункте (b)(2) данного параграфа, максимальная скорость при таких летных испытаниях может быть не выше .

25.631. Повреждение от удара птицы

Самолет должен быть спроектирован так, чтобы была обеспечена возможность продолжения безопасного полета и посадки после столкновения с птицей весом 1,8 кгс, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна на уровне моря или 0,85 на высоте 2440 м, в зависимости от того, какая из них является более критической. Допускается показать это расчетом, если он основан на результатах испытаний аналогичных конструкций.

Поверхности управления

25.651. Испытание на прочность

(a) Поверхности управления должны испытываться на выдерживание расчетных нагрузок. При этом также испытываются кабанчики или фитинги, к которым крепятся элементы системы управления.

(b) Соответствие требованиям к специальным коэффициентам для узлов подвески поверхностей управления, изложенным в параграфах 25.619 - 25.625 и в 25.657, должно быть доказано расчетом или отдельными испытаниями под нагрузкой.

25.655. Установка

(а) Установка управляемых поверхностей хвостового оперения должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалось взаимодействие между любыми двумя поверхностями, когда одна поверхность находится в наиболее критичном положении, а другая отклоняется во всем допустимом диапазоне.

(b) В случае применения управляемого стабилизатора для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие максимальное отклонение стабилизатора, которое требуется для балансировки самолета в соответствии с требованиями 25.161.

25.657. Узлы подвески

(a) В узлах подвески поверхностей управления, включая узлы с шариковыми, роликовыми и самосмазывающимися подшипниками, утвержденные допускаемые напряжения (нагрузки) подшипников не должны превышаться. В нестандартных узлах напряжения должны устанавливаться на основе практики или испытаний, а в случае отсутствия надежного анализа следует использовать коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, из которого изготовлен подшипник.

(b) Узлы подвески должны иметь достаточную прочность и жесткость при нагрузках, действующих параллельно оси узла.

Системы управления

25.671. Общие положения

(a) Все рычаги и системы управления должны работать легко, плавно и четко, обеспечивая правильное выполнение заданных функций.

(b) Каждый элемент системы управления самолетом должен быть так сконструирован или иметь четкую и постоянную маркировку, чтобы свести к минимуму вероятность неверной сборки, могущей привести к неправильному функционированию данной системы.

(c) Путем расчета, испытаний или того и другого вместе должно быть показано, что самолет способен продолжать безопасный полет и выполнять посадку после любого из нижеследующих отказов или заклинивания в системе управления полетом и в поверхностях управления (включая системы балансировки, механизацию, воздушные тормоза и механизмы загрузки рычагов управления) в нормальном диапазоне режимов полета, не требуя от пилота исключительного мастерства или чрезмерных усилий. Вероятные неисправности не должны оказывать значительного влияния на работу системы управления и должна быть обеспечена возможность их легкого парирования пилотом.

(1) Любой единичный отказ, исключая заклинивание (например, разъединение или отказ механических элементов или отказы конструкции элементов гидросистемы, таких, как силовые приводы, корпуса золотникового устройства и клапаны).

(2) Любая комбинация отказов, исключая заклинивание, если не показано, что она практически невероятна (например, двойные отказы электрической и гидравлической систем или любой единичный отказ в сочетании с вероятным отказом гидравлической или электрической систем).

(3) Любое заклинивание при положении рычагов управления, обычно имеющем место в процессе взлета, набора высоты, крейсерского полета, нормальных разворотов, снижения и посадки, если не показано, что заклинивание практически невероятно или его можно ослабить. Самопроизвольное отклонение системы управления в худшее положение и заклинивание следует учитывать, если подобное самопроизвольное отклонение и последующее заклинивание не являются практически невероятными.

(d) Самолет должен иметь такую конструкцию, чтобы он был управляем в случае отказа всех двигателей. Соответствие этому требованию можно показать расчетом, если будет показано, что принятая методика надежна.

25.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление

Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для показа соответствия требованиям к летным характеристикам настоящих Норм, то такие системы должны удовлетворять требованиям 25.671 и следующим:

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

(b) Конструкция системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической или бустерной системы должна обеспечивать возможность вмешательства пилота в управление на начальной стадии отказов, аналогичных указанным в 25.671(c), не требуя от него исключительного мастерства или значительных усилий, либо путем отключения системы или ее поврежденной части, либо путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении.

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

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

(2) Требования к управляемости и маневренности удовлетворяются в пределах эксплуатационных режимов (например, скорости, высоты, нормальных перегрузок и конфигураций самолета), которые оговорены в ЛР самолета; и

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

(а*) Электродистанционная система управления, использующая слаботочные сигналы, должна быть защищена от внешних воздействий (например, электромагнитных полей, статических разрядов, ударов молнии).

25.675. Упоры

(a) Все системы управления должны быть снабжены упорами, которые надежно ограничивают диапазон отклонения всех подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данной системой.

(b) Расположение упоров не должно допускать отрицательного влияния износа, слабины или регулировки натяжных устройств на характеристики управляемости самолета в случае изменения предела перемещения поверхностей управления.

25.677. Системы триммирования

(a) Конструкция рычагов управления системы триммирования должна исключать возможность непреднамеренного или резкого срабатывания. Рычаги управления должны действовать в плоскости и в соответствии с направлением движения самолета.

(b) Рядом с рычагами управления системы триммирования должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычагов управления относительно направления движения самолета. Кроме того, должны быть предусмотрены хорошо видимые указатели положения балансировочных устройств. Указатель положения балансировочных устройств должен четко отображать диапазон, в котором был продемонстрирован безопасный взлет для всех центровок, одобренных для взлета.

Управление триммерами должно быть необратимым, если триммер не имеет соответствующей весовой балансировки и не исключается возможность возникновения флаттера.

(d) Если на самолете применяется необратимая система управления триммерами, проводка от триммера до крепления устройства, обеспечивающего необратимость, к конструкции самолета, должна быть жесткой.

25.679. Устройства, предотвращающие повреждение системы от воздействия порывов ветра

(a) Должно быть предусмотрено устройство для предотвращения повреждения поверхностей управления (включая триммеры) и системы управления от воздействия порывов ветра при нахождении самолета на земле или на воде.

Примечание. На самолетах с необратимым бустерным управлением демпфирование ветровых возмущений на стоянке должно обеспечиваться рулевыми приводами (если не предусмотрены иные средства демпфирования).

Если данное устройство, будучи включенным, не позволяет пилоту нормально отклонять поверхности управления, оно должно:

(1) Автоматически выключаться при нормальной работе пилота органами управления самолетом; или

(2) Ограничивать управление самолетом таким образом, чтобы пилот получал безошибочное предупреждение перед взлетом о том, что поверхности управления застопорены.

(3) В случае применения внешних устройств стопорения рулей (например, струбцин и т.п.) также должны быть приняты меры, предотвращающие вылет самолета с застопоренными рулями.

(b) Должны быть приняты меры, предотвращающие возможность случайного включения стопора в полете.

25.681. Статические испытания на расчетную нагрузку

(a) Соответствие требованиям настоящих Норм должно быть доказано испытаниями:

(1) При которых направление приложения нагрузок должно воспроизводить наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления; и

(2) Которым должны быть подвергнуты все узлы, ролики и кронштейны, используемые для крепления системы к основной конструкции.

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

25.683. Испытания на функционирование

Путем испытаний на функционирование должно быть показано, что когда части системы управления, на которые действуют нагрузки от усилий пилота, нагружаются до 80% эксплуатационной нагрузки, предусмотренной для данной системы, а части с силовым приводом нагружаются до максимальной нагрузки, ожидаемой при нормальной эксплуатации, система должна быть свободной от:

(a) Заеданий.

(b) Чрезмерного трения; и

(а*) При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного Заявителем и отраженного в программе испытаний самолета, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании. Кроме того, должна быть проведена проверка возможности открытия и закрытия, выпуска и уборки створок, шасси, люков, дверей и т.п. после снятия эксплуатационной нагрузки.

(b*) Работоспособность механических частей систем управления в заявленных условиях эксплуатации должна быть показана в ходе испытаний на многократное функционирование, если нагруженность этих частей является существенной и может привести к отказам, препятствующим их нормальному функционированию, а применяемые расчетные методы недостаточны для подтверждения соответствия требованиям 25.671(с)(2) и (с)(3).

25.685. Элементы системы управления

(a) Все детали системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключалось заклинивание, трение и соприкосновение с грузами, пассажирами, незакрепленными предметами или замерзание влаги в местах, где это может вызвать отказ системы управления.

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

(d) Требования параграфов 25.689 и 25.693 относятся к тросовым системам и соединениям.

(a*) Должны предусматриваться меры по контролю глубины завинчивания тандеров тросов и регулируемых тяг при сборке.

(b*) Должны быть предусмотрены конструктивные меры, предотвращающие разъединение элементов в системе в процессе эксплуатации; в том числе не должны применяться осевые шпильки, которые подвергаются воздействию нагрузок или перемещаются, законтренные только шплинтами.

(с*) Для элементов подвижных соединений и механизмов, отказ которых может нарушить функционирование системы управления, должны быть определены предельные величины износов и исключена возможность эксплуатации с недопустимым износом.

25.689. Тросовые системы

(a) Все тросы, узлы крепления тросов, тандеры, заплетки тросов и ролики должны быть утвержденного типа. Кроме того:

(1) Тросы диаметром менее 3,175 мм (1/8 дюйма) не должны применяться в основных системах управления элеронами, рулями высоты и направления; и

(2) Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалась возможность опасного изменения в натяжении тросов во всем рабочем диапазоне их перемещений при эксплуатационных условиях и изменениях температуры.

(b) Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики и звездочки должны быть снабжены установленными вблизи точек схода троса (цепи) предохранительными устройствами, которые предотвращают смещение и соскакивание тросов и цепей. Каждый ролик должен находиться в плоскости троса, чтобы исключалось трение троса о бортик ролика.

(d) [Зарезервирован].

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

(f) Должна быть обеспечена возможность визуального осмотра направляющих тросов, роликов, наконечников и тандеров.

25.693. Соединения

Узлы соединения жестких тяг системы управления, имеющие угловые перемещения, за исключением соединений с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь специальный коэффициент безопасности не менее 3,33 по отношению к пределу прочности на смятие самого мягкого материала, из которого изготовляется подшипник. Этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0 для соединений тросовой системы управления. Для шариковых и роликовых подшипников не допускается превышение утвержденных номинальных характеристик.

25.697. Управление механизацией крыла и воздушными тормозами

(a) Органы управления механизацией крыла должны быть сконструированы таким образом, чтобы пилоты имели возможность устанавливать средства механизации в любое положение - взлетное, крейсерское, для захода на посадку и посадочное в соответствии с 25.101(d). Механизация крыла и воздушные тормоза должны сохранять выбранные положения за исключением случаев, когда они перемещаются автоматом или устройством ограничения нагрузок, не отвлекая в дальнейшем внимание пилотов.

(b) Конструкция и расположение рычагов управления механизацией крыла и воздушными тормозами должны быть такими, чтобы исключалась возможность их непреднамеренного перемещения. В устройствах управления механизацией крыла и воздушными тормозами, предназначенных для работы только на земле, должны быть предусмотрены меры, исключающие их непреднамеренное срабатывание в полете, если такое срабатывание может быть опасным.

(c) Скорость перемещения поверхностей при работе рычагов управления и характеристики автомата или устройства ограничения нагрузок должны быть такими, чтобы были обеспечены удовлетворительные летные характеристики при установившихся или изменяющихся скоростях полета, мощности двигателей и пространственном положении самолета.

(d) Конструкция системы управления механизацией крыла должна обеспечивать уборку поверхностей из полностью выпущенного положения во время установившегося полета при максимальной продолжительной мощности двигателей на любой скорости менее км/ч.

25.699. Указатель положения механизации крыла и воздушных тормозов

(a) Должна быть предусмотрена индикация, указывающая пилотам положение всех средств механизации крыла и воздушных тормозов, имеющих в кабине отдельные рычаги управления. Кроме того, должна быть предусмотрена индикация несимметричных отклонений или другой неисправности в системах механизации крыла и воздушных тормозов, если такая индикация необходима для того, чтобы пилоты могли предотвратить или парировать опасные условия в полете и на земле, которые могут повлиять на летные характеристики.

(b) Должны быть предусмотрены средства, указывающие пилотам положение механизации крыла при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(c) Если возможно отклонение механизации крыла и воздушных тормозов на угол более посадочного, этот диапазон должен быть четко отмечен на рычагах управления.

25.701. Взаимосвязь между закрылками и предкрылками

(a) Если самолет не обладает безопасными летными характеристиками с закрылками и предкрылками, убранными с одной стороны и выпущенными с другой, то движение закрылков и предкрылков по разные стороны от плоскости симметрии должно быть синхронизировано механической связью или обеспечено другими апробированными эквивалентными средствами.

(b) При наличии системы синхронизации между закрылками или предкрылками конструкция этой системы должна быть рассчитана на возможность приложения несимметричных нагрузок, в том числе нагрузок, возникающих при полете с отказавшими двигателями по одну сторону от плоскости симметрии и при работе остальных двигателей на режиме взлетной мощности.

(c) Для самолетов, закрылки или предкрылки которых не подвергаются воздействию спутной струи, конструкция должна быть рассчитана на такие случаи нагружения, когда на закрылки или предкрылки, расположенные с одной стороны, действует максимальная нагрузка (при описанных выше симметричных условиях нагружения), а на закрылки или предкрылки, расположенные с другой стороны, действует нагрузка, составляющая не более 80% максимальной.

(d) Связь между закрылками и предкрылками должна быть рассчитана на нагрузки, которые имеют место при приложении полной мощности приводящей системы в условиях, когда поверхности закрылков или предкрылков по одну сторону от плоскости симметрии заклинило и они неподвижны, а по другую сторону - свободны для движения.

25.703. Система аварийной сигнализации при взлете

Должна устанавливаться система аварийной сигнализации при взлете, отвечающая следующим требованиям:

(a) Система должна обеспечивать пилотам звуковую сигнализацию, которая автоматически включается в ходе начального участка взлета, если самолет находится в конфигурации, включая любую из следующих, при которых не может быть произведен безопасный взлет:

(1) Закрылки или предкрылки находятся вне одобренного диапазона положений для взлета.

(2) Интерцепторы (исключая интерцепторы поперечного управления, отвечающие требованиям 25.671), воздушные тормоза или устройства продольной балансировки находятся в положениях, не отвечающих выполнению безопасного взлета.

(3) Стояночный тормоз и система стопорения не отключены.

(4) Не расстопорены рули.

(b) Сигнализация, отвечающая требованиям пункта (a) данного параграфа, должна продолжаться до тех пор, пока:

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

(2) Экипажем не будут приняты меры для прекращения взлета.

(3) Самолет не увеличит угол атаки для разбега; или

(4) Сигнализация не будет отключена экипажем.

(c) Условия включения сигнализации должны четко зависеть от принятых для сертификации диапазонов взлетных весов, высот аэродромов и температур.

Шасси

25.721. Общие положения

(а) Системы шасси должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок на взлете (разбеге) и посадке (пробеге) характер разрушения был таким, чтобы не возникала утечка из любой части топливной системы в количестве, достаточном для появления опасности пожара. Предполагается, что нагрузки действуют в направлении вверх и назад в комбинации с боковыми нагрузками, действующими как к так и от фюзеляжа. При отсутствии более рационального анализа принимается, что величина боковой нагрузки составляет 20% от вертикальной нагрузки или 20% от нагрузки, действующей назад, в зависимости что больше.

(b) Самолет должен быть спроектирован так, чтобы при посадке на ВПП при невыпуске одной или большего числа опор не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количестве, достаточном для появления опасности пожара, при следующих условиях посадки:

(1) Самолет в контролируемом состоянии при максимальном посадочном весе касается ВПП с вертикальной скоростью 1,52 м/с:

(i) с полностью убранными шасси, и как отдельное условие;

(ii) с любой другой комбинацией невыпуска стойки(ек) шасси.

(2) Скольжения по земле:

(i) с полностью убранными шасси и угле скольжения самолета 20°, и как отдельное условие;

(ii) с любой другой комбинацией невыпуска стойки(ек) шасси и угле скольжения самолета 0 градусов.

(c) Для конфигураций самолета, когда мотогондола двигателя, вероятно, может коснуться земли, пилон двигателя или крепление двигателя должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок (предполагая, что нагрузки предпочтительно действуют вверх и отдельное условие, действуют назад) характер разрушения был таким, чтобы не возникала утечка топлива из любой части топливной системы в количестве, достаточном для появления опасности пожара.

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

25.723. Испытания амортизации

(а) Аналитическое представление динамических характеристик амортизации шасси, которое используется при определении нагрузок при посадке, должно быть подтверждено испытаниями на поглощение энергии. Объем испытаний должен гарантировать, что аналитическое представление подтверждено для условий, указанных в 25.473.

(1) Конфигурации, подтверждаемые испытаниями на поглощение эксплуатационной энергии, должны включать по крайней мере расчетный посадочный или расчетный взлетный вес (тот из них, который приводит к большей энергии посадочного удара).

(2) Положение шасси при испытаниях и приложение в процессе испытаний лобовых нагрузок должно воспроизводить условия посадки способом, точно или в запас согласующимися с развитием (по времени) эксплуатационных нагрузок.

(b) Шасси или самолет (при проведении испытаний на целом самолете) не должны разрушаться при демонстрации способности поглощать максимальную энергию при расчетном посадочном весе [см. 25.473(а)] в предположении, что подъемная сила, не превышающая вес самолета, действует в процессе посадочного удара.

(c) Изменения в предварительно утвержденных весах и небольшие изменения в конструкции могут быть подтверждены расчетами, основывающимися на результатах ранее проведенных испытаний базовой системы шасси, которая имеет подобные характеристики поглощения энергии.

(а*) Если испытания проводятся на изолированной установке, а упругость агрегатов самолета, к которым крепится шасси, оказывает существенное влияние на величины нагрузок, доля энергии, приходящаяся собственно на шасси, может быть уточнена на основании специальных расчетов, при этом в испытаниях должны быть получены данные, подтверждающие принятые в расчет характеристики амортизации.

(b*) С целью проверки работы элементов шасси на износ, влияющий на характеристики амортизации и подтверждения стабильности этих характеристик, а также проверки отдельных деталей амортизатора шасси на выносливость от действия гидродинамических нагрузок, шасси должно быть испытано на поглощение эксплуатационной энергии при посадочном весе многократно.

25.729. Механизм уборки и выпуска шасси

(a) Общие требования. К самолетам с убирающимися шасси предъявляются следующие требования:

(1) Механизм уборки шасси, створки отсека шасси и элементы конструкции их крепления должны быть спроектированы под следующие нагрузки:

(i) нагрузки, возникающие в полете при убранном шасси;

(ii) сочетание нагрузок от трения, инерции, тормозного момента, аэродинамических и гироскопических нагрузок, которые возникают при вращении колес с окружной скоростью, равной 1,23 (закрылки находятся во взлетном положении при расчетном взлетном весе), во время уборки и выпуска на любой воздушной скорости вплоть до максимальной скорости уборки и выпуска шасси, но не менее 1,5 (закрылки находятся в положении для захода на посадку при расчетном посадочном весе); и

(iii) перегрузки вплоть до величин, указанных в 25.345(a), для выпущенных закрылков.

(2) При отсутствии других средств торможения самолета в полете на данной скорости шасси, механизм уборки и элементы конструкции самолета (включая створки шасси) должны выдерживать полетные нагрузки, которые возникают в конфигурации с выпущенным шасси при максимальной скорости полета в данной конфигурации, но не менее 0,67 .

(3) Створки шасси, механизм управления створками шасси и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть спроектированы на нагрузки при маневрах рыскания, предписанные для самолета, в дополнение к условиям нагружения при скорости и перегрузке, указанным в пунктах (a)(1) и (2) данного параграфа.

(b) Замок шасси. Должны быть предусмотрены надежные средства для удержания шасси в выпущенном положении в полете и на земле, а также в убранном положении в полете.

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

(2) Отказа одного любого гидравлического, электрического или другого эквивалентного им источника питания.

(d) Испытания на работоспособность. Работоспособность механизма уборки и выпуска должна быть доказана путем испытаний на работоспособность (функционирование).

(e) Указатель положения и сигнальное устройство. Если применяются убирающиеся шасси, то должен быть установлен указатель положения шасси (так же, как и необходимые выключатели для привода индикатора) или другие средства, информирующие пилота о том, что шасси находится в выпущенном (или убранном) положении. Эти средства должны быть выполнены следующим образом:

(1) Если используются выключатели, то они должны быть размещены и соединены с механическими системами шасси таким образом, чтобы предотвратить ошибочную индикацию "Выпущены и встали на замки", если шасси находятся в не полностью выпущенном положении, или "Убраны и встали на замки", если шасси находятся в не полностью убранном положении. Эти выключатели могут быть расположены там, где они приводятся в действие непосредственно запирающим замком или другим приспособлением шасси.

(2) Если делается попытка выполнить посадку с незапертыми в выпущенном положении шасси, то должна быть обеспечена звуковая сигнализация для экипажа, действующая непрерывно или периодически повторяющаяся.

(3) Эта сигнализация должна сработать тогда, когда остается достаточно времени для того, чтобы запереть шасси в выпущенном положении или уйти на второй круг.

(4) Не должно быть какого-либо ручного выключателя сигнализации, требуемой пунктом (е)(1) данного параграфа, легко доступного экипажу, который мог бы быть задействован инстинктивно, случайно или привычным рефлекторным действием.

(5) Система, используемая для создания звукового сигнала, должна быть сконструирована таким образом, чтобы исключить возможность ложной или несвоевременной сигнализации.

(6) Отказы систем, используемых для подавления звуковой сигнализации о положении шасси, препятствующие срабатыванию звуковой сигнализации, должны быть практически невероятными.

(f) Защита оборудования, установленного в нишах шасси. Оборудование, необходимое для безопасной эксплуатации самолета, установленное на шасси и расположенное в нишах шасси, должно быть защищено от повреждения вследствие:

(1) Взрыва пневматика, если не показано, что пневматик не может взорваться от перегрева; и

(2) Отслоения протектора шины, если не показано, что отслоение протектора шины не может вызвать повреждения оборудования.

(а*) Система уборки шасси должна иметь блокировку, исключающую возможность уборки шасси на земле.

(b*) Сигнализация о необходимости выпуска шасси должна срабатывать при заходе на посадку в случае, если шасси не выпущено и не зафиксировано на предусмотренном ЛР этапе захода на посадку, в том числе и при особых ситуациях, не относящихся к практически невероятным.

Сигнализация должна осуществляться как минимум по двум каналам, использующим разные параметры независимых систем.

25.729А. Механизм разворота колес

(a) Механизм разворота колес должен обеспечивать управление самолетом при движении по земле и надежную фиксацию колес при убранном шасси в положении, не препятствующем свободному выходу стойки из ниши шасси.

(b) Работоспособность механизма разворота колеса должна быть подтверждена испытаниями на функционирование.

25.731. Колеса

(a) Основные и носовые колеса должны быть утвержденного типа.

(b) Максимально допустимая стояночная нагрузка для каждого колеса должна быть не менее соответствующей статической реакции земли при:

(1) Расчетном рулежном весе самолета; и

(2) Критическом положении центра тяжести.

(c) Максимально допустимая эксплуатационная нагрузка для каждого колеса должна быть равна (или превышать) максимальной эксплуатационной радиальной нагрузке, определенной в соответствии с требованиями настоящих Норм к наземным нагрузкам.

(d) Предотвращение разрыва из-за превышения давления. Должны быть предусмотрены средства на каждом колесе, чтобы предотвратить разрушение колеса и разрыв шины, которые могут быть вызваны из-за чрезмерного превышения давления в установке колесо-шина.

(e) Тормозные колеса. Каждое тормозное колесо должно удовлетворять применяемым требованиям 25.735.

25.733. Шины

(a) Если на оси шасси установлено одно колесо с шиной, то это колесо должно быть снабжено подходящей шиной с утвержденной Компетентным органом надлежащей номинальной скоростью, которая не превышается при критических условиях, и с утвержденной Компетентным органом номинальной нагрузкой, которая не должна превышаться при:

(1) Нагрузках на шину основного колеса, соответствующих наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального веса) и положения центра тяжести; и

(2) Нагрузках на шину носового колеса, соответствующих величинам реакции земли согласно пункту (b) данного параграфа, за исключением случаев, предусмотренных в пунктах (b)(2) и (b)(3) данного параграфа.

(b) Для шин носового колеса рассматриваются следующие реакции земли:

(1) Статическая реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального стояночного веса) и положения центра тяжести при перегрузке 1,0 вниз, действующей в центре тяжести. Эта нагрузка не может превышать номинальную нагрузку для данной шины.

(2) Реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального посадочного веса) и положения центра тяжести в комбинации с перегрузками 1,0 вниз и 0,31 вперед, действующими в центре тяжести. В этом случае величины реакции земли должны быть распределены между передним и основными колесами по принципам статики с учетом реакции торможения на земле, равной 0,31 величины вертикальной нагрузки на каждое колесо с тормозами, обеспечивающими эту реакцию земли. Эта нагрузка на носовую шину не может превышать номинальную нагрузку для шины более чем в 1,5 раза.

(3) Реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального стояночного веса) и положения центра тяжести в комбинации с перегрузками 1,0 вниз и 0,20 вперед, действующими в центре тяжести. В этом случае величины реакции земли должны быть распределены между передним и основными колесами по принципам статики с учетом реакции торможения на земле, равной 20% величины вертикальной нагрузки на каждое колесо с тормозами, обеспечивающими эту реакцию земли. Эта нагрузка на носовую шину не может превышать номинальную нагрузку для шины более, чем в 1,5 раза.

(c) Если на оси шасси установлено более одного колеса с шиной, например спарки или спарки с тандемным расположением, то каждое колесо должно быть снабжено подходящей шиной с утвержденной Компетентным органом надлежащей номинальной скоростью, которая не превышается при критических условиях, и с утвержденной Компетентным органом номинальной нагрузкой, которая не превышается:

(1) Увеличенной в 1,07 раза нагрузкой на шину каждого основного колеса, соответствующей наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального веса) и положения центра тяжести; и

(2) Нагрузками, указанными в пунктах (а)(2), (b)(1), (b)(2) и (b)(3) данного параграфа для шины каждого носового колеса.

(d) Все шины на убирающимся шасси при максимальном их размере, ожидаемом в эксплуатации, должны иметь зазор с окружающей конструкцией и системами, достаточный для исключения непреднамеренного контакта между шинами и любым элементом конструкции или систем.

(e) Для самолетов с убирающимся шасси, шины, установленные на тормозных колесах, должны быть надуты сухим азотом или другим инертным газом, таким образом, чтобы газовая смесь в шине не содержала более 5% кислорода от общего объема, если только не показано, что материал шины при нагреве не будет выделять горючий газ, или не представлены средства, предотвращающие перегрев шины сверх безопасного уровня.

25.735. Тормоза и тормозные системы

(a) Одобрение. Каждая система, состоящая из колеса (колес) и тормоза (тормозов) должна быть одобрена.

(b) Способность тормозной системы. Система торможения, связанные с ней системы и компоненты должны разрабатываться и создаваться так, чтобы:

(1) Если отказывает любой электрический, пневматический, гидравлический или механический, или передающий элемент, или если потерян любой единственный источник гидравлического или другого энергетического снабжения тормоза, было возможно остановить самолет оставшимися тормозными средствами на дистанции не более чем в 2 раза длиннее полученной при определении ее, как задано в 25.125.

(2) Потеря жидкости из гидравлической системы тормоза из-за разрушения в/или около тормозов не вызвали или не поддерживали опасный огонь на земле или в полете.

(1) Для управления тормозами не требовалось чрезмерных усилий.

(2) Если установлена система автоматического торможения, то должно быть предусмотрено:

(i) включать и отключать систему; и

(ii) позволять пилоту(ам) пересиливать систему использованием ручного управления.

(d) Стояночный тормоз. Самолет должен иметь управляемый стояночный тормоз, который после включения без дальнейшего контроля за ним предотвратит качение самолета по сухой, не имеющей уклона ВПП при наиболее неблагоприятной комбинации тяги двигателей, когда один двигатель имеет максимальную тягу, а один или все остальные двигатели работают на максимальных значениях малого газа на земле. Орган управления должен быть удобно расположен или надежно защищен от непреднамеренного приведения в действие. В кабине должна быть индикация на случай неполного снятия стояночного торможения.

(e) Противоюзовая система. Если установлена противоюзовая система:

(1) Она должна удовлетворительно работать во всем диапазоне ожидаемых условий состояния ВПП без дополнительного внешнего регулирования.

(2) Она должна во всех случаях иметь приоритет над автоматической системой торможения, если таковая имеется.

(f) Энергоемкость.

(1) Остановка при расчетной посадке: остановка при расчетной посадке - это остановка при посадке во время эксплуатации самолета с максимальным посадочным весом. Должны быть определены требования к поглощению кинетической энергии торможения во время остановки при расчетной посадке для каждого комплекта, состоящего из колеса, тормоза и шины. Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что комплект "колесо-тормоз-шина" способен поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня, на протяжении всего установленного диапазона износа данного тормоза. Должна быть достигнута величина поглощения энергии, рассчитанная на основе требований Разработчика самолета к торможению. Среднее замедление должно составлять не менее 3,1 .

(2) Максимальная кинетическая энергия прерванного взлета. Прерванный взлет с максимальной кинетической энергией - это прерванный взлет для наиболее критической комбинации взлетного веса и скорости самолета. Должно быть определено требование к поглощению кинетической энергии торможения при прерванном взлете для каждого комплекта "колесо-тормоз-шина". Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что комплект "колесо-тормоз-шина" способен поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня, на протяжении всего установленного диапазона износа данного тормоза. Должен быть достигнут уровень поглощения энергии, определенный Разработчиком самолета. Среднее замедление должно составлять не менее 1,8 .

(3) Остановка при наиболее тяжелой посадке. Остановка при наиболее тяжелой посадке - это остановка при наиболее критической комбинации взлетного веса и скорости самолета. Должно быть определено требование к поглощению кинетической энергии торможения для остановки при наиболее тяжелой посадке для каждого колеса с тормозом и шиной. Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что заявленный предел полного износа тормозных дисков колеса, тормоз и шина способны поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня. Не нужно рассматривать остановку при наиболее тяжелой посадке для практически невероятных отказных состояний или в том случае, если максимальная кинетическая энергия прерванного взлета является более тяжелой.

(g) Состояние тормоза после высокодинамичного торможения с высокой кинетической энергией. Следующая демонстрация высокого энергетического торможения, требуемого пунктом (f) данного параграфа, состоит в применении быстрого и полного торможения стояночным тормозом в течение 3 мин, при этом должно быть показано, что, по крайней мере в течение 5 мин с момента применения стояночного тормоза, не создаются условия (не созданы во время самого торможения), включая пожар, вызываемый шиной или колесом и тормозом в сборе, которые могут нанести ущерб безопасности и возможности полной эвакуации самолета.

(h) Системы запасенной энергии (гидроаккумуляторы). Если система запасенной энергии используется для того чтобы показать соответствие пункту (b)(1) данного параграфа, то должна иметься индикация экипажу о величине этой запасенной энергии. Имеющейся запасенной энергии должно быть достаточно для:

(1) Выполнения по крайней мере 6 полных торможений для случая, когда противоюзовая система не работает; и

(2) Приведения самолета к полной остановке, когда противоюзовая система работает, при всех состояниях поверхности ВПП, для которых запрашивается сертификат.

(i) Указатель износа тормоза (указатель выхода поршней). Должны быть предусмотрены для каждого блока тормозов средства, указывающие, когда износ тормозных дисков превысит допустимый предел. Средства должны быть надежные и легко видимые.

(j) Предотвращение разрушения от повышенной температуры. В каждом тормозном колесе должны быть предусмотрены средства, предотвращающие разрушение колеса, шины, или того и другого вместе, что может произойти из-за повышенных температур тормозов. К тому же, все колеса должны удовлетворять требованиям 25.731(d).

(k) Совместимость. Должна быть доказана совместимость конструкций колеса и тормоза с самолетом и его системами.

(a*) Должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность посадки самолета с заторможенными колесами, или должно быть показано, что посадка с заторможенными колесами не приводит к ситуации хуже сложной.

(b*) Наличие противоюзового устройства в основной тормозной системе обязательно, если не доказано, что при торможении не происходит разрушения шин и ухудшения характеристик управляемости самолета при движении по земле в ожидаемых условиях эксплуатации.

25.737. Лыжи

Лыжи должны быть утвержденного типа. Максимальная эксплуатационная нагрузка каждой лыжи должна быть равна (или превышать) максимальной эксплуатационной нагрузке, определяемой в соответствии с требованиями к нагрузке на земле, приведенными в настоящих Нормах.

Корпус и поплавки гидросамолета

25.751. Плавучесть основных поплавков гидросамолета

(a) Плавучесть каждого основного поплавка должна быть на 80% выше плавучести, необходимой для выдерживания максимального веса гидросамолета или самолета-амфибии в пресной воде; и

(b) Каждый основной поплавок должен иметь не менее пяти герметичных отсеков приблизительно одинакового объема.

25.753. Конструкция основного поплавка

Основные поплавки должны быть утвержденного типа и соответствовать требованиям, изложенным в 25.521.

25.755. Корпус летающей лодки

(a) Корпус летающей лодки должен иметь герметичные отсеки, для того чтобы в случае затопления двух соседних отсеков плавучесть корпуса и вспомогательных поплавков (а также пневматиков колес, если таковые имеются) обеспечивала запас положительной устойчивости, достаточной для сведения к минимуму вероятности опрокидывания самолета в неспокойной пресной воде.

(b) Для обеспечения связи между отсеками перегородки должны иметь герметичные двери.

Размещение членов экипажа, пассажиров и груза

25.771. Кабина экипажа

(a) Кабина экипажа и ее оборудование должны обеспечивать членам минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523) выполнение обязанностей без чрезмерной концентрации внимания или усталости.

(b) Основные органы управления, перечисленные в 25.779(a), за исключением тросов и тяг управления, должны быть расположены относительно воздушных винтов так, чтобы ни один член минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523) или часть органов управления не располагались между плоскостью вращения воздушного винта внутреннего двигателя и поверхностью, образованной линией, проходящей через центр втулки воздушного винта и составляющей угол 5° впереди или позади плоскости вращения воздушного винта.

(c) Если предусматривается наличие второго пилота, самолет должен быть управляем с одинаковой безопасностью с мест обоих пилотов.

(d) Конструкция кабины экипажа должна быть такой, чтобы при полете в дождь или снег в кабину не проникала влага, которая будет отвлекать внимание экипажа или оказывать вредное воздействие на конструкцию кабины.

(e) Шум и вибрация в кабине экипажа не должны мешать выполнению членами экипажа своих функций по пилотированию самолета, предусмотренных ЛР.

25.772. Двери кабины экипажа

На самолете (кроме самолетов с максимальным количеством пассажирских мест не более 19, не предназначенных для коммерческой эксплуатации) должна быть предусмотрена дверь, отделяющая кабину экипажа от любого отсека, из которого имеется доступ к этой двери.

Дверь должна иметь замок, запираемый из кабины экипажа. При этом:

(a) На самолетах с максимальным количеством пассажирских мест 20 или более размещение аварийных выходов должно быть таким, чтобы ни членам экипажа, ни пассажирам не требовалось использовать дверь кабины экипажа для подхода к предназначенным для них аварийным выходам; и

(b) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие членам летного экипажа непосредственно входить в пассажирскую кабину из кабины экипажа при заклиненной двери кабины экипажа.

(c) Должны быть предусмотрены аварийные мероприятия, позволяющие бортпроводнику входить в кабину экипажа в случае потери членом летного экипажа дееспособности.

25.773. Обзор из кабины экипажа

(а) При отсутствии осадков. При отсутствии осадков должно выполняться следующее:

(1) Кабина экипажа должна располагаться таким образом, чтобы обеспечивался достаточно широкий, беспрепятственный и неискаженный обзор, позволяющий безопасно выполнять все маневры в пределах эксплуатационных ограничений, включая руление, взлет, заход на посадку и посадку.

(2) В кабине экипажа не должно быть яркого света и бликов, которые мешали бы нормальной работе экипажа, состоящего из минимального количества членов (установленного в соответствии с 25.1523). Это должно быть продемонстрировано во время дневных и ночных испытательных полетов при отсутствии осадков.

(b) При наличии осадков. При наличии осадков должно выполняться следующее:

(1) На самолете должны быть предусмотрены устройства, которые обеспечивали бы чистоту участка лобового стекла при наличии осадков для того, чтобы оба пилота имели широкий обзор по траектории полета при нормальном положении самолета. Эти устройства должны функционировать, не требуя постоянного внимания пилотов в следующих условиях:

(i) при сильном дожде на скоростях до 1,5 и убранных устройствах увеличения подъемной силы и воздушных тормозах; и

(ii) в условиях обледенения, указанных в 25.1419, если условия обледенения заявлены как условия эксплуатации.

(2) У первого пилота должны быть:

(i) форточка, которая может открываться в условиях, указанных в пункте (b)(1) данного параграфа, при отсутствии избыточного давления в кабине экипажа обеспечивает обзор, указанный в данном параграфе, и достаточную защиту от факторов, ухудшающих обзор пилота; или

(ii) другое средство сохранения беспрепятственного обзора в условиях, указанных в пункте (b)(1) настоящего параграфа с учетом повреждений от сильного града.

(c) Внутреннее запотевание лобового остекления и окон. На самолете должны быть предусмотрены средства, предотвращающие запотевание внутренних сторон панелей лобового стекла и окон на площади, достаточной для сохранения обзора, удовлетворяющие требованиям пункта (a) данного параграфа при всех внутренних и внешних окружающих условиях, включая условия выпадения осадков, в которых предполагается эксплуатировать самолет.

(d) На рабочем месте каждого пилота должны быть установлены неподвижные указатели или другие отметки, по которым пилоты смогут занять в своих креслах положение, обеспечивающее каждому оптимальное сочетание обзора из кабины и наблюдения за приборами. При использовании подсвечиваемых указателей или отметок они должны соответствовать требованиям 25.1381.

25.775. Лобовые стекла и окна

(a) Внутренние панели стекол должны быть изготовлены из материала, не разбивающегося на осколки.

(b) Лобовые стекла, находящиеся перед рабочими местами пилотов, и элементы конструкции, несущие эти стекла, должны выдерживать удар птицы весом до 1,8 кгс без проникновения в кабину ее остатков, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна на уровне моря или на высоте 2440 м, в зависимости от того, какая из них является более критической.

(c) Если расчеты и испытания не подтверждают, что вероятность возникновения критического условия, при котором стекло разбивается на осколки, мала, на самолете должны быть предусмотрены устройства, снижающие до минимум опасность ранения пилотов осколками стекла, разбитого в результате столкновения с птицей.

Эти требования должны относиться ко всем прозрачным стеклам кабины экипажа, которые:

(1) Находятся в лобовой части самолета.

(2) Наклонены на угол 15° (или более) к продольной оси самолета; и

(3) У которых любая часть стекла располагается в зоне, где осколки разбитого стекла могут создать опасность для пилотов.

(d) Конструкция лобовых стекол и окон на самолетах с герметическими кабинами должна основываться на факторах, связанных с высотной эксплуатацией самолета, включая воздействие продолжительных и циклических нагрузок вследствие перепада давления, характеристики, свойственные применяемому материалу, и влияние температуры и перепадов температуры. Лобовые стекла и окна должны быть способны выдерживать нагрузки от максимального перепада давления в кабине в сочетании с воздействием критического аэродинамического давления и температуры после любого единичного разрушения установки или связанных с ней систем.

После единичного разрушения, которое замечено экипажем (в соответствии с 25.1523), допускается уменьшение перепада давления в кабине в соответствии с установленными эксплуатационными ограничениями от максимума до величины, позволяющей безопасно продолжать полет при давлении в кабине, соответствующем давлению на высоте не более 4500 м.

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

25.777. Органы управления в кабине

(a) Каждый орган управления в кабине должен быть размещен таким образом, чтобы обеспечить удобное управление им и предотвратить возможность путаницы и его непреднамеренное перемещение.

(b) Направление перемещения органов управления должно соответствовать требованиям 25.779. Насколько это практически возможно, направление и величины перемещений других органов управления должны соответствовать тому действию, которое они оказывают на самолет или управляемую часть. Органы управления различных типов, приводимые в действие вращательным движением, должны перемещаться по часовой стрелке из выключенного до полностью включенного положения (кроме гидравлических, кислородных и воздушных кранов).

(c) Органы управления должны быть установлены и расположены относительно сидений пилотов таким образом, чтобы обеспечивалось полное и беспрепятственное перемещение каждого органа управления без какого-либо отрицательного влияния на это перемещение конструкции кабины и одежды членов минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523), когда член данного экипажа ростом от 157,5 до 190,5 см сидит на своем рабочем месте, привязанный поясным и плечевым (если таковой предусмотрен) ремнями.

(d) Одинаковые органы управления для каждого двигателя должны быть расположены таким образом, чтобы исключить ошибку определения, к какому двигателю относится данный рычаг управления.

(e) Органы управления закрылками и органы управления другими дополнительными устройствами, обеспечивающими изменение подъемной силы, должны быть расположены в передней части центрального пульта позади рычагов управления двигателями, в центре или справа от оси центрального пульта на расстоянии не менее 254 мм назад от органа управления шасси.

(f) Орган управления шасси должен быть расположен впереди рычагов управления двигателями и должен приводиться в действие любым пилотом, который сидит на своем рабочем месте, привязанный поясным и плечевым (если таковой предусмотрен) ремнями.

(g) Форма рукояток органов управления должна соответствовать требованиям 25.781. Кроме того, рукоятки должны иметь одинаковый цвет, который должен контрастировать с цветом других рукояток управления и цветом той части кабины, на фоне которой находятся эти рукоятки.

(h) Если в состав минимального летного экипажа (установленного согласно 25.1523) входит бортинженер, на самолете должно быть предусмотрено рабочее место бортинженера, установленное и расположенное таким образом, чтобы члены экипажа могли эффективно выполнять свои функции, не мешая друг другу.

25.779. Перемещение и действие органов управления, расположенных в кабине экипажа

Органы управления, расположенные в кабине, должны быть сконструированы таким образом, чтобы их перемещение и действие соответствовали следующим требованиям:

(a) Аэродинамические органы.

(1) Основные органы управления.

Органы управления	Перемещение и действие
Элероном	Направо (по часовой стрелке) правое крыло вниз
Рулем высоты	Назад кабрирование
Рулем направления	Правая педаль вперед правый разворот

(2) Дополнительные органы управления.

Органы управления

Перемещение и действие

Закрылками (или дополнительными устройствами для изменения подъемной силы)

Вперед уборка закрылков

Назад выпуск закрылков

Триммерами (или эквивалентными устройствами)

Вращательное движение для аналогичного вращения самолета вокруг оси, параллельной оси вращения органа управления

(b) Органы управления силовой установкой и дополнительные органы управления.

(1) Органы управления силовой установкой.

Органы

управления

Перемещение и действие

Двигателями

Вперед увеличение прямой тяги

Назад увеличение обратной тяги

Воздушными винтами

Вперед увеличение числа оборотов

(2) Дополнительные органы управления.

Органы управления	Перемещение и действие
Шасси	Вниз выпуск

25.781. Форма рукояток органов управления в кабине

Рукоятки органов управления в кабине должны соответствовать общим формам (но необязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке.

25.783. Фюзеляжные двери

(а) Общие положения. Этот параграф распространяется на фюзеляжные двери (к которым относятся все двери, крышки люков, открываемые иллюминаторы, крышки смотровых (эксплуатационных) люков и т.п. на внешней стороне фюзеляжа), для открытия или закрытия которых не требуется использование инструментов. Эти требования также распространяются на каждую дверь или каждую крышку люка в герметичной перегородке, включая любую перегородку, специально рассчитанную на функционирование в качестве дополнительной перегородки в условиях отказов, предписанных в настоящих Нормах. Эти двери должны соответствовать требованиям настоящего параграфа при полёте как с незагерметизированной, так и загерметизированной кабиной и должны быть спроектированы с учётом следующего:

(1) Каждая дверь должна иметь средства для предотвращения её открытия в полёте в результате механического отказа или отказа одного любого элемента конструкции.

(2) Каждая дверь, которая может создать опасность в незапертом положении, должна быть спроектирована так, чтобы в полёте как с незагерметизированной, так и загерметизированной кабиной, её отпирание из полностью закрытого, запертого и застопоренного положения было практически невероятным. Это должно быть подтверждено результатами анализа отказобезопасности.

(3) Каждый элемент системы управления каждой дверью должен быть спроектирован или, если это невозможно, чётко и постоянно маркирован так, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки и регулировки системы, которые в результате могут привести к неисправности.

(4) Все источники энергии, которые могут инициировать расстопорение или отпирание любой двери, должны быть автоматически изолированы от систем запирания и стопорения двери до полёта, при этом должно быть невозможно повторное подведение энергии к системам двери в процессе полёта.

(5) Каждый снимаемый болт, винт, гайка, шпилька и любое другое снимаемое крепёжное средство должны соответствовать требованиям по обеспечению крепления в 25.607.

(6) Некоторые двери, которые определены в 25.807(h), также должны соответствовать применимым требованиям к аварийным выходам с 25.809 по 25.812 (включительно).

(b) Открытие людьми. Должны быть предусмотрены средства для предотвращения открытия каждой двери в полёте вследствие непреднамеренных действий людей. Кроме того, должны быть предприняты конструкторские меры для сведения к минимуму возможности умышленного открытия двери человеком в полёте. Если меры предосторожности предусматривают использование вспомогательных устройств, то эти устройства и их системы управления должны быть спроектированы так, чтобы:

(1) Любой единичный отказ не препятствовал открытию более чем одного аварийного выхода.

(2) Отказы, которые могут предотвратить открытие выхода после посадки, являлись невероятными.

(c) Средства предотвращения наддува кабины. Должно быть предусмотрено средство для предотвращения наддува самолёта до небезопасного уровня, если любая герметизируемая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена.

(1) Средство должно быть рассчитано на функционирование после любого единичного отказа или любого сочетания отказов, если не показано, что они являются практически невероятными.

(2) Двери, которые соответствуют условиям, предписанным в пункте (h) настоящего параграфа, не обязательно должны иметь специальное средство для предотвращения наддува самолёта, если в каждом возможном положении дверь остаётся открытой в такой степени, при которой предотвращается наддув, или безопасно закрывается и запирается в процессе наддува. Это должно быть продемонстрировано также для случая любого единичного отказа и неисправности, за исключением:

(i) отказов или неисправностей в запирающем механизме, когда нет необходимости запирания после закрытия; и

(ii) заклинения в результате механического отказа или блокирования обломками, когда нет необходимости закрывать и запирать дверь, если может быть показано, что нагрузки от перепада давления на заклиненную дверь или механизм не могут создать небезопасные условия.

(d) Запирание и стопорение. Механизмы запирания и стопорения должны быть спроектированы в соответствии со следующим:

(1) Должно быть предусмотрено средство для запирания каждой двери.

(2) Замки и их механизм управления должны быть спроектированы так, чтобы при всех условиях нагружения самолёта в полёте и на земле при запертой двери отсутствовали силы или моменты, стремящиеся открыть замки. Кроме того, система запирания должна содержать средства для фиксации замков в запертом положении. Эти средства не должны зависеть от системы стопорения.

(3) Каждая дверь, подлежащая герметизации, при открытии которой первоначальное движение направлено не внутрь, должна:

(i) иметь индивидуальный стопор для каждого замка;

(ii) иметь стопор, расположенный так близко к замку, насколько это практически возможно; и

(iii) быть спроектирована так, чтобы в полёте с загерметизированной кабиной ни один отказ в системе стопорения не мог вывести стопоры из положения, при котором они фиксируют замки, необходимые для запирания двери.

(4) Каждая дверь, при открытии которой первоначальное движение направлено внутрь и незапирание которой может создать опасность, должна иметь стопорящие средства для предотвращения разъединения замков. Стопорящие средства должны гарантировать достаточное запирание, предотвращающее открытие двери даже при единичном отказе запирающего механизма.

(5) Должна быть исключена возможность установки стопора в стопорящее положение, если замок и запирающий механизм не находятся в запертом положении.

(6) Должна быть исключена возможность отпирания замков при нахождении стопоров в стопорящем положении. Стопоры должны быть рассчитаны на максимальные эксплуатационные нагрузки, возникающие в результате:

(i) приложения максимального усилия оператора, если замки управляются вручную;

(ii) действия силовых приводов замков, если они установлены; и

(iii) перемещения замка относительно ответной части конструкции.

(7) На каждой двери, которая в незапертом положении не может создать опасность, не требуется наличие стопорящего механизма, соответствующего требованиям пунктов (d)(3) - (d)(6) настоящего параграфа.

(e) Аварийные, предупредительные и уведомляющие указатели. Двери должны быть оснащены следующими указателями:

(1) Должно быть предусмотрено чёткое средство на каждом посту управления дверью для указания, что все требуемые действия по закрытию, запиранию и стопорению двери(-ей) выполнены.

(2) Должно быть предусмотрено чёткое средство, ясно видимое с каждого поста управления любой дверью, которая может создать опасность в незапертом положении, для указания, что дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена.

(3) В кабине экипажа должны быть предусмотрены визуальные средства сигнализации, предупреждающие пилотов о том, что любая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена. Эти средства должны быть спроектированы так, что любой отказ или сочетание отказов, которые привели бы к ложной сигнализации закрытого, запертого и застопоренного положения, были бы невероятными для:

(i) каждой двери, которая подлежит герметизации и при открытии которой первоначальное движение направлено не внутрь; или

(ii) каждой двери, которая может создать опасность, если не заперта.

(4) Должна быть предусмотрена звуковая сигнализация, предупреждающая пилотов до начала или на начальном этапе разбега на взлёте о том, что любая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена, и её открытие может воспрепятствовать выполнению безопасного взлёта и возвращению для посадки.

(f) Приспособления для визуального осмотра. Каждая дверь, которая в незапертом положении может создать опасность, должна иметь приспособления для прямого визуального осмотра, чтобы однозначно определить, полностью ли закрыта, заперта и застопорена дверь. Эти приспособления должны быть постоянно готовы к использованию и различимы при освещении в условиях эксплуатации, или ручным электрофонарём, или эквивалентным источником света.

(g) Некоторые крышки эксплуатационных люков, съёмные крышки аварийных выходов и крышки смотровых (эксплуатационных) люков. Не обязательно должны соответствовать требованиям отдельных пунктов настоящего параграфа некоторые крышки, обычно не открываемые, за исключением необходимости технического обслуживания или аварийной эвакуации, и крышки смотровых (эксплуатационных) люков, к которым относятся:

(1) Крышки смотровых (эксплуатационных) люков, которые не подлежат герметизации для наддува кабины и не создают опасности при их открытии в полёте, не обязательно должны соответствовать пп. (a) - (f) настоящего параграфа, но должны иметь средства для предотвращения непреднамеренного открытия в полёте.

(2) Съёмные крышки аварийных выходов, открывающиеся внутрь кабины, которые обычно не снимаются, за исключением необходимости технического обслуживания или аварийной эвакуации, и открываемые иллюминаторы кабины экипажа не обязательно должны соответствовать пп. (с) и (f) настоящего параграфа.

(3) Крышки эксплуатационных люков, подпадающие под условия пункта (h) настоящего параграфа, для которых предусмотрен трафарет с ограничением их использования для технического обслуживания, не обязательно должны соответствовать пп. (с) и (f) настоящего параграфа.

(h) Двери, не создающие опасность. Применительно к целям требований настоящего параграфа считается, что дверь в незапертом положении не создаёт опасность в полёте, если может быть продемонстрировано её соответствие следующим условиям:

(1) Двери герметизируемых отсеков остаются в полностью закрытом положении, в котором они не удерживаются замками, при перепаде давления более 0,035 . При этом нет необходимости рассматривать случай открытия двери людьми, непреднамеренно или умышленно.

(2) Дверь остается внутри самолёта или прикреплённой к самолёту, когда она открывается на участке полёта как с загерметизированной, так и незагерметизированной кабиной. При этом необходимо рассмотреть случаи непреднамеренного и умышленного её открытия людьми на участке полёта как с загерметизированной, так и незагерметизированной кабиной.

(3) Разъединение замков в полёте не может привести к разгерметизации кабины до небезопасного уровня. Эта оценка безопасности должна учитывать физиологические воздействия на людей в кабине.

(4) Открытие двери в полёте не может вызвать аэродинамическую интерференцию, которая может воспрепятствовать безопасному полёту и посадке.

(5) Самолёт с открытой дверью соответствует требованиям к прочности конструкции. Эта оценка должна содержать рассмотрение требования 25.629 к аэроупругой устойчивости самолёта, а также требования к прочности Раздела С настоящих Норм.

(6) Незапирание или открытие двери не должно препятствовать безопасному полёту и посадке в результате её взаимодействия с другими системами или конструкциями.

25.785. Кресла, спальные места, поясные привязные ремни и привязные системы

(a) Для каждого человека, достигшего двухлетнего возраста, должно быть предусмотрено кресло (или спальное место для не способного передвигаться человека).

(b) Каждое кресло, спальное место, поясной привязной ремень, привязная система и примыкающие части самолета на каждом месте, предназначенном для размещения людей во время взлета и посадки, должны быть спроектированы так, чтобы человек, правильно использующий эти средства, не получил серьезной травмы при аварийной посадке в результате действия инерционных сил, установленных в 25.561 и 25.562.

(d) Каждый сидящий в кресле, которое установлено под углом более 18° к вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета, должен быть защищен от травмирования головы поясным привязным ремнем и энергопоглощающей опорой, поддерживающей руки, плечи, голову и позвоночник, или поясным и плечевыми привязными ремнями, предотвращающими контакт головы с любым травмоопасным предметом.

Каждый сидящий в любом другом кресле должен быть защищен от травмирования головы поясным привязным ремнем и (в зависимости от типа, расположения и угла установки каждого кресла) одним или несколькими следующими способами:

(1) Плечевыми привязными ремнями, предотвращающими контакт головы с любым травмоопасным предметом.

(2) Удалением любого травмоопасного предмета за пределы радиуса перемещения головы.

(3) Энергопоглощающей опорой, поддерживающей руки, плечи, голову и позвоночник.

(e) Каждое спальное место должно быть спроектировано так, чтобы его передняя часть имела обитый торцевой борт, брезентовую перегородку или эквивалентные средства, способные выдержать статическую силу реакции от человека, на которого воздействует направленная вперед инерционная сила, установленная в 25.561. Спальные места не должны иметь углов и выступающих элементов, которые в аварийных условиях могут травмировать человека, занимающего спальное место.

(f) Каждое кресло или спальное место и его опорная конструкция и каждый поясной привязной ремень или привязная система и их крепление должны быть рассчитаны на человека массой 77 кгс с учетом максимальных перегрузок, сил инерции и реакции между человеком, креслом, поясным ремнем и привязной системой для каждого соответствующего условия нагружения в полете и на земле (в том числе для условий аварийной посадки, предписанных в 25.561). Кроме того:

(1) При расчете на прочность и испытаниях кресел, спальных мест и их опорных конструкций можно допустить, что критические нагрузки по направлениям вперед, вбок, вниз, вверх и назад (как определено по предписанным условиям нагружения в полете, на земле и при аварийной посадке) действуют раздельно, или использовать выбранные сочетания нагрузок, если доказана требуемая прочность по каждому из установленных направлений. К привязным ремням спальных мест не требуется прикладывать перегрузку, направленную вперед.

(2) Каждое кресло пилота должно быть рассчитано на силы реакций, возникающие в результате приложения пилотом усилий, предписанных в 25.397.

(3) При определении прочности крепления каждого кресла к конструкции и каждого привязного ремня или привязной системы к креслу или конструкции силы инерции, установленные в 25.561, должны быть умножены на коэффициент безопасности 1,33 (вместо коэффициента безопасности для узлов крепления, предписанного в 25.625). Для инерционных сил, действующих в сторону согласно 25.561 (b)(3)(iii), коэффициент 1,33 учтен в величине перегрузки 4,0.

(g) Каждое кресло на рабочем месте в кабине экипажа должно иметь комбинированную привязную систему, состоящую из поясного и плечевых ремней с одноточечным приводом расстегивания, которая позволяет члену экипажа в этой кабине, сидящему с застегнутой привязной системой, выполнять все необходимые в полете функции. Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждой комбинированной привязной системы в неиспользуемом положении для предотвращения зацепления при управлении самолетом и быстром его покидании в аварийной ситуации.

(h) Каждое кресло, находящееся в пассажирской кабине и рассчитанное на использование бортпроводником во время взлета и посадки, требуемое правилами эксплуатации, должно быть:

(1) Расположено около требуемого аварийного выхода на уровне пола, за исключением того, что приемлемо другое расположение, если оно улучшает аварийную эвакуацию пассажиров. Кресло бортпроводника должно находиться рядом с каждым аварийным выходом типа А или типа В. Другие кресла бортпроводников должны быть, по возможности, равномерно распределены по требуемым аварийным выходам на уровне пола.

(2) Расположено, по возможности, без неблагоприятной близости к требуемому аварийному выходу на уровне пола так, чтобы обеспечивался прямой обзор зоны кабины, за которую бортпроводник ответственен.

(3) Установлено так, чтобы кресло не мешало пользоваться проходом для пассажиров или выходом, когда оно не занято.

(4) Расположено так, чтобы свести к минимуму вероятность травмирования людей от удара предметами, сместившимися из зон обслуживания, отсеков для хранения, или служебным оборудованием.

(5) Установлено по направлению или против направления полета и оснащено энергопоглощающей опорой, которая рассчитана на поддержание рук, плеч, головы и позвоночника.

(6) Оснащено комбинированной привязной системой, состоящей из поясного и плечевых ремней с одноточечным приводом расстегивания. Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждой привязной системы в неиспользуемом положении для предотвращения зацепления при быстром покидании самолета в аварийной ситуации.

(i) Каждый поясной привязной ремень должен быть оснащен запирающим устройством с металлическими контактирующими элементами.

(j) Если спинки кресел не обеспечивают устойчивую опору для рук, то вдоль каждого прохода должна быть рукоятка или поручень, позволяющие людям сохранять равновесие во время передвижения по проходу при умеренной болтанке.

(k) Каждый выступающий предмет, который может травмировать людей, сидящих или передвигающихся в самолете в условиях нормального полета, должен иметь мягкую обивку.

(l) Должно быть показано, что каждое переднее кресло инспектора, требуемое правилами эксплуатации, пригодно для использования при выполнении необходимой инспекции на маршруте.

25.787. Отсеки для размещения грузов и багажа

(a) Каждый отсек для размещения груза, багажа, предметов ручной клади и оборудования (такого, как спасательные плоты) и любой другой грузовой отсек должны быть рассчитаны на максимальную массу содержимого, указанную на их трафаретах, и критическое распределение нагрузки при соответствующих максимальных перегрузках, относящихся к установленным условиям нагружения в полете и на земле и к условиям аварийной посадки согласно 25.561(b), за исключением того, что к отсекам, расположенным ниже или впереди всех людей на самолете, не требуется прикладывать силы, установленные для аварийной посадки.

На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, каждый отсек для размещения должен быть полностью закрыт, кроме отсеков под креслами и над головой, служащих для удобства пассажиров.

(b) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения возникновения опасности от сдвига содержимого отсеков при действии нагрузок, установленных в пункте (a) настоящего параграфа.

Если в отсеках для размещения, в пассажирской кабине и кабине экипажа в качестве этого средства использована запираемая дверь, то в ее конструкции должны быть учтены износ и снижение качества, ожидаемые в условиях эксплуатации.

(c) Если в грузовом отсеке установлены лампы, то каждая лампа должна быть размещена так, чтобы исключалась возможность контакта между колбой лампы и грузом.

25.789. Фиксация отдельных масс в пассажирской кабине, кабине экипажа и буфетах

(а) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения возникновения опасности от сдвига каждой отдельной массы (которая является частью конструкции типа самолета) в пассажирской кабине, кабине экипажа или буфете под действием соответствующих максимальных перегрузок, относящихся к установленным в условиях нагружения в полете, на земле, а также к условиям 25.561(b) при аварийной посадке.

(b) Каждая система фиксации телефона внутренней связи должна быть спроектирована так, чтобы при воздействии перегрузок, установленных в 25.561(b)(3), телефон оставался в зафиксированном положении.

25.791. Информационные табло и трафареты для пассажиров

(a) Если курение запрещено, то должен быть, как минимум, один трафарет, уведомляющий об этом, удобочитаемый каждым человеком, сидящим в кабине. Если курение разрешено и кабина экипажа отделена от пассажирской кабины, то должно быть, как минимум, одно табло, уведомляющее о том, когда курение запрещено. Табло, уведомляющие о том, когда курение запрещено, должны включаться и выключаться членом летного экипажа и после включения должны быть удобочитаемыми каждым человеком, сидящим в кабине, при всех вероятных условиях освещения кабины.

(b) Табло, уведомляющие о том, когда должны быть застегнуты ремни на креслах, и установленные в соответствии с правилами эксплуатации, должны включаться и выключаться членом летного экипажа и после включения должны быть удобочитаемыми каждым человеком, сидящим в кабине, при всех вероятных условиях освещения кабины.

(c) На крышке каждого контейнера для горючих использованных материалов или рядом с ней должен быть размещен трафарет, указывающий, что использование этого контейнера для выбрасывания сигарет и т.п. запрещено.

(d) В туалетах должны быть трафареты "Не курить" или "В туалете не курить", расположенные на видном месте с обеих сторон входной двери, на ней или рядом с ней.

(e) Вместо букв разрешается использовать условные обозначения, ясно выражающие смысл надписи на табло или трафарете.

(a*) Информационные табло и трафареты для пассажиров должны быть выполнены на двух языках - на языке государства эксплуатанта ВС и английском.

25.793. Поверхность пола

Поверхность пола всех помещений, которые в эксплуатации могут становиться мокрыми, должны обладать противоскользящими свойствами.

25.795. Аспекты безопасности

(а) Защита кабины экипажа. Если правилами эксплуатации требуется дверь кабины экипажа, то её установка должна быть спроектирована так, чтобы:

(1) Перегородка и дверь кабины экипажа и любая другая доступная граничная конструкция, отделяющая кабину экипажа от занятых людьми отсеков, должны быть спроектированы так, чтобы противостоять насильственному вторжению посторонних людей, не включённых в состав экипажа, и выдерживать удары с энергией 300 Дж ().

(2) Перегородка и дверь кабины экипажа и любая другая доступная граничная конструкция, отделяющая кабину экипажа от занятых людьми отсеков, должны быть спроектированы так, чтобы выдерживать статическую тянущую нагрузку 113,5 кг (1113 Н), приложенную к доступным захватам для рук, включая ручку или кнопку-ручку двери кабины экипажа.

(3) Перегородка и дверь кабины экипажа и любая другая доступная граничная конструкция, отделяющая кабину экипажа от занятых людьми отсеков, должны быть спроектированы так, чтобы противостоять проникновению пуль лёгкого стрелкового оружия и осколков взрывных устройств с параметрами, соответствующими параметрам следующих демонстрационных снарядов:

(i*) демонстрационный снаряд N 1. Пуля калибра 9 мм с полностью металлической оболочкой, круглой головкой, номинальной массой 8 Г (124 грана) и относительной скоростью удара о преграду 436 м/с;

(ii*) демонстрационный снаряд N 2. Пуля калибра 10,9 мм с пустотелой оболочкой головки, номинальной массой 15,6 Г (240 гран) и относительной скоростью удара о преграду 436 м/с.

(b) [Зарезервирован].

(c) Самолёт с максимальной сертифицированной пассажировместимостью более 60 человек или максимальным сертифицированным взлётным весом свыше 45 360 кГ должен соответствовать следующему:

(1) Наиболее безопасное место размещения бомбы. Самолёт должен быть разработан с предназначенным местом, в которое бомба или другое взрывное устройство могут быть помещены для наилучшей защиты от повреждения критических для полёта конструкций и систем при взрыве этого устройства.

(2) Живучесть систем.

(i) За исключением случая, когда это требование невыполнимо, резервированные системы самолёта, необходимые для продолжения безопасного полёта и посадки, должны быть физически разнесены на расстояние, равное, как минимум, диаметру сферы в соответствии со следующим:

где вычисляется согласно пункту 25.365(e)(2), а D не должно превышать 1,54 метра. Сфера применима к любому месту в пространстве фюзеляжа, ограниченному передней и хвостовой перегородками пассажирской кабины, включая и грузовой отсек, к которому применима только половина сферы.

(ii) Если соответствие пункту (c)(2)(i) данного параграфа практически невыполнимо, то должны быть приняты другие конструкторские меры для обеспечения максимальной живучести этих систем.

(3) Конструкция интерьера кабины, способствующая обнаружению опасных предметов. Конструкция кабины должна иметь такие особенности, которые будут препятствовать укрывательству или способствовать обнаружению оружия, взрывчатых веществ или других предметов при простом осмотре следующих зон кабины самолёта:

(i) зоны над верхними багажными полками должны быть спроектированы так, чтобы препятствовать тайному укрывательству от простого обзора из продольного прохода. Этому требованию удовлетворяют конструкции, которые предотвращают укрывательство предметов объёмом 0,33 или более;

(ii) туалеты должны быть разработаны так, чтобы предотвращался проход твердых предметов диаметром более 50 мм;

(iii) спасательные жилеты или места их размещения должны быть спроектированы так, чтобы вмешательство в их конструкцию было очевидным.

(d) Исключения. Самолеты, предназначенные исключительно для транспортирования грузов, должны соответствовать только требованиям пункта (c)(2) данного параграфа.

25.799А. Система водоснабжения

(a) Система водоснабжения не должна создавать опасных условий на самолёте во всём диапазоне ожидаемых условий её эксплуатации.

(b) Система водоснабжения должна быть спроектирована так, чтобы гарантировать невозможность возникновения на самолёте опасной ситуации в результате контакта воды с компонентами системы электроснабжения или её попадания в другие системы.

(c) Тип заправочного штуцера (заливочного устройства) должен отличаться от других эксплуатационных штуцеров так, чтобы исключалось случайное (непреднамеренное) попадание воды в другие системы.

Аварийное оборудование

25.801. Аварийное приводнение

(a) Если запрашивается сертификат на обеспечение аварийного приводнения, то самолет должен соответствовать требованиям настоящего параграфа, а также 25.807(e), 25.1411 и 25.1415(a).

(b) Должны быть приняты все практически осуществимые конструктивные меры, совместимые с общими характеристиками самолета, для сведения к минимуму вероятности того, что при аварийной посадке на воду поведение самолета вызовет непосредственное травмирование людей или не позволит им покинуть самолет.

(c) Вероятное поведение самолета при посадке на воду должно быть исследовано посредством испытаний модели или сравнения с самолетами подобных конструкций, характеристики приводнения которых известны. Должны быть учтены воздухозаборники, закрылки, выступающие элементы и любые другие факторы, которые, вероятно, повлияют на гидродинамические характеристики самолета.

(d) Должно быть показано, что при допустимо возможном состоянии водной поверхности время нахождения самолета на плаву и его сбалансированное положение позволят людям покинуть самолет и занять места в спасательных плотах, предусмотренные в 25.1415. Если соответствие этому требованию показано расчетами плавучести и остойчивости, то должны быть сделаны соответствующие допущения на вероятные повреждения конструкции и течи. Если на самолете имеются топливные баки (с возможностью слива топлива), которые, вероятно, могут выдержать приводнение без возникновения течи, то объем сливаемого топлива может рассматриваться как объем для обеспечения плавучести.

(e) Если влияния разрушений наружных дверей и иллюминаторов не учтены при исследовании вероятного поведения самолета при посадке на воду (как предписано в пунктах (с) и (d) данного параграфа), то наружные двери и иллюминаторы должны быть рассчитаны на восприятие вероятных максимальных местных давлений.

25.803. Аварийная эвакуация

(а) Каждая зона размещения экипажа и пассажиров должна быть оснащена аварийными средствами, обеспечивающими быструю эвакуацию при аварийной посадке как с выпущенным, так и убранным шасси с учетом возможности пожара на самолете.

(b) [Зарезервирован].

(c) Для самолетов с количеством пассажирских мест более 44 должно быть показано, что максимальное количество людей, на которое запрашивается сертификат, в том числе столько членов экипажа, сколько требуется правилами эксплуатации, может быть эвакуировано из самолета на землю в пределах 90 с при имитации аварийных условий. Соответствие этому требованию должно быть показано путем реальной демонстрации с использованием критериев испытаний, изложенных в Приложении J к настоящим Нормам, если только Компетентный орган не установит, что сочетание анализа и испытаний обеспечит данные, эквивалентные тем, которые можно получить путем реальной демонстрации.

25.807. Аварийные выходы

(a) Тип. Применительно к настоящим Нормам определены следующие типы выходов:

(1) Тип I. Выход этого типа является выходом, расположенным на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 610 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусами закругления углов не более 203 мм.

(2) Тип II. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 1120 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм. Выходы типа II должны располагаться на уровне пола, если только они не находятся над крылом. В последнем случае они могут иметь порог внутри самолета высотой не более 254 мм, а снаружи самолета не более 432 мм.

(3) Тип III. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм и высотой порога внутри самолета не более 510 мм. Если выход находится над крылом, высота порога снаружи самолета не должна превышать 685 мм.

(4) Тип IV. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 485 мм и высотой не менее 660 мм с радиусами закругления углов не более 160 мм. Выход типа IV должен располагаться над крылом и иметь высоту порога внутри самолета не более 735 мм и снаружи самолета не более 915 мм.

(5) Подфюзеляжный выход. Выход этого типа является выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и обшивку нижней части фюзеляжа. Размеры и физическая конфигурация выхода этого типа должны обеспечивать, как минимум, такую же скорость покидания, как и выход типа I (при нахождении самолета на земле в нормальном положении с выпущенным шасси).

(6) Выход в хвостовой части фюзеляжа. Выход этого типа является задним выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и открываемый конус фюзеляжа за герметичной перегородкой. Средства открытия хвостового конуса должны быть простыми и очевидными для использования и должны требовать выполнения только одной операции.

(7) Тип А. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 1070 мм и высотой не менее 1830 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм.

(8) Тип В. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 813 мм и высотой не менее 1830 мм с радиусом закругления углов не более 152 мм.

(9) Тип С. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 762 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусом закругления углов не более 254 мм.

(b) Высота порога. Применительно к настоящему параграфу, высота порога снаружи самолета означает фактическое расстояние между нижней кромкой требуемого проема и пригодной для использования опорой для ног, выступающей из фюзеляжа и достаточно большой, чтобы ее можно было эффективно использовать, не отыскивая взглядом или на ощупь.

(c) Выходы больших размеров. Могут быть использованы проемы больших размеров, чем установленные в настоящем параграфе, независимо от того, прямоугольной они формы или нет, если установленный прямоугольный проем может быть вписан в этот проем и основание вписанного прямоугольного проема соответствует требованиям по установленным высотам порога внутри и снаружи самолета.

(d) Асимметрия. Аварийные выходы в каждой паре выходов не обязательно должны располагаться диаметрально друг против друга или иметь одинаковые размеры, однако количество пассажирских мест, допускаемое согласно пункту (g) настоящего параграфа, основано на меньшем из двух выходов.

(e) Распределение. Аварийные выходы должны быть распределены так равномерно, как это практически возможно, учитывая распределение пассажирских кресел.

(f) Расположение.

(1) Каждый требуемый аварийный выход для пассажиров должен быть доступен для них и расположен там, где он будет наиболее эффективным средством для эвакуации пассажиров.

(2) Если предписано наличие только одного аварийного выхода на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и на самолете не предусмотрен аварийный выход в хвостовой части фюзеляжа или подфюзеляжный аварийный выход, то выход на уровне пола должен быть расположен в задней части пассажирской кабины, если только другое его расположение не послужит более эффективным средством эвакуации пассажиров.

(3) Если предписано наличие более одного аварийного выхода на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и самолет не имеет грузопассажирской конфигурации, то на каждом борту должно быть расположено, по крайней мере, по одному аварийному выходу на уровне пола около каждого конца пассажирской кабины.

(4) На самолете, на котором требуется наличие более одного аварийного выхода для пассажиров на каждом борту фюзеляжа, ни один из аварийных выходов для пассажиров не должен находиться на расстоянии более 18,3 м от любого расположенного рядом аварийного выхода для пассажиров на том же борту этой же палубы фюзеляжа при измерении параллельно продольной оси самолета между ближайшими кромками выходов.

(g) Требуемые типы и количество выходов. Максимально допустимое количество пассажирских мест зависит от типа и количества аварийных выходов, предусмотренных на каждом борту фюзеляжа. За исключением ограничений, приведенных ниже в пунктах (g)(1) - (g)(9) данного параграфа, максимальное количество пассажирских мест, допустимое для каждого аварийного выхода конкретного типа, который предусмотрен на каждом борту фюзеляжа, определяется следующим:

Тип выхода	Допустимое количество пассажирских мест
Тип А	110
Тип B	75
Тип С	55
Тип I	45
Тип II	40
Тип III	35
Тип IV	9

(1) При количестве пассажирских мест от 1 до 9 на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один аварийный выход типа IV или больший надкрыльевой аварийный выход или, если надкрыльевые аварийные выходы не предусмотрены, то на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один аварийный выход, размеры которого соответствуют минимальным размерам выхода типа III.

(2) При количестве пассажирских мест более 9 каждый аварийный выход должен быть типа III или большим аварийным выходом.

(3) При количестве пассажирских мест от 10 до 19 на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один выход типа III или больший аварийный выход.

(4) При количестве пассажирских мест от 20 до 40 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере два аварийных выхода, один из которых должен быть типа II или большим аварийным выходом.

(5) При количестве пассажирских мест от 41 до 110 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два аварийных выхода, один из которых должен быть типа I или большим аварийным выходом.

(6) При количестве пассажирских мест более 110 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два аварийных выхода типа I или больших аварийных выхода.

(7) Для всех аварийных выходов типа III допускается в целом, как максимум, 70 пассажирских кресел, а для двух аварийных выходов типа III на каждом борту фюзеляжа, которые разделены более чем тремя рядами пассажирских кресел, допускается в целом, как максимум, 65 пассажирских кресел.

(8) Если предусмотрены аварийные выходы типа А, В или С, то на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два выхода типа С или больших аварийных выхода.

(9) Если для пассажиров предусмотрен подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа и этот выход обеспечивает, как минимум, такую же скорость покидания, как и выход типа III при нахождении самолета в наиболее неблагоприятном для открытия выхода положении, обусловленном поломкой одной или более стоек шасси, то может быть допущено увеличение количества пассажирских мест в соответствии со следующим:

(i) для подфюзеляжного выхода - 12 дополнительных пассажирских мест;

(ii) для выхода в хвостовой части фюзеляжа с проемом в герметичной перегородке на уровне пола шириной не менее 510 мм и высотой не менее 1525 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм, оснащенного одобренным вспомогательным средством в соответствии с 25.810(а) - 25 дополнительных пассажирских мест;

(iii) для выхода в хвостовой части фюзеляжа с проемом в герметичной перегородке, который, как минимум, эквивалентен аварийному выходу типа III по размерам и высоте порога внутри и снаружи и верхняя кромка которого находится на высоте не менее 1420 мм от пола пассажирской кабины - 15 дополнительных пассажирских мест.

(h) Другие выходы. Следующие аварийные выходы также должны соответствовать применимым требованиям параграфов 25.809 - 25.812 и быть легкодоступными:

(1) Каждый аварийный выход в пассажирской кабине, предусмотренный сверх минимально требуемого количества аварийных выходов.

(2) Любой другой выход или дверь на уровне пола, которые доступны из пассажирской кабины и имеют такие же размеры, как и выход типа II, или большие размеры, но ширину менее 1170 мм.

(3) Любой другой подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа для пассажиров.

(i) Аварийные выходы для пассажиров при вынужденной посадке на воду. Независимо от того, запрашивается ли сертификат на обеспечение вынужденной посадки на воду или нет, должны быть предусмотрены аварийные выходы, используемые при аварийном приводнении и соответствующие следующим требованиям:

(1) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее, за исключением кресел пилотов, один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа IV.

(2) На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа III на каждый блок (или часть блока) из 35 пассажирских мест, но не менее двух таких выходов в пассажирской кабине: по одному на каждом борту самолета.

Отношение количества пассажирских мест к количеству выходов может быть увеличено, если показано, что за счет использования выходов большего размера или других средств обеспечена возможность улучшения условий эвакуации при аварийном приводнении.

(3) Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше ватерлинии, то они должны быть заменены равным количеством легкодоступных верхних люков размерами не менее размеров выхода типа III, кроме самолетов с количеством пассажирских мест 35 или менее, за исключением кресел пилотов, на которых два требуемых бортовых выхода типа III могут быть заменены только одним верхним люком.

(j) Аварийные выходы для летного экипажа. На самолетах, на которых расположение аварийных выходов для пассажиров относительно зоны размещения летного экипажа не обеспечивает удобные и легкодоступные средства эвакуации, и на всех самолетах с количеством пассажирских мест более 20, выходы для летного экипажа должны быть расположены в зоне размещения летного экипажа. Такие выходы должны быть достаточных размеров и располагаться так, чтобы обеспечивалась быстрая эвакуация экипажа. На каждом борту самолета должно быть предусмотрено по одному выходу или, как альтернатива, должен быть предусмотрен верхний люк. Каждый выход должен представлять собой беспрепятственный прямоугольный проем размерами не менее 485х510 мм, если достаточная приемлемость выхода не может быть продемонстрирована типичным членом экипажа.

25.809. Устройство аварийных выходов

(a) Каждый аварийный выход, включая каждый аварийный выход лётного экипажа, должен представлять собой подвижную дверь или крышку люка в наружных стенках фюзеляжа, обеспечивающую беспрепятственный выход наружу. Кроме того, каждый аварийный выход должен иметь средство, обеспечивающее обзор условий снаружи закрытого выхода. Средство обзора должно быть расположено на выходе или рядом с ним при условии отсутствия препятствий между выходом и средством обзора. Средство также должно обеспечивать осмотр зоны на земле, с которой возможен контакт эвакуирующихся людей, при всех условиях её освещения, как при выпущенном шасси, так и при всех вариантах поломки шасси.

(b) Каждый аварийный выход должен открываться изнутри и снаружи, за исключением аварийных выходов в виде сдвижных форточек в зоне размещения летного экипажа, которые не обязательно должны открываться снаружи, если другие одобренные выходы обеспечивают удобный и легкий доступ в зону размещения летного экипажа. Должна быть обеспечена возможность открытия каждого аварийного выхода при отсутствии деформации фюзеляжа:

(1) При нахождении самолета на земле в нормальном положении и в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси;

(2) В интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия до момента полного открытия выхода; и

(3) Даже при возможном скоплении людей у двери внутри самолета.

(c) Средства открытия аварийных выходов должны быть простыми и очевидными для использования, не требовать приложения чрезмерных усилий и должны быть расположены и маркированы так, чтобы их можно было легко найти и привести в действие даже в темноте.

На аварийных выходах летного экипажа могут быть использованы внутренние средства открытия, требующие выполнения последовательных действий (таких, как действия с двумя ручками или замками, или освобождение предохранительных стопоров), если можно установить приемлемым образом, что эти устройства просты и очевидны для использования членами экипажа, подготовленными к их использованию.

(d) Если основной системой управления более чем одним выходом в аварийной ситуации является единый силовой привод или единая силовая система, то в случае отказа основной системы каждый выход должен удовлетворять требованиям пункта (b) данного параграфа. Приемлемо управление выходом вручную (в случае отказа основной системы).

(e) Соответствие каждого аварийного выхода требованиям пунктов (b) и (с) данного параграфа должно быть показано испытаниями или сочетанием анализа и испытаний.

(f) Каждая наружная дверь должна быть расположена там, где люди, пользующиеся ею, не подвергались опасности от воздушных винтов при соблюдении соответствующих правил эксплуатации.

(g) Должно быть обеспечено сведение к минимуму вероятности заклинивания аварийных выходов в результате деформации фюзеляжа при аварийной посадке самолета.

(h) Если требуется правилами эксплуатации, на любом турбореактивном самолете, перевозящем пассажиров, каждый подфюзеляжный выход и выход в хвостовой части фюзеляжа должны быть:

(1) Спроектированы и изготовлены так, чтобы они не могли быть открыты во время полета; и

(2) Маркированы трафаретом, удобочитаемым с расстояния 760 мм и размещенным в заметном месте около средств открытия выхода, который уведомляет, что выход спроектирован и изготовлен так, что не может быть открыт в полете.

(i) Каждый аварийный выход должен иметь средство фиксации в открытом положении после его открытия в аварийной ситуации. Средство не должно требовать отдельного действия для фиксации открытого выхода и должно обеспечивать расфиксацию выхода от целенаправленного действия человека.

25.810. Вспомогательные средства и пути аварийного покидания

(a) Каждый ненадкрыльевой выход типа А, В или С и любой другой ненадкрыльевой выход сухопутного самолета, расположенный на высоте более 1830 мм над землей при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси, должны быть оснащены одобренными средствами, помогающими людям спускаться на землю.

(1) Вспомогательными средствами для каждого аварийного выхода для пассажиров должны быть самоподдерживающийся аварийный трап или эквивалентное средство; при этом для выходов типа А или В они должны выдерживать два параллельных потока одновременно эвакуирующихся людей. Кроме того, вспомогательные средства должны быть рассчитаны на выполнение следующих требований:

(i) они должны автоматически вводиться в действие, причем ввод в действие должен начинаться в интервале времени с момента приведения в действие средств открытия выхода изнутри самолета до момента полного открытия выхода. Однако каждый аварийный выход для пассажиров, который является также входной пассажирской или служебной дверью, должен быть оснащен средствами, предотвращающими ввод в действие вспомогательных средств при открытии выхода изнутри или снаружи при нормальном использовании в неаварийных условиях;

(ii) за исключением вспомогательных средств, установленных на выходах типа С, они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 6 с после начала ввода их в действие. Вспомогательные средства, установленные на выходах типа С, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выхода;

(iii) после полного ввода в действие они должны иметь такую длину, чтобы нижний конец самостоятельно опирался на землю и чтобы обеспечивалась безопасная эвакуация людей на землю при поломке одной или более стоек шасси;

(iv) они должны обладать способностью вводиться в действие и после полного ввода в действие оставаться пригодными (с помощью только одного человека) для безопасной эвакуации людей на землю при ветре 13 м/с, направленном под наиболее критическим углом;

(v) для каждой установки системы (смонтированной на макете или самолете) должно быть выполнено пять безотказных последовательных экспериментов по вводу в действие и наполнению (для каждого выхода), причем, как минимум, три эксперимента в каждой такой серии должны быть выполнены с использованием одного типового образца устройства. Типовые устройства должны быть введены в действие и наполнены основными средствами системы после воздействия инерционных сил, установленных в 25.561(b). Если в процессе требуемых испытаний откажет или не будет нормально функционировать любая часть системы, то причина отказа или неисправности должна быть устранена надежным способом и затем снова выполнена серия из пяти безотказных последовательных экспериментов по вводу в действие и наполнению.

(2) Вспомогательными средствами для аварийных выходов летного экипажа могут быть канат или любые другие средства, продемонстрировавшие пригодность для этого назначения. Если вспомогательным средством является канат или, одобренное устройство, эквивалентное канату, они должны:

(i) крепиться к конструкции фюзеляжа на верхней части проема аварийного выхода или над ней, или, для аварийных выходов в виде форточек пилотов, в другом одобренном месте, если сложенное устройство или его крепление снижают обзор пилотам в полете;

(ii) выдерживать (вместе с креплением) статическую нагрузку 180 кгс.

(b) Для каждого аварийного выхода для пассажиров типа А или В, расположенного над крылом и имеющего порог, требуются вспомогательные средства для спуска из кабины на крыло, если не может быть показано, что выход без вспомогательных средств обеспечивает скорость покидания, по крайней мере, такую же, как и выход этого же типа, расположенный не над крылом. В случае установки вспомогательных средств на аварийных выходах типа С они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выходов. На всех выходах остальных типов они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 6 с от момента начала введения их в действие.

(c) От каждого надкрыльевого аварийного выхода должны быть установлены пути покидания с нескользким покрытием (за исключением поверхностей закрылков, пригодных для соскальзывания). Если не предусмотрены средства упорядочения потока эвакуирующихся, то:

(1) Ширина пути покидания от аварийных выходов типа А или В для пассажиров или от любого общего пути покидания от двух аварийных выходов для пассажиров типа III должна быть не менее 1070 мм и от всех других аварийных выходов для пассажиров не менее 610 мм; и

(2) Поверхность пути покидания должна иметь отражательную способность не менее 80% и должна быть обозначена маркировкой с отношением контрастностей поверхности и маркировки не менее 5:1.

(d) Должны быть предусмотрены средства, помогающие эвакуирующимся спуститься на землю из всех выходов типа С, расположенных над крылом, и из всех выходов других типов, если место на конструкции самолета, на котором заканчивается путь покидания, требуемый в пункте (с) данного параграфа, находится на высоте более 1830 мм над землей при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.

(1) Если путь покидания проходит по закрылку, то высота расположения его задней кромки должна быть измерена при взлетном или посадочном положении в зависимости от того, при каком положении высота над землей больше.

(2) Вспомогательные средства должны быть пригодны для использования и самостоятельно поддерживаться при поломке одной или более стоек шасси и при ветре 13 м/с, направленном под наиболее критическим углом.

(3) Вспомогательные средства, предусмотренные для каждого пути покидания, ведущего от аварийного выхода типа А или В, должны обеспечивать два параллельных потока одновременно эвакуирующихся людей, а вспомогательные средства, ведущие от всех выходов других типов, должны выдерживать столько параллельных потоков эвакуирующихся, сколько требуют пути покидания.

(4) Вспомогательные средства, предусмотренные для каждого пути покидания, который ведет от выхода типа С, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выхода, а вспомогательные средства, предусмотренные для всех выходов других типов, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие системы их установки в рабочее положение.

(e) Если на входной двери для пассажиров, которая классифицируется как аварийный выход для пассажиров, установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован так, чтобы эффективность аварийного покидания самолёта пассажирами не снижалась при следующих условиях:

(1) После воздействия на дверь, встроенный трап и приводной механизм инерционных нагрузок, установленных в 25.561(b)(3), действующих раздельно относительно окружающей конструкции.

(2) При нахождении самолёта на земле в нормальном положении и в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.

25.811. Маркировка аварийных выходов

(a) Каждый аварийный выход для пассажиров, средства подхода к нему и средства его открытия должны иметь хорошо различимую маркировку.

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

(d) Расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должно быть обозначено табло, видным людям при приближении по основному продольному проходу для пассажиров (или проходам). Должны быть:

(1) Табло расположения аварийного выхода для пассажиров над проходом (или проходами) около каждого аварийного выхода для пассажиров или в другом месте наверху, если это более практично из-за малой высоты кабины, но одно табло может служить для более чем одного выхода, если каждый выход может быть хорошо виден от табло.

(2) Маркировочное табло аварийного выхода для пассажиров рядом с каждым аварийным выходом для пассажиров, но одно табло может служить для двух таких выходов, если оба выхода могут быть хорошо видны от табло; и

(3) Табло на каждой переборке или перегородке, препятствующей обзору вперед и назад вдоль пассажирской кабины, для указания аварийных выходов, находящихся за переборкой или перегородкой и закрытых ими, но если это невозможно, то табло может быть расположено в другом подходящем месте.

(e) Расположение рукоятки управления и инструкции по открытию выходов изнутри самолета должны быть обозначены следующим образом:

(1) Каждый аварийный выход для пассажиров должен иметь маркировку на выходе или около него, которая удобочитаема с расстояния 760 мм.

(2) Рукоятка управления каждым аварийным выходом для пассажиров типа А, В, С или типа I должна быть:

(i) самосветящейся с начальной яркостью не менее 0,5 ; или

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

(3) [Зарезервирован].

(4) Каждый аварийный выход для пассажиров типа A, В, С, I или II с запирающим механизмом, открываемым вращательным движением рукоятки, должен быть маркирован:

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

(ii) так, чтобы осевая линия рукоятки выхода находилась на расстоянии 25 мм от острия стрелки после того, как рукоятка будет полностью повернута и откроет запирающий механизм; и

(iii) надписью "Открыто", написанной буквами красного цвета высотой 25 мм горизонтально около острия стрелки.

(f) Каждый аварийный выход, который должен открываться снаружи, и средства его открытия должны быть маркированы снаружи самолета. Кроме того:

(1) Наружная маркировка каждого аварийного выхода для пассажиров на борту фюзеляжа должна иметь цветную полосу шириной 50 мм, окантовывающую выход.

(2) Каждая наружная маркировка, включая полосу, должна быть контрастного цвета для легкого ее отличия от окружающей поверхности фюзеляжа. Контраст должен быть таким, чтобы при отражательной способности более темного цвета 15% или менее, отражательная способность более светлого цвета была не менее 45%. Отражательной способностью является отношение светового потока, отраженного телом, к световому потоку, воспринимаемому телом. Если отражательная способность более темного цвета превышает 15%, то должна быть обеспечена разница, как минимум, в 30% между этой отражательной способностью и отражательной способностью более светлого цвета.

(3) На других выходах, отличающихся от выходов на бортах фюзеляжа, таких, как подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа, наружные средства открытия, в том числе инструкции, если они предусмотрены, должны быть четко маркированы красной или ярко-желтой краской, если цвет фона такой, что красный цвет не различается. Если средства открытия расположены только на одной стороне фюзеляжа, то на другой стороне должна быть предусмотрена хорошо заметная маркировка с указанием этой особенности.

(g) В надписи на каждом табло, требуемом пунктом (d) данного параграфа, может быть использовано слово "Выход" вместо термина "Аварийный выход".

(а*) Маркировка аварийных выходов должна быть выполнена на двух языках - на языке государства эксплуатанта ВС и английском.

25.812. Аварийное освещение

(a) Должна быть установлена система аварийного освещения, не зависящая от основной системы освещения. Однако источники общего освещения кабины могут быть общими для обеих систем - аварийной и основной, если энергоснабжение системы аварийного освещения не зависит от энергоснабжения основной системы освещения. Система аварийного освещения должна включать в себя:

(1) Освещаемые табло расположения и маркировки аварийных выходов, источники общего освещения кабины, внутреннее освещение зон аварийных выходов и расположенную вблизи пола маркировку пути покидания.

(2) Наружное аварийное освещение.

(b) Табло аварийных выходов:

(1) На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, должны удовлетворять следующим требованиям:

(i) каждое табло расположения аварийного выхода для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(1), и каждое маркировочное табло аварийного выхода для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(2), должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 мм на освещенном белом фоне и должны иметь площадь не менее 135 без букв. Соотношение контрастностей между освещенным фоном и буквами должно быть не менее 10:1. Отношение высоты букв к толщине линий не более 7:1, но не менее 6:1. Эти табло должны иметь внутреннее электрическое освещение с яркостью фона не менее 85 и равномерностью свечения фона не более 3:1;

(ii) каждое табло указания аварийных выходов для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(3), должно иметь надпись буквами красного цвета высотой не менее 38 мм на белом фоне, имеющем площадь не менее 135 без букв. Эти табло должны иметь внутреннее электрическое освещение или быть самосветящимися за счет неэлектрических средств и должны иметь начальную яркость не менее 1,3 . Цвета могут быть изменены на противоположные, если табло являются самосветящимися за счет неэлектрических средств.

(2) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее, за исключением кресел пилотов, табло, требуемые в 25.811(d)(1), (2) и (3), должны иметь надпись буквами красного цвета высотой не менее 25 мм на белом фоне высотой не менее 50 мм. Эти табло могут иметь внутреннее электрическое освещение или быть самосветящимися за счет неэлектрических средств с начальной яркостью не менее 0,5 . Цвета могут быть изменены на противоположные, если табло является самосветящимся за счет неэлектрических средств.

(c) Должно быть обеспечено такое общее освещение пассажирской кабины, чтобы средний уровень освещенности был не менее 0,55 лк при измерении вдоль оси основного(ых) продольного(ых) прохода(ов) для пассажиров и поперечного(ых) прохода(ов) между основными проходами на высоте подлокотников кресел с интервалами 1000 мм и чтобы уровень освещенности был не менее 0,1 лк внутри каждого интервала в 1000 мм. Основным(и) проходом(ами) для пассажиров считается(ются) проход(ы), проходящий(е) вдоль фюзеляжа от наиболее переднего аварийного выхода для пассажиров или кресла в кабине, в зависимости от того, что расположено наиболее впереди, до наиболее заднего аварийного выхода для пассажиров или кресла в кабине, в зависимости от того, что расположено наиболее позади.

(d) Должно быть обеспечено освещение пола прохода для пассажиров, ведущего к каждому аварийному выходу для пассажиров на уровне пола, между основными проходами и проемами выходов не менее 0,22 лк при измерении по линии, параллельной полу на высоте 150 мм от него и проходящей по центру пути эвакуации пассажиров.

(e) Расположенная вблизи пола маркировка пути аварийного покидания должна служить ориентиром для пассажиров при аварийной эвакуации, когда все источники освещения на высоте более 1220 мм от пола прохода в кабине полностью затемнены. В условиях ночной темноты расположенная вблизи пола маркировка пути аварийного покидания должна давать каждому пассажиру возможность:

(1) После оставления пассажирского кресла визуально идентифицировать путь аварийного покидания вдоль пола прохода в кабине до первых выходов или пары выходов впереди и позади кресла; и

(2) Легко обнаруживать каждый выход от пути аварийного покидания, ориентируясь только на маркировки и визуальные признаки на высоте не более 1220 мм от пола кабины.

(f) За исключением подсистем, которые предусмотрены в соответствии с пунктом (h) данного параграфа, служат для не более чем одного вспомогательного средства, не зависят от основной системы аварийного освещения самолета и автоматически приводятся в действие при установке вспомогательного средства в рабочее положение, система аварийного освещения должна быть рассчитана на следующее:

(1) Лампы должны включаться вручную с рабочего места летного экипажа и с такого места в пассажирской кабине, которое легкодоступно с обычного кресла бортпроводника.

(2) Для летного экипажа должна быть предусмотрена сигнальная лампа, которая загорается, когда питание на самолете включено, а управляющее устройство системы аварийного освещения не взведено.

(3) Управляющее устройство в кабине экипажа должно иметь положения "Включено", "Выключено" и "Взведено" для того, чтобы после взведения в кабине экипажа или включения либо в кабине экипажа, либо с рабочего места бортпроводника лампы, либо загорались, либо продолжали гореть при прерывании нормального электроснабжения на самолете (за исключением прерывания, вызванного поперечным вертикальным разделением фюзеляжа при посадке с аварией). Должны быть предусмотрены средства для предотвращения непреднамеренного переключения управляющего устройства из положений "Взведено" или "Включено".

(g) Должно быть предусмотрено следующее наружное аварийное освещение:

(1) На каждом надкрыльевом аварийном выходе освещенность должна составлять:

(i) не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на площади 0,186 , на которую эвакуирующийся, вероятно, сделает первый шаг вне кабины;

(ii) не менее 0,55 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на ширине не менее 1070 мм для надкрыльевого аварийного выхода Типа А и 610 мм для других надкрыльевых аварийных выходов вдоль 30% нескользкой части пути покидания, требуемого в 25.810(с), которая наиболее удалена от выхода; и

(iii) не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся, используя установленный путь покидания, сделает первый шаг, при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.

(2) На каждом ненадкрыльевом аварийном выходе, для которого согласно 25.810(a) не требуются вспомогательные средства для спуска на землю, освещенность должна быть не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся, вероятно, сделает первый шаг вне кабины, при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.

(h) Средства, требуемые в 25.810(a) и (d), для облегчения спуска людей на землю, должны быть освещены так, чтобы установленные в рабочее положение вспомогательные средства были видны из самолета.

(1) Если вспомогательные средства освещаются системой наружного аварийного освещения, то она должна обеспечивать освещенность не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательных средств, установленных в рабочее положение, с помощью которых эвакуирующийся, используя установленный путь покидания, сделает первый шаг на землю, при нахождении самолета в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.

(2) Если подсистема аварийного освещения, освещающая вспомогательные средства, не обслуживает другие вспомогательные средства, не зависит от основной системы аварийного освещения самолета и автоматически приводится в действие при установке вспомогательных средств в рабочее положение, то осветительные средства:

(i) должны сохранять расчетные характеристики в уложенном состоянии; и

(ii) должны обеспечивать освещенность не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательных средств, установленных в рабочее положение, с помощью которых эвакуирующийся сделает первый шаг на землю, при нахождении самолета в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.

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

(j) Если для энергоснабжения системы аварийного освещения используются аккумуляторные батареи, то они могут подзаряжаться от основной системы электропитания самолета, если зарядная цепь спроектирована так, что предотвращается возможность случайной разрядки батарей при неисправностях зарядной цепи.

(k) Элементы системы аварийного освещения (включая аккумуляторы, проводку, реле, лампы и переключатели) должны нормально работать после воздействия инерционных сил, указанных в 25.561(b).

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

(1) Выходило из строя не более 25% всех электрических аварийных ламп, требуемых данным параграфом, в дополнение к тем лампам, которые непосредственно повреждены при разрыве.

(2) Оставалось работоспособным каждое электрически освещаемое табло выхода, требуемое в 25.811(d)(2), кроме непосредственно поврежденных при разрыве; и

(3) Оставалась работоспособной, как минимум, одна из требуемых ламп наружного аварийного освещения на каждом борту фюзеляжа, кроме непосредственно поврежденных при разрыве.

25.813. Подход к аварийным выходам

Каждый требуемый аварийный выход должен быть доступен для пассажиров и расположен там, где он будет служить эффективным средством эвакуации. Распределение аварийных выходов должно быть, по возможности, равномерным, учитывая размещение пассажиров, однако не требуется, чтобы размеры и расположение выходов на обоих бортах кабины были симметричными.

Если предписан только один выход на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и самолет не имеет аварийного выхода в хвостовой части фюзеляжа или подфюзеляжного аварийного выхода, то выход на уровне пола должен располагаться в задней части пассажирской кабины, если только другое расположение не послужит более эффективным средством эвакуации пассажиров.

Если на каждом борту предписано более одного выхода на уровне пола, то, по крайней мере, по одному выходу на уровне пола с каждого борта фюзеляжа должно быть расположено около каждого конца кабины; это требование не относится к грузопассажирским конфигурациям.

Кроме того:

(а) Должны быть предусмотрены проходы, ведущие от ближайшего основного продольного прохода к каждому аварийному выходу типа A, В, С, I или II, и между отдельными пассажирскими отсеками. Каждый проход, ведущий к выходу типа А или В, должен быть беспрепятственным и иметь ширину не менее 915 мм. Проходы между отдельными пассажирскими отсеками и проходы, ведущие к аварийным выходам типа I, II или С, должны быть беспрепятственными и иметь ширину не менее 510 мм.

Если не предусмотрено два или более основных продольных проходов, то каждый выход типа А или В должен быть расположен так, чтобы пассажиры перемещались к этому выходу как спереди, так и сзади. Если предусмотрено два или более основных продольных проходов, то должны быть беспрепятственные поперечные проходы шириной не менее 510 мм между основными продольными проходами. Должны быть:

(1) Поперечный проход, ведущий непосредственно к каждому проходу между ближайшим основным продольным проходом и выходом типа А или В; и

(2) Поперечный проход, ведущий к непосредственной близости к каждому проходу между ближайшим основным продольным проходом и выходом типа I, II или III, за исключением случая, когда два выхода типа III расположены друг за другом в пределах трех рядов пассажирских кресел, для которого может быть использован один поперечный проход, если он ведет к близости между проходами от ближайшего продольного прохода к каждому выходу.

(b) Должно быть предусмотрено достаточное пространство, чтобы член(ны) экипажа мог(ли) оказывать помощь пассажирам при эвакуации, с соблюдением следующих требований:

(1) Каждое вспомогательное пространство должно представлять прямоугольник на полу кабины и иметь достаточные размеры, чтобы член экипажа, стоя прямо, мог оказывать эффективную помощь эвакуирующимся. Вспомогательное пространство не должно уменьшать беспрепятственную ширину прохода для пассажиров ниже требуемой для выхода.

(2) Для каждого выхода типа А или В вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с обеих сторон выхода, независимо от того, требуется или нет оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(а).

(3) Для каждого выхода типа С, I или II на самолётах с количеством пассажирских мест более 80 вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с одной стороны прохода для пассажиров, независимо от того, требуется или нет оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(а).

(4) Для каждого выхода типа С, I или II вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с одной стороны прохода для пассажиров, если требуется оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(а).

(5) Для любого выхода в хвостовой части фюзеляжа, который классифицируется на 25 дополнительных пассажирских мест в соответствии с положениями 25.807(g)(9)(ii), должно быть предусмотрено вспомогательное пространство, если требуется оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(а).

(6) На каждом вспомогательном пространстве должны быть предусмотрены ручка или ручки, расположенные так, чтобы член экипажа, пользуясь ими, мог сохранять устойчивое положение при:

(i) приведении в действие вспомогательного средства вручную (если это необходимо) и

(ii) оказании помощи пассажирам в процессе эвакуации.

(с) Для каждого аварийного выхода типа III или IV:

(1) Должен быть обеспечен подход от ближайшего продольного прохода к каждому выходу. Кроме того, на самолетах с количеством пассажирских мест 60 или более для каждого аварийного выхода типа III;

(i) за исключением, указанным в пункте (с)(1)(ii) данного параграфа, подход должен быть обеспечен посредством беспрепятственного прохода шириной не менее 255 мм для компоновки, в которой ближайшие ряды кресел в проходе со стороны выхода имеют не более двух кресел, или шириной не менее 510 мм для компоновки, в которой эти ряды имеют три кресла. Ширина прохода должна измеряться при отклонении ближайших к выходу кресел в наиболее неблагоприятное положение. Осевая линия прохода требуемой ширины не должна быть смещена более чем на 125 мм по горизонтали относительно осевой линии выхода;

(ii) вместо одного прохода шириной 255 или 510 мм могут быть обеспечены два прохода только между рядами кресел, которые должны быть шириной не менее 155 мм и вести к свободному пространству непосредственно около каждого выхода. (Смежные выходы не должны иметь общего прохода). Ширина прохода должна измеряться при отклонении ближайших к выходу кресел в наиболее неблагоприятное положение. Свободное пространство, примыкающее к выходу, должно простираться по вертикали от пола до потолка (или нижней поверхности боковых багажных полок) на расстоянии от выхода внутрь кабины, не меньшее, чем ширина самого узкого пассажирского кресла, установленного на самолете, а по горизонтали - между внешними кромками обоих проходов. Проем выхода должен быть полностью в пределах передней и задней границ свободного пространства.

(2) В дополнение к обеспечению подхода:

(i) на самолетах с количеством пассажирских мест 20 или более проекция проема предусмотренного выхода должна быть беспрепятственной и должно быть исключено влияние на открытие выхода кресел, спальных мест или других выступающих элементов (в том числе любых спинок кресел в наиболее неблагоприятном положении) на расстоянии от выхода, не меньшем, чем ширина самого узкого пассажирского кресла, установленного на самолете;

(ii) на самолетах с количеством пассажирских мест 19 или менее в этой зоне могут находиться небольшие препятствия, если имеются компенсирующие факторы для сохранения эффективности выхода.

(3) Для каждого выхода типа III, независимо от пассажировместимости самолета, должны быть предусмотрены трафареты, которые:

(i) должны быть удобочитаемыми для всех людей, сидящих рядом и лицом к проходу до выхода;

(ii) должны точно указывать или иллюстрировать правильный способ открытия выхода, включая использование захватов для рук; и

(iii) если выход является люком со съемной крышкой, должны указывать массу крышки и устанавливать соответствующее место размещения крышки после снятия.

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

(e) Между любым пассажирским креслом, занимаемым на взлёте и посадке, и любым аварийным выходом для пассажиров не может быть установлена дверь, такая, как дверь, пересекающая любой путь аварийного покидания самолёта (включая продольные, поперечные проходы, проходы к выходам).

(f) Если необходимо пройти через дверной проём, отделяющий любое кресло члена экипажа (исключая кресла в кабине экипажа), занимаемое при взлёте и посадке, от любого аварийного выхода, то дверь должна иметь средства её фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать нагрузки при воздействии на дверь расчётных инерционных сил относительно окружающей конструкции, указанных в 25.561(b).

25.815. Ширина продольного прохода

Ширина продольного прохода в любой точке между креслами должна быть равна (или превосходить) значениям, указанным в таблице.

Количество пассажирских мест	Минимальная ширина прохода для пассажиров, мм
Количество пассажирских мест	на высоте от пола менее 635 мм	на высоте от пола 635 мм и более
10 или менее*	305*	380
11 19	305	508
20 или более	380	508

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

* Может быть одобрен более узкий проход, но не менее 230 мм, если будут проведены достаточные испытания, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.

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

25.817. Максимальное количество кресел в ряду

На самолетах, имеющих только один продольный проход для пассажиров, в любом одном ряду с каждой стороны прохода должно быть установлено не более трех кресел.

25.819. Служебные помещения нижней палубы (в том числе буфеты)

На самолеты со служебным помещением, расположенным ниже основной палубы, которое может быть занято людьми в процессе руления или полета, но не во время взлета или посадки, распространяется следующее:

(a) Должны быть предусмотрены, как минимум, два маршрута аварийной эвакуации (по одному на каждом конце каждого служебного помещения нижней палубы или два с достаточным разделением в пределах каждого помещения), которые могут быть использованы каждым человеком в служебном помещении нижней палубы для быстрой эвакуации на верхнюю палубу при обычном и аварийном освещении. Маршруты должны обеспечивать эвакуацию недееспособных людей с посторонней помощью. Использование маршрутов эвакуации не может зависеть от любых устройств с приводами.

Маршруты должны быть рассчитаны на минимизацию возможности их блокирования, которое может явиться результатом пожара, механического или конструктивного отказа, или расположения людей в верхней части или рядом с маршрутами покидания. В случае отказа основной системы энергоснабжения самолета или основной системы освещения помещения должно быть автоматически обеспечено аварийное освещение каждого служебного помещения нижней палубы.

(b) Должны быть предусмотрены средства двухсторонней речевой связи между кабиной летного экипажа и каждым служебным помещением нижней палубы, которые остаются работоспособными после выхода из строя основной системы электроснабжения.

(c) Должна быть предусмотрена система аварийного звукового предупреждения, слышимая в нормальных и аварийных условиях, позволяющая членам экипажа в кабине экипажа и около каждого требуемого аварийного выхода на уровне пола предупреждать людей в каждом служебном помещении об аварийной ситуации.

(d) Должны быть предусмотрены средства, легко обнаруживаемые людьми в каждом служебном помещении нижней палубы, которые уведомляют, когда ремни кресел должны быть застегнуты.

(e) Если на самолете установлена система оповещения пассажиров, то в каждом служебном помещении нижней палубы должны быть установлены динамики.

(f) Для каждого человека, допущенного в служебное помещение нижней палубы, должно быть предусмотрено кресло, установленное по направлению или против направления полета, которое удовлетворяет требованиям 25.785(d) и должно выдерживать с сидящим человеком максимальные нагрузки в полете.

(g) Каждая приводная лифтовая система, установленная между служебным помещением нижней палубы и верхней палубой для перевозки людей или оборудования, или их вместе, должна удовлетворять следующим требованиям:

(1) Каждый переключатель управления лифтом снаружи лифта, за исключением кнопок аварийной остановки, должен быть спроектирован так, чтобы предотвращалось приведение лифта в действие, если дверь лифта или люк, требуемый пунктом (g)(3) данного параграфа, или они оба открыты.

(2) Внутри лифта и на каждом входе в лифт должна быть установлена кнопка аварийной остановки, которая при нажатии немедленно останавливает лифт.

(3) Должен быть предусмотрен люк, который может быть использован для эвакуации людей из лифта и открывается изнутри и снаружи лифта без инструмента при нахождении лифта в любом положении.

25.820. Двери туалетов

Все двери туалетов должны быть спроектированы так, чтобы исключалась возможность блокирования кого-либо в туалете. Если установлен запирающий механизм, то должна быть обеспечена возможность его открытия снаружи без применения специального инструмента.

Вентиляция и отопление

25.831. Вентиляция

(a) Для условий нормальной эксплуатации и для случая любого вероятного отказа какой-либо системы, который будет неблагоприятно влиять на вентиляционный воздух, система вентиляции должна быть спроектирована так, чтобы подавалось достаточное количество незагрязненного воздуха, обеспечивающего возможность членам экипажа выполнять свои обязанности, не испытывая неудобства или усталости, и приемлемый комфорт для пассажиров. Для условий нормальной эксплуатации система вентиляции должна быть спроектирована так, чтобы обеспечивать каждому лицу, находящемуся на борту, подачу воздуха, содержащего по крайней мере 0,28 свежего воздуха в минуту.

(b) Воздух для вентиляции помещений, для экипажа и пассажиров не должен содержать вредных или опасных концентраций газов или паров. Для удовлетворения данных требований должны соблюдаться следующие условия:

(1) Концентрация окиси углерода, превышающая 1 часть на 20000 частей воздуха, считается опасной. При испытаниях может использоваться любой приемлемый метод обнаружения окиси углерода.

(2) Должно быть показано, что концентрация углекислого газа не превышает 0,5% по объему (эквивалент на уровне моря) в помещениях, обычно занимаемых пассажирами или экипажем.

(c) Должны быть предусмотрены меры по обеспечению выполнения условий, указанных в пункте (b) данного параграфа, в случае возможного отказа или повреждения системы вентиляции, отопления, наддува или других систем и оборудования.

(d) Если возможно скопление опасного количества дыма в кабине экипажа, дым должен немедленно удаляться, начиная с включения максимального наддува и с последующим понижением избыточного давления в кабине не ниже безопасных пределов.

(e) За исключением случая, изложенного в пункте (f) настоящего параграфа, должны быть предусмотрены средства, позволяющие лицам, находящимся в указанных ниже кабинах и зонах, регулировать температуру и количество воздуха для вентиляции, подаваемого в их кабину или зону, независимо от температуры и количества воздуха, подаваемого в другие кабины и зоны:

(1) В кабине летного экипажа.

(2) В других помещениях и зонах экипажа, кроме летной кабины, если только эти кабины и зоны не вентилируются путем обмена воздухом с другими кабинами и зонами во всех условиях эксплуатации.

(f) Не требуется предусматривать средства, позволяющие летному экипажу регулировать температуру и количество воздуха для вентиляции, подаваемого в кабину летного экипажа, независимо от температуры и количества воздуха для вентиляции, подаваемого в другие кабины, если соблюдаются все нижеследующие условия:

(1) Общий объем кабин для летного экипажа и пассажиров составляет не более 23 .

(2) Имеются воздухозаборники и каналы для потока воздуха между кабиной летного экипажа и кабинами пассажиров, рассчитанные на обеспечение разности температур в кабинах в пределах 2,7°С и достаточную вентиляцию для лиц, находящихся в этих двух видах кабин.

(3) Регуляторы температуры воздуха и вентиляции доступны для летного экипажа.

(g) [Зарезервирован].

(а*) При прекращении подачи воздуха от половины источников сжатого воздуха (наддува) в случае отказа последних или при выходе из строя половины подсистем системы кондиционирования количество подаваемого воздуха на каждого пассажира должно быть не менее 0,163 .

(b*) Наддув кабины должен осуществляться не менее чем от двух источников сжатого воздуха. При этом система кондиционирования воздуха (СКВ) должна состоять не менее чем из двух независимых подсистем. При выходе из строя одной из них или прекращении подачи воздуха от 50% источников сжатого воздуха температура в кабине не должна падать ниже +5°С и не должна превышать значений, приведенных на графике, в зависимости от времени работы системы после возникновения отказа.

(с*) При отказе 50% источников сжатого воздуха должна обеспечиваться подача его от оставшихся источников ко всем потребителям.

(d*) Содержание других токсичных примесей не должно превышать следующие ПДК (в ):

паров топлива - 300;

паров и аэрозоля минеральных масел - 5;

паров и аэрозолей синтетических масел - 2;

акролеина - 0,2;

фенола - 0,3;

формальдегида - 0,5;

бензола - 5;

трикрезилфосфата - 0,5;

диоктилсебацината - 5;

окислов азота - 5.

(е*) При полете более 4 ч экипажу должен быть обеспечен соответствующий питьевой режим для компенсации влияния снижения относительной влажности воздуха в кабине на работоспособность экипажа.

(f*) Система кондиционирования должна иметь запорные устройства включения и отключения ее от источников сжатого воздуха. Время аварийного отключения системы кондиционирования от источников сжатого воздуха не должно превышать 10 с.

(g*) На всех этапах полета должно обеспечиваться поддержание в кабинах самолета установившейся температуры воздуха в пределах 17 - 25°С. Указанные значения температуры воздуха должны достигаться не более чем через 20 мин после взлета при условии наземной подготовки.

(h*) На земле в ожидаемых условиях эксплуатации при пониженных температурах наружного воздуха СКВ должна обеспечивать температуру воздуха в кабинах не ниже +10°С; при повышенных температурах наружного воздуха (более +33°С) система должна обеспечивать снижение температуры в кабинах на 8°С по сравнению с наружной.

(i*) Температура отдельных поверхностей интерьера, до которых могут дотронуться пассажиры и члены экипажа, не должна превышать +50°С или быть ниже +5°С.

(j*) Температура горячего воздуха, подаваемого на обогрев кабины, на выходе из раздаточных устройств не должна превышать 100°С (рекомендуемое значение 80°С). С этой целью в системе должны быть предусмотрены устройства, исключающие подачу более горячего воздуха.

25.832. Концентрация озона в кабине

(а) Должно быть доказано, что концентрация озона в кабине самолета в полете не превышает:

(1) 0,25 частей на 1000 000 частей воздуха в кабине (по объему), приведенных к условиям, эквивалентным уровню моря, в любое время полета на высоте свыше уровня 320 (9750 м).

(2) 0,10 частей на 1000 000 частей воздуха в кабине (по объему), приведенных к условиям, эквивалентным уровню моря, в средневзвешенной концентрации за любые 3 ч полета на высоте свыше уровня 270 (8250 м).

(b) Применительно к настоящему параграфу "условия, эквивалентные уровню моря" - это температура 25°С и давление 760 мм. рт. ст.

(c) Соответствие требованиям данного параграфа должно быть показано расчетом или испытаниями, основанными на данных об условиях эксплуатации самолета и ограничениях его характеристик, которые покажут, что:

(1) Самолет не может использоваться на высотах, на которых концентрация озона в кабине превосходит пределы, установленные пунктом (a) данного параграфа; или

(2) Система кондиционирования воздуха самолета, включающая любое оборудование для регулирования содержания озона, будет поддерживать концентрацию озона в кабине в пределах, указанных в пункте (a) данного параграфа, или ниже этих пределов.

25.833. Системы отопления на жидком топливе

Обогреватели, работающие на жидком топливе, должны быть утвержденного типа.

Герметичность

25.841. Герметические кабины

(a) Герметические кабины и помещения, предназначенные для экипажа и пассажиров, должны быть оборудованы для обеспечения в кабине на максимальной рабочей высоте самолета при нормальных эксплуатационных условиях давления, эквивалентного высоте не более 2400 м.

(1) Если запрашивается сертификат для полетов на высоте свыше 7600 м, в кабинах самолета должно поддерживаться давление, эквивалентное высоте не более 4500 м, в случае любого вероятного отказа или неисправности системы регулирования давления.

(2) Самолет должен быть спроектирован так, чтобы лица, находящиеся на борту, не подвергались воздействию давления в кабине, соответствующего высотам, которые превышают нижеприведенные значения после разгерметизации вследствие любого отказа, для которого не показано, что он должен быть практически невероятным:

(i) 7 600 м (25 000 футов) - более чем 2 мин; или

(ii) 12 200 м (40 000 футов) - для любого промежутка времени.

(3) При оценке разгерметизации кабины должны быть рассмотрены отказы конструкции самолета, двигателя и систем.

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

(1) Два предохранительных клапана или функционально равноценные им устройства для автоматического ограничения положительного перепада давления до заданной величины при максимальной подаче воздуха источником давления. Общая пропускная способность предохранительных клапанов должна быть достаточно большой, чтобы отказ любого клапана не вызывал значительного увеличения перепада давления. Перепад давления считается положительным, когда внутреннее давление больше внешнего.

(2) Два предохранительных клапана отрицательного перепада давления (или их эквиваленты), автоматически не допускающих возникновения отрицательного перепада давления, который мог бы повредить конструкции. Однако достаточно одного клапана, если его конструкция обеспечивает надежность и безотказность в работе.

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

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

(5) Приборы на рабочих местах пилота или бортинженера, показывающие перепад давления, высоты по давлению в кабине и скорость изменения высоты по давлению в кабине.

(6) Предупреждающую сигнализацию, расположенную на рабочих местах пилота или бортинженера, показывающую превышение безопасных и заданных пределов перепада давления и высоты по давлению в кабине.

Соответствующие предупреждающие надписи на указателе перепада давления в кабине, отвечающие требованиям, предъявляемым к пределам перепада давления, и звуковой или визуальный сигнал (в дополнение к указателям высоты в кабине), отвечающий требованиям, предъявляемым к сигнализации пределов высоты по давлению в кабине, если этот сигнал предупреждает экипаж о том, что высота по давлению в кабине превышает 3050 м.

(7) Предупреждающая надпись на рабочих местах пилота или бортинженера, если конструкция самолета не рассчитана на выдерживание нагрузки, возникающей в результате увеличения перепада давления до максимального значения, установленного для предохранительного клапана в сочетании с посадочными нагрузками.

(8) Расположение датчиков давления, необходимых для удовлетворения требований пунктов (b)(5) и (b)(6) данного параграфа и 25.1447(с), и конструкция системы датчиков должны быть такими, чтобы в случае падения давления в любом отсеке для пассажиров и экипажа (в том числе на кухнях верхней и нижней палуб), устройства предупреждения и автоматического предоставления информации, требуемые на основании упомянутых пунктов, срабатывали без какой-либо задержки, которая могла бы значительно увеличить степень опасности в результате декомпрессии.

(а*) [Зарезервирован].

(b*) При любом вероятном отказе или неисправности системы автоматического регулирования давления (САРД) скорость изменения давления не должна превышать 5 мм рт. ст./с на повышение давления и 10 мм рт. ст./с на понижение давления.

(с*) Система регулирования давления должна предотвращать в случае аварийной посадки самолета на воду попадание ее внутрь гермокабины через выпускные клапаны, если они расположены ниже ватерлинии.

(d*) Конструкция теплозвукоизоляции кабины самолета должна выполняться таким образом, чтобы максимально сократить скапливание в ней влаги. Должны быть приняты меры для предотвращения накопления влаги и льда в фюзеляже в количестве, влияющем на безопасность полета.

25.843. Испытания герметических кабин

(a) Испытания на прочность. Вся герметическая кабина, в том числе двери, окна и клапаны, должна быть испытана на выдерживание перепада давления, указанного в 25.365(d).

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

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

(2) Испытание системы наддува для демонстрации ее безотказной работы при всех возможных режимах давления, температуры и влажности до максимальной высоты, на которую запрашивается сертификат.

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

(4) Испытания всех дверей и аварийных выходов для доказательства их исправной работы после проведения летных испытаний, указанных в пункте (b)(3) данного параграфа.

Пожарная защита

25.851. Огнетушители

(а) Ручные огнетушители.

(1) В пассажирских кабинах должно быть удобно расположено и равномерно распределено, как минимум, следующее количество ручных огнетушителей:

Количество пассажирских мест		Число огнетушителей
7	30	1
31	60	2
61	200	3
201	300	4
301	400	5
401	500	6
501	600	7
601	700	8

(2) В кабине экипажа должен быть удобно расположен, как минимум, один ручной огнетушитель.

(3) В каждом грузовом или багажном отсеке класса А или В и в каждом грузовом или багажном отсеке класса Е, доступном для экипажа в полете, должен быть предусмотрен, как минимум, один легкодоступный ручной огнетушитель.

(4) В каждом буфете (кухне), расположенном выше или ниже пассажирской кабины, должен быть расположен или легкодоступен для использования в нем, как минимум, один ручной огнетушитель.

(5) Каждый ручной огнетушитель должен быть одобрен.

(6) Как минимум, один из требуемых ручных огнетушителей, расположенных в пассажирской кабине самолета с количеством пассажирских мест от 31 до 60, и, как минимум, два огнетушителя из расположенных в пассажирской кабине самолета с количеством пассажирских мест 61 и более должны быть заряжены хладоном 12В1 (дифторхлорбромметан ) или эквивалентным веществом. Тип огнегасящего вещества, используемого в любом другом огнетушителе, предусмотренном в настоящем параграфе, должен соответствовать возможному виду пожара в местах применения огнегасящего вещества.

(7) Количество огнегасящего вещества, используемого в каждом огнетушителе, требуемом в настоящем параграфе, должно соответствовать виду возможного пожара в местах его применения.

(8) Каждый огнетушитель, предназначенный для использования в отсеке с людьми, должен быть рассчитан на сведение к минимуму опасной концентрации токсичных газов.

(b) Встроенные (стационарные) огнетушители. Если применены встроенные огнетушители, то:

(1) Каждая система с встроенным огнетушителем должна быть установлена так, чтобы:

(i) огнегасящее вещество, способное проникнуть в отсек с людьми, не представляло опасности для находящихся в нем людей; и

(ii) разрядка огнетушителя не приводила к повреждению конструкции.

(2) Вместимость каждой требуемой встроенной системы пожаротушения должна соответствовать любому возможному виду пожара, который может возникнуть в отсеке, где она применяется, с учетом объема и интенсивности воздухообмена в отсеке.

25.853. Внутренняя отделка кабин

На все отсеки, занимаемые экипажем или пассажирами, распространяется следующее:

(a) Материалы (включая облицовку или декоративные покрытия, нанесенные на материалы) должны удовлетворять применимым к ним критериям испытаний, предписанным в части I Приложения F настоящих Норм, или других одобренных эквивалентных методов, независимо от пассажировместимости самолета.

(b) [Зарезервирован].

(c) Помимо удовлетворения требований пункта (а) данного параграфа подушки кресел, кроме подушек кресел летного экипажа, должны удовлетворять требованиям к испытаниям, приведенным в части II Приложения F настоящих Норм, или другим эквивалентным методам, независимо от пассажировместимости самолета.

(d) За исключением установленного в пункте (е) настоящего параграфа на самолетах вместимостью 20 или более пассажиров помимо выполнения требований к воспламеняемости, предписанных в пункте (а) настоящего параграфа, следующие компоненты внутренней отделки должны также удовлетворять требованиям к испытаниям, приведенным в частях IV и V Приложения F настоящих Норм, или другим одобренным эквивалентным методам:

(1) Внутренние панели потолка и стен, кроме плафонов освещения и иллюминаторов.

(2) Перегородки, кроме прозрачных панелей, необходимых для повышения безопасности в кабинах.

(3) Конструкции буфетов, включая наружные поверхности сложенных тележек, стандартных контейнеров и стенок емкостей, подверженные внешним воздействиям, если не перевозится полный комплект таких тележек или контейнеров; и

(4) Большие шкафы или места для размещения в кабинах (кроме мест для размещения под креслами и мест для хранения небольших предметов, таких, как журналы и карты).

(e) Внутренняя отделка отсеков, таких, как кабина экипажа, буфеты-кухни, туалеты, зоны отдыха экипажа, шкафы и отсеки для размещения не обязательно должна удовлетворять требованиям пункта (d) данного параграфа, если обеспечена изоляция внутренней отделки таких отсеков от основной пассажирской кабины посредством дверей или эквивалентных средств, которые обычно должны быть закрыты в условиях аварийной посадки.

(f) В туалетах курение не разрешается. Если курение допускается в каком-либо пространстве кабины, занимаемой членами экипажа или пассажирами, то для всех сидящих людей в предписанном пространстве для курения должно быть предусмотрено соответствующее количество съёмных пепельниц контейнерного типа.

(g) Независимо от того, разрешено курение в любой другой части самолета или нет, туалеты должны иметь съемные пепельницы контейнерного типа, расположенные на видном месте на наружной стороне двери каждого туалета или около нее, за исключением того, что одна пепельница может служить более чем для одной двери туалета, если пепельницу можно легко увидеть со стороны кабины, для которой каждый туалет предназначен.

(h) Каждый сборник для использованных воспламеняющихся материалов должен плотно закрываться, быть изготовлен, по крайней мере, из огнестойкого материала и должен задерживать распространение пожаров, которые могут возникнуть в нем при нормальном использовании. Способность сборника задерживать распространение таких пожаров при всех вероятных условиях износа, смещений и вентиляции, ожидаемых в эксплуатации, должна быть продемонстрирована испытаниями.

25.854. Пожарная защита туалетов

На самолетах с количеством пассажирских мест 20 или более:

(a) Каждый туалет должен быть оборудован системой дымообнаружения или эквивалентной системой, в которой предусмотрены либо сигнальная лампа в кабине экипажа, либо сигнальная лампа (звуковой сигнал) в пассажирском салоне, легко обнаруживаемые бортпроводником; и

(b) Каждый туалет должен быть оборудован встроенным огнетушителем на каждом сборнике полотенец, бумаги или отходов, находящихся в туалете. Этот огнетушитель должен быть рассчитан на автоматическую разрядку в каждый сборник отходов при возникновении пожара в этом сборнике.

25.855. Грузовые и багажные отсеки

Ко всем грузовым и багажным отсекам относится следующее:

(a) Каждый отсек должен соответствовать требованиям к одному из классов, перечисленных в 25.857.

(b) Грузовые и багажные отсеки классов от В до Е по классификации, приведенной в 25.857, должны иметь облицовку, и эта облицовка должна быть отдельной от конструкции самолета (но может быть и присоединенной к ней).

(c) Панели потолка и боковых стен отсеков классов С должны удовлетворять требованиям к испытаниям, регламентируемым частью III Приложения F настоящих Норм, или другими одобренными эквивалентными методиками.

(d) Все другие материалы, используемые в конструкции грузовых и багажных отсеков, должны удовлетворять относящимся к ним критериям испытаний, предписанным частью I Приложения F настоящих Норм, или другими одобренными эквивалентными методиками.

(e) Ни в каком отсеке не должны находиться какие-либо органы управления, трубопроводы, оборудование и агрегаты, повреждение или отказ которых может повлиять на безопасность эксплуатации, если они не защищены таким образом, что:

(1) Они не могут быть повреждены при перемещении груза в отсеке; и

(2) Их поломка или отказ не создадут опасности пожара.

(f) Должны быть приняты меры, исключающие влияние груза или багажа на работу средств пожарной защиты.

(g) Источники тепла внутри отсека должны быть экранированы и изолированы во избежание воспламенения груза или багажа.

(h) Должны быть проведены летные испытания для показа соответствия требованиям 25.857 в части оценки:

(1) Доступности отсеков.

(2) Проникновения опасных количеств дыма или огнегасящего состава в отсеки, занимаемые экипажем и пассажирами; и

(3) Распределения огнегасящего состава в отсеках класса С.

(i) Во время этих испытаний должно быть показано, что не может произойти ложное срабатывание датчиков обнаружения дыма или огня в каком-либо отсеке в результате пожара в любом другом отсеке во время или после тушения пожара, если только система пожаротушения не обслуживает эти отсеки одновременно.

(j) Компоненты EWIS должны удовлетворять требованиям 25.1721.

25.856. Термо/акустические изоляционные материалы

(a) Термо/акустические изоляционные материалы, установленные в фюзеляже самолёта, должны удовлетворять применимым к ним критериям испытаний по оценке распространения пламени, предписанным в Части VI Приложения F настоящих Норм, или другим одобренным эквивалентным методам. Эти требования не относятся к "небольшим деталям", которые определены в Части I Приложения F настоящих Норм.

(b) [Зарезервирован].

25.857. Классификация грузовых и багажных отсеков

(a) Класс А. Грузовой или багажный отсек относится к классу А, если:

(1) Возникновение в нем пожара легко обнаруживается членом экипажа, находящимся на своем рабочем месте; и

(2) Каждая часть отсека легкодоступна во время полета.

(b) Класс В. Грузовой или багажный отсек относится к классу В, если:

(1) Во время полета член экипажа имеет возможность эффективно достичь любой части отсека огнегасящим веществом из ручного огнетушителя.

(2) При использовании средств для доступа в отсек предотвращается распространение опасного количества дыма, пламени или огнегасящего вещества в любое помещение, в котором находятся члены экипажа или пассажиры.

(3) Имеется отдельная одобренная система датчиков обнаружения дыма или огня, обеспечивающая подачу сигнала о возникновении пожара на рабочее место пилота или бортинженера.

(c) Класс С. К классу С относятся грузовые или багажные отсеки, которые не соответствуют требованиям, предъявляемым к отсекам класса А или В, но в которых имеются:

(1) Отдельная одобренная система датчиков обнаружения дыма или огня, выдающая сигнал о возникновении пожара на рабочее место пилота или бортинженера.

(2) Одобренная встроенная (стационарная) система пожаротушения или подавления пожара, управляемая из кабины экипажа.

(3) Средства, исключающие попадание опасного количества дыма, пламени или огнегасящего вещества в любое помещение, в котором находятся члены экипажа или пассажиры.

(4) Средства управления вентиляцией и воздухообменом в отсеке, предназначенные для того, чтобы используемое огнегасящее вещество могло ограничивать развитие любого пожара, который может возникнуть в отсеке.

(d) [Зарезервирован].

(e) Класс Е. Грузовой отсек класса Е предназначен для самолетов, используемых только для перевозки груза, на которых:

(1) [Зарезервирован].

(2) Имеется отдельная одобренная система датчиков обнаружения дыма или огня, сигнализирующая о возникновении пожара на рабочее место пилота или бортинженера.

(3) Имеются средства для перекрытия потока воздуха вентиляции в отсек или внутри отсека, а органы управления этими средствами размещаются в кабине экипажа в местах, доступных для членов экипажа.

(4) Имеются средства, исключающие попадание опасного количества дыма, пламени или вредных газов в кабине экипажа; и

(5) Требуемые для экипажа аварийные выходы доступны при любых вариантах загрузки.

25.858. Системы обнаружения дыма или пожара в грузовом или багажном отсеке

Если запрашивается сертификат на самолет со средствами обнаружения дыма или огня в грузовом или багажном отсеке, то каждый грузовой или багажный отсек с этими средствами должен соответствовать следующим требованиям:

(a) Система обнаружения пожара должна обеспечивать выдачу летному экипажу визуального сигнала в интервале времени 1 мин после начала пожара.

(b) Система должна обнаруживать пожар при температуре значительно более низкой, чем температура, при которой существенно снижается прочность конструкции самолета.

(d) Эффективность системы обнаружения пожара должна быть показана для всех одобренных эксплуатационных конфигураций и условий.

25.859. Пожарная защита обогревателей, работающих на топливе

(a) Пожароопасные зоны обогревателей.

Должны быть защищены от пожара в соответствии с относящимися к ним требованиями, изложенными в параграфах 25.1181 - 25.1191 и 25.1195 - 25.1203, следующие пожароопасные зоны обогревателей:

(1) Зона, окружающая обогреватель, если в ней имеются любые компоненты систем с воспламеняющимися жидкостями (за исключением топливной системы обогревателя), которые:

(i) могут быть повреждены при неисправности обогревателя; или

(ii) могут пропустить воспламеняющиеся жидкости или пары в обогреватель (в случае их утечки).

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

(3) Часть воздушного вентиляционного пространства, которая окружает камеру сгорания. Однако в воздушных каналах вентиляции кабины пожаротушение не требуется.

(b) Вентиляционные каналы. Каждый вентиляционный канал, проходящий через любую пожароопасную зону, должен быть огненепроницаемым. Кроме того:

(1) Воздушный вентиляционный канал, выходящий из каждого обогревателя, должен быть огненепроницаемым на достаточно большом участке, чтобы пожар, возникший в обогревателе, не распространялся за пределы канала, если только не обеспечена изоляция огненепроницаемыми перекрывными устройствами или иными средствами равной эффективности.

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

(c) Каналы подвода воздуха к камере сгорания обогревателя. Каждый канал подвода к камере сгорания обогревателя должен быть огненепроницаемым на достаточно большом участке для предотвращения повреждения в результате обратной вспышки или распространения пламени в обратном направлении. Кроме того:

(1) Каналы подвода воздуха к камере сгорания обогревателей не должны сообщаться с потоком воздуха для вентиляции, если только пламя при обратной вспышке или обратном горении не может попасть в поток воздуха для вентиляции в любых эксплуатационных условиях, включая противоток или неисправности обогревателя, или связанных с ним элементов.

(2) Канал подвода воздуха к обогревателю не должен препятствовать быстрому отводу обратной вспышки, которая при таком ограничении может вызвать отказ обогревателя.

(d) Органы управления обогревателем. Общие требования. Должны быть предусмотрены средства предотвращения опасного скопления воды или льда на или в каком-либо элементе управления обогревателем, трубах прокладки системы управления или средствах обеспечения безопасной работы.

(e) Средства обеспечения безопасной работы обогревателя. Для каждого обогревателя должны быть предусмотрены следующие устройства, обеспечивающие безопасность его работы:

(1) Независимо от элементов, осуществляющих нормальное непрерывное регулирование температуры воздуха, расхода воздуха и топлива, должны быть предусмотрены для каждого обогревателя средства автоматического отключения зажигания и подачи топлива к обогревателю в точке, удаленной от обогревателя, срабатывающие, если:

(i) температура теплообменника превышает безопасные пределы;

(ii) температура воздуха для вентиляции превышает безопасные пределы;

(iii) расход воздуха через камеру сгорания перестает соответствовать требованиям безопасной работы;

(iv) расход воздуха для вентиляции перестает соответствовать требованиям безопасной работы.

(2) Средства, предусмотренные в соответствии с пунктом (е)(1) данного параграфа для любого отдельного обогревателя, должны:

(i) быть независимы от элементов, обслуживающих любой другой обогреватель, тепловая мощность которого необходима для обеспечения безопасной эксплуатации; и

(ii) держать обогреватель в выключенном состоянии до тех пор, пока он не будет повторно включен экипажем.

(3) Должна быть предусмотрена сигнализация, предупреждающая экипаж о том, что любой обогреватель, отбор тепла от которого необходим для обеспечения безопасной эксплуатации, отключен автоматическими средствами, указанными в пункте (е)(1) данного параграфа.

(f) Воздухозаборники. Каждый воздухозаборник, камеры сгорания и системы воздушной вентиляции должны быть расположены так, чтобы воспламеняющиеся жидкости и пары не могли проникнуть в систему обогревателя при любых эксплуатационных условиях:

(1) В процессе нормальной эксплуатации; или

(2) При неисправности какого-либо компонента.

(g) Выхлопная система обогревателя. Выхлопные системы обогревателей должны удовлетворять требованиям параграфов 25.1121 и 25.1123. Кроме того, в конструкции выхлопной системы обогревателя должны быть предусмотрены меры обеспечения безопасного отвода продуктов сгорания, предотвращающие:

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

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

(3) Зажигание воспламеняющихся жидкостей выхлопными газами, если выхлопная система находится в отсеке, в котором проходят трубопроводы с воспламеняющейся жидкостью; и

(4) Сопротивление выхлопной системы быстрому выбросу обратной вспышки, которая при несоблюдении этого условия может вызвать повреждение обогревателя.

(h) Топливные системы обогревателя. Топливная система каждого обогревателя должна соответствовать всем требованиям к топливной системе силовой установки, относящимся к безопасности работы обогревателя. Каждый компонент топливной системы обогревателей, расположенный в зонах прохождения воздушного потока для вентиляции, должен быть защищен кожухом, чтобы в случае утечки топлива из него оно не могло попасть в поток воздуха для вентиляции.

(i) Слив топлива. Должны быть предусмотрены устройства для безопасного слива топлива, которое может скапливаться внутри камеры сгорания или в теплообменнике. Кроме того:

(1) Любая часть системы слива, которая работает при высоких температурах, должна быть защищена так же, как и выхлопные системы обогревателя; и

(2) Системы слива должны быть защищены от опасных скоплений льда в любых условиях эксплуатации.

25.863. Пожарная защита в зонах с воспламеняющимися жидкостями

(a) В каждой зоне, где могут появиться воспламеняющиеся жидкости или их пары из-за утечки из жидкостной системы, должны быть предусмотрены средства, сводящие к минимуму вероятность воспламенения этих жидкостей или паров и общую опасность, если воспламенение произошло.

(b) Соответствие требованиям пункта (а) данного параграфа должно быть показано путем анализа или испытаниями и при этом должны быть рассмотрены следующие факторы:

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

(2) Характеристики воспламеняемости жидкостей, в том числе влияние любых горючих или абсорбирующих материалов.

(3) Возможные источники зажигания, в том числе неисправности в электросистеме, перегрев оборудования и неправильное срабатывание защитных устройств.

(4) Принятые меры по ограничению или тушению пожара, такие, как перекрытие потока жидкости, отключение оборудования, огненепроницаемые кожухи или применение огнегасящих веществ.

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

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

(d) Должна быть определена и указана каждая зона, где возможна утечка воспламеняющихся жидкостей или паров из жидкостной системы.

25.865. Пожарная защита органов управления, узлов крепления двигателей и других конструкций, обеспечивающих полет

Жизненно важные органы управления, узлы крепления двигателей и другие конструкции, обеспечивающие полет, расположенные в установленных пожароопасных зонах или в смежных зонах, которые могут быть подвержены влиянию пламени в пожароопасной зоне, должны быть изготовлены из огненепроницаемого материала или быть защищены так, чтобы они могли выдерживать воздействие пожара.

25.867. Защита от пожара других частей самолета

(a) Поверхности самолета, расположенные вокруг мотогондолы и за мотогондолой в пределах расстояния в один диаметр мотогондолы от осевой линии, должны быть, по меньшей мере, эквивалентны по огнестойкости алюминиевому сплаву в тех размерах, которые соответствуют целям их применения.

(b) Требования пункта (а) данного параграфа не распространяются на поверхности хвостовой части самолета, лежащие за мотогондолами, не подвергающиеся непосредственному воздействию высоких температур, пламени или искр, исходящих из установленной пожароопасной зоны или отсека двигателя любой мотогондолы.

25.869. Пожарная защита систем

(a) Компоненты электросистемы:

(1) Компоненты электросистемы должны удовлетворять относящимся к ним требованиям 25.831(с) и 25.863 по защите от огня и дыма.

(2) Оборудование в установленных пожароопасных зонах, используемые при аварийных процедурах, должны быть, по меньшей мере, огнестойкими.

(3) Компоненты EWIS должны удовлетворять требованиям 25.1713 и соответствующим образом:

(i) изолированы от трубопроводов с воспламеняющимися жидкостями; или

(ii) заключены в гибкую электрически изолированную оболочку или эквивалентное устройство, помимо нормальной изоляции кабеля.

(b) Все трубопроводы воздушных вакуумных систем и соединения на выходе насоса, которые могут содержать воспламеняющиеся пары или жидкости, должны удовлетворять требованиям 25.1183, если эти трубопроводы и соединения находятся в установленной пожароопасной зоне. Другие компоненты вакуумных систем в установленных пожароопасных зонах должны быть по меньшей мере огнестойкими.

(1) Не должны размещаться в установленной пожароопасной зоне.

(2) Должны быть защищены от тепла, генерируемого в установленной пожароопасной зоне или выходящего из нее; и

(3) Должны быть установлены так, чтобы вытекающий наружу кислород не мог вызвать воспламенения скоплений смазки, жидкости или паров, которые могут образоваться при нормальной работе или в результате разрушения или неисправности любой системы.

(а*) В стационарной кислородной системе должно быть предусмотрено устройство для стравливания кислорода из баллонов за борт в случае аварийного повышения давления.

Разное

25.871. Средства нивелировки

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

25.875. Усиление конструкции в зоне вращения воздушных винтов

(a) Части самолета, находящиеся вблизи концов лопастей воздушных винтов, должны иметь достаточную прочность и жесткость, чтобы выдержать действие вибрации и ударов частиц льда, срывающихся с лопастей винта.

(b) Окна, которые не могут выдержать самый сильный удар льда, возможный в эксплуатации, не должны располагаться в зоне вращения воздушных винтов.

25.899. Металлизация и защита от статического электричества

(a) Металлизация и защита от статического электричества должна быть выполнена таким образом, чтобы минимизировать накопление статических зарядов, способных:

(1) Травмировать людей ударом тока.

(2) Вызвать возгорание огнеопасных паров.

(3) Внести помехи в работу бортового электрического и электронного оборудования.

(b) Соответствие требованиям пункта (а) данного параграфа может быть показано:

(1) Правильной металлизацией деталей с планером.

(2) Применением иных приемлемых средств, позволяющих сбросить статическое электричество без вреда для самолета, людей и бортового электрического и электронного оборудования.

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

Раздел D - Проектирование и конструкция

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас