Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов

Авиационные правила
Часть 23
Нормы летной годности гражданских легких самолетов

Введение

Настоящее издание Норм летной годности гражданских самолетов, Авиационные правила, часть 23 (АП-23), 1999 года включает в себя Поправки с 23-1 по 23-4 к изданию АП-23 1993 года. Перечень введенных изменений приведен в Листе учета изменений.

По структуре и содержанию АП-23 гармонизированы с Нормами летной годности США FAR-23 с Поправками к ним по 23-52 включительно.

Приложение к какому-либо параграфу АП-23 обозначено буквой П перед номером, соответствующим параграфу, к которому относится приложение. Приложения помещены в конце каждого тематического раздела по принадлежности.

В АП-23 в отличие от FAR-23 введены: раздел А-0, содержащий требования к летной годности при отказах функциональных систем (развитие параграфа 23.1309) и Дополнение к разделу F, содержащее дополнительные требования к летной годности оборудования.

Изменения (Поправки) к АП-23 будут издаваться по мере необходимости, а также при введении Поправок к FAR-23.

______________________________

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

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

Приложения

Приложение А [Зарезервировано]

Приложение В [Зарезервировано]

Приложение С [Зарезервировано]

Приложение D [Зарезервировано]

Приложение Е [Зарезервировано]

Приложение F - Приемлемая процедура испытаний самозатухающих материалов для установления соответствия требованиям 23.853, 23.855 и 23.1359

(a) Условия испытаний. Образцы должны быть выдержаны при температуре и относительной влажности до достижения равновесия влажности или в течение 24 ч. Одновременно можно брать из кондиционированной атмосферы только по одному образцу и непосредственно перед воздействием на него пламени.

(b) Форма образцов. Материалы, за исключением небольших деталей и изоляции электрических проводов и кабелей, должны испытываться либо в виде участка, вырезанного из готовой детали в том виде, в каком она устанавливается на самолете, либо в виде образца, имитирующего вырезанный участок: например, образец, вырезанный из плоского листа материала, или модель готовой детали. Образец можно вырезать из любого места готовой детали, однако такие изделия, как слоистые панели, не должны разделяться для испытаний. Толщина образца должна быть не более минимальной толщины, установленной для применения на самолете, за следующими исключениями:

(1) Образцы толстых деталей из пеноматериалов, такие, как подушки кресел, должны быть толщиной 12,7 мм.

(2) Материалов, использованных в небольших деталях, которые должны быть испытаны для подтверждения соответствия требованиям 23.853(d)(3)(v), образцы материалов должны быть толщиной не более 3,2 мм.

(3) Материалов изоляции электрических проводов и кабелей, которые должны удовлетворять требованиям 23.1359(c), образцы электрических проводов и кабелей должны быть такого же типоразмера, который используется на самолете.

Ткани должны быть испытаны в направлении нитей основы и утка для определения наиболее критических условий горючести. При проведении испытаний, указанных в пунктах (d) и (е) настоящего Приложения F, образец должен быть помещен в металлическую рамку таким образом, чтобы:

(1) Верхняя и две длинные кромки надежно фиксировались в рамке во время вертикальных испытаний.

(2) Наиболее удаленная от пламени и две длинные кромки надежно фиксировались в рамке при горизонтальных испытаниях.

(3) Незакрытая поверхность образца имела, как минимум, ширину 51 мм и длину 305 мм, кроме случая, когда фактический размер детали на самолете меньше.

(4) Кромка, к которой подносится пламя горелки, не должна быть заделочным или защищенным краем образца, а должна представлять реальное поперечное сечение материала или детали, установленной на самолете.

При проведении испытаний, указанных в пункте (f) настоящего Приложения F, образец должен быть закреплен в металлической рамке так, чтобы в ней надежно фиксировались все четыре кромки, а размеры открытой поверхности образца составляли не менее 203x203 мм.

(c) Аппаратура. Кроме случая, указанного в пункте (g) настоящего Приложения F, испытания должны проводиться в шкафу без тяги, в вертикальном и в горизонтальном положениях по утвержденным методикам. Образцы, которые по своим габаритам не могут уместиться в шкафу, должны испытываться в аналогичных условиях отсутствия тяги.

(d) Испытания в вертикальном положении. Должны быть испытаны, как минимум, 3 образца и результаты испытаний осреднены. У тканей направление переплетений, соответствующее наиболее критическим условиям воспламеняемости, должно быть параллельно самому большому размеру. Каждый образец должен удерживаться в вертикальном положении. Образец должен быть подвергнут воздействию горелки Бунзена или Тиррилла с соплом, имеющим номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и отрегулированным на высоту пламени 38 мм. Минимальная температура пламени, измеренная в центре пламени калиброванным термоэлектрическим пирометром, должна быть 843°С. Нижняя кромка образца должна находиться на высоте 19,0 мм над верхним краем горелки. Приложение пламени должно производиться по оси нижней кромки образца.

При испытаниях материалов, указанных в 23.853(d)(3)(i) и 23.853(f), продолжительность воздействия пламени должна составлять 60 с, после чего пламя должно удаляться. При испытаниях материалов, указанных в 23.853(d)(3)(ii), продолжительность воздействия пламени должна составлять 12 с, после чего пламя должно удаляться. Следует регистрировать продолжительность горения, длину обугленного участка и продолжительность горения капель, если таковые имеются. Длина обугливания, определяемая согласно указаниям пункта (h) настоящего Приложения F, должна измеряться с точностью до 1 мм.

(e) Испытания в горизонтальном положении. Должны быть испытаны, как минимум, 3 образца и результаты испытаний осреднены. Каждый образец должен удерживаться в горизонтальном положении. Открытая при установке на самолете поверхность должна быть при испытаниях обращена вниз. Образец должен быть подвергнут воздействию горелки Бунзена или Тиррилла с соплом, имеющим номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и отрегулированным на высоту пламени 38 мм. Минимальная температура пламени, измеренная в центре пламени калиброванным термоэлектрическим пирометром, должна быть 843°С. Образец должен располагаться таким образом, чтобы проходящая испытания кромка находилась над осью горелки на высоте 19 мм над верхним краем горелки. Пламя следует подводить на 15 с, а затем удалять. Не менее 254 мм образца следует использовать для целей хронометрирования; примерно 38 мм должно сгореть до того, как фронт горения достигнет зоны хронометрирования. Должна быть зарегистрирована средняя скорость обугливания.

(f) Испытания при установке под углом 45°. Должны быть испытаны, как минимум, 3 образца, а результаты испытаний осреднены. Каждый образец должен удерживаться под углом 45° к горизонтальной плоскости. Открытая (лицевая) поверхность применительно к ее установке на самолете при испытаниях должна быть обращена вниз. Образец должен быть подвергнут воздействию пламени горелки Бунзена или Тиррилла с соплом, имеющим номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и отрегулированным на высоту пламени 38 мм. Минимальная температура пламени, измеренная в его центре калиброванным термоэлектрическим пирометром, должна составлять 843°С. Необходимо принять соответствующие меры предосторожности по предотвращению возникновения тяги. Одна треть пламени должна касаться материала в центре образца; пламя должно быть подведено на 30 с, а затем удалено. Должны быть зарегистрированы продолжительность горения, продолжительность тления и прохождение пламени сквозь образец, если это имеет место.

(g) Испытания при установке под углом 60°. Должны быть испытаны, как минимум, 3 образца каждого вида (исполнения и размера) проводов. Образец провода или кабеля (с изоляцией) должен быть установлен под углом 60° к горизонтальной плоскости в шкафу, указанном в пункте (с) настоящего Приложения F, с открытой на время испытаний дверцей или помещен в камеру размерами приблизительно 610x305x305 мм, открытую сверху и с одной вертикальной (передней) стороны, в которую поступает достаточное количество воздуха для полного сгорания, но отсутствует тяга. Образец должен быть установлен в камере параллельно ее передней стенке на расстоянии от нее примерно 152 мм. Нижний конец образца должен быть жестко зажат. Верхний конец образца должен проходить поверх ролика или стержня и к нему должен быть присоединен соответствующий груз, удерживающий образец в туго натянутом состоянии в течение всего периода испытаний на воспламеняемость. Длина испытываемого образца от нижнего зажима до верхнего ролика или стержня должна составлять 610 мм. На нем должна быть нанесена метка на расстоянии 203 мм от нижнего конца для указания центральной точки подведения пламени.

Пламя горелки Бунзена или Тиррилла должно воздействовать на образец в отмеченной точке в течение 30 с. Горелка устанавливается под отмеченной на образце точкой перпендикулярно образцу и под углом 30° к его вертикальной плоскости. Горелка должна иметь номинальный внутренний диаметр 9,5 мм и быть отрегулирована на высоту пламени 76 мм с внутренним конусом, составляющим примерно 1/3 высоты пламени. Минимальная температура самого горячего участка пламени, измеренная калиброванным термоэлектрическим пирометром, не должна быть менее 954°С. Горелка должна быть установлена так, чтобы самая горячая часть пламени касалась отмеченной на образце провода точки. Должны быть зарегистрированы продолжительность горения, длина обугливания, а также продолжительность горения капель, если таковые имеются. Длина обугливания, определяемая согласно пункту (h) настоящего Приложения F, должна измеряться с точностью до 1 мм. Разрыв образцов провода не считается повреждением.

(h) Длина обугливания. Длина обугливания - это расстояние от первоначальной кромки до самого дальнего видимого повреждения испытываемого образца в результате воздействия пламени, включая участки, частично или полностью уничтоженные, обугленные или ставшие хрупкими, но исключая участки закопченные, изменившие цвет, покоробленные или обесцвеченные, а также участки, на которых материал сморщился или оплавился от воздействия источника тепла.

Приложение G - Инструкции по поддержанию летной годности

G23.1. Общие положения

(a) Данное Приложение определяет требования к подготовке инструкций по поддержанию летной годности в соответствии с 23.1529.

(b) Инструкции по поддержанию летной годности (Руководство по технической эксплуатации и Регламент технического обслуживания) для каждого самолета должны включать в себя инструкции по поддержанию летной годности каждого двигателя и воздушного винта (здесь и далее они названы "компонентами"), каждого комплектующего изделия, предусмотренного настоящими Авиационными Правилами, и необходимую информацию о взаимодействии этих комплектующих изделий и компонентов с самолетом. Если к комплектующим изделиям или компонентам, установленным на самолете, их изготовитель не представил инструкций по поддержанию летной годности, то инструкции по поддержанию летной годности самолета должны включать в себя дополнительную информацию для этих комплектующих изделий и компонентов, существенно необходимую для поддержания летной годности самолета.

(с) Заявитель должен представить программу, показывающую, как будут распространяться изменения к инструкциям по поддержанию летной годности, выпущенные заявителем или изготовителем компонентов или комплектующих изделий, установленных на самолете.

G23.2. Вид и тип оформления

(a) Инструкции по поддержанию летной годности должны быть составлены в форме Руководства или Руководств, в зависимости от объема имеющихся данных.

(b) Вид и тип оформления Руководства или Руководств должны обеспечивать удобство пользования материалом.

G23.3. Содержание

Инструкции по поддержанию летной годности должны содержать следующие Руководства или разделы, что предпочтительнее, и информационные сведения:

(a) Руководство или раздел по технической эксплуатации самолета (РЭ), включающее:

(1) Вводную информацию, содержащую объяснения конструктивных особенностей самолета и данные в объеме, необходимом для выполнения технического обслуживания.

(2) Описание конструкции самолета, его систем и установок, включая двигатели, воздушные винты и комплектующие изделия.

(3) Основную руководящую эксплуатационную информацию, описывающую взаимодействие и работу компонентов и систем самолета, включая соответствующие специальные процедуры и ограничения.

(4) Информацию по обслуживанию самолета, включающую в себя подробные сведения о точках обслуживания, емкости баков и баллонов, типах используемых жидкостей, давлениях в различных системах, размещении эксплуатационных люков и панелей, предназначенных для обеспечения проверки (осмотра) и обслуживания, расположении точек смазки, видах используемых смазок, оборудовании, необходимом для обслуживания самолета, указания и ограничения по буксировке, швартовке, установке на подъемники и нивелировке самолета.

(b) Руководство по техническому обслуживанию (РО), включающее:

(1) Периодичность и объем проведения работ для каждой части самолета, его двигателей, ВСУ, воздушных винтов, комплектующих изделий, приборов и оборудования, в которых указываются рекомендуемые сроки их очистки, осмотра, регулировки, проверок и смазки, а также уровень осмотра, разрешенные допуски на износ и работы, рекомендуемые в эти периоды. Однако заявитель может сослаться на разработчика комплектующих изделий, приборов или оборудования как на источник этой информации, если заявитель докажет, что изделие обладает высокой степенью сложности, требующей специально разработанной методики технического обслуживания, специального испытательного оборудования или привлечения экспертов. Необходимо также включить сведения о рекомендуемых сроках проведения капитального ремонта, если он предусмотрен, и необходимые ссылки на раздел "Ограничения летной годности". Кроме того заявитель должен представить программу осмотров, содержащую сведения о частоте и объеме осмотров, необходимых для обеспечения летной годности самолета.

(2) Информацию по поиску неисправностей с описанием возможных отказов и повреждений, способов их обнаружения и действий по их устранению.

(3) Информацию о порядке и методах снятия и замены компонентов со всеми необходимыми мерами защиты от повреждений.

(4) Другие общие технологические указания, включая методы наземного контроля систем, нивелировки, взвешивания и определения положения центра тяжести, установки на подъемники и швартовки, а также ограничения по хранению.

(c) Схемы размещения люков и панелей для доступа при техническом обслуживании и информацию, необходимую для обеспечения доступа для проверки и осмотра в случае отсутствия смотровых панелей.

(d) Подробные сведения о применении специальных методов контроля, включая рентгенографический и ультразвуковой контроль, если даны указания по применению таких методов.

(e) Информацию, необходимую для выполнения заключительных работ и защитной обработки конструкции после проверок и осмотров.

(f) Все данные, относящиеся к деталям, крепежным элементам и узлам конструкций, такие, как их маркировка, рекомендации по замене и допустимые значения момента затяжки.

(g) Перечень необходимого специального инструмента.

(h) Для самолетов переходной категории должна быть дополнительно представлена следующая информация:

(1) Электрические нагрузки в различных системах.

(2) Методика балансировки поверхностей управления.

(3) Обозначения основных и второстепенных элементов конструкции.

(4) Специальные методы ремонта, предусмотренные на самолете.

G23.4. Раздел "Ограничения летной годности"

Инструкции по поддержанию летной годности должны содержать раздел, озаглавленный "Ограничения летной годности", который является независимым и выделенным от остальных разделов. В этом разделе должны быть указаны каждый из предписанных сроков обязательной замены элементов конструкции, интервалы между осмотрами конструкции и соответствующие процедуры проверок и осмотров, одобренные в соответствии с требованиями 25.571-25.575.

Если Инструкции по поддержанию летной годности составлены из нескольких документов, раздел "Ограничения летной годности" должен быть включен в основное Руководство. Этот раздел должен быть одобрен и изменения к нему также должны одобряться.

Приложение Н - Установка автоматической системы управления резервной мощностью (АСУРМ)

Н.23.1. Общие положения

(a) В настоящем Приложении указаны дополнительные требования для установки системы управления мощностью (тягой) двигателя, которая автоматически увеличивает тягу или мощность работающего двигателя(ей) в случае отказа одного двигателя на взлете.

(b) При нормальном функционировании АСУРМ и связанных с ней систем должны удовлетворяться без необходимости каких-либо действий экипажа по увеличению тяги или мощности все применимые требования настоящих Норм, кроме предусматриваемых настоящим Приложением.

Н.23.2. Определения

(a) Автоматическая система управления резервной мощностью (АСУРМ). АСУРМ определяется как полностью автоматическая система, используемая на взлете и включающая все устройства, как механические, так и электрические, которые реагируют на отказ двигателя, передают сигналы, воздействуют на работающем двигателе на органы управления подачей топлива или рычаги управления мощностью, или увеличивают мощность работающих двигателей другими способами, чтобы получить запрограммированное увеличение мощности и передать в кабину экипажа информацию о работе системы.

(b) Выбранная взлетная мощность. Выбранная взлетная мощность - это мощность, полученная при начальной установке мощности, одобренной для взлета.

(c) Критический интервал времени. При выполнении взлета с использованием АСУРМ критический интервал времени, как показано на рис. Н1, отсчитывается от момента достижения скорости минус 1 с и заканчивается в момент пересечения траектории взлета с минимальными характеристиками при всех работающих двигателях с траекторией полета при одновременном отказе двигателя и АСУРМ. Траектория полета при одновременном отказе двигателя и АСУРМ пересекает траекторию полета с одним неработающим двигателем на высоте не менее 120 м над взлетной поверхностью. Траектория полета после отказа двигателя и АСУРМ, основанная на характеристиках самолета, должна иметь положительный градиент, по крайней мере, 0,5% на высоте 120 м над взлетной поверхностью.

Н.23.3. Требования к характеристикам самолета и надежности системы

Должно быть доказано, что в течение критического интервала времени:

(a) Отказ АСУРМ, который увеличивает или не влияет на мощность любого двигателя, не будет создавать опасности для самолета, или должна быть доказана маловероятность этих отказов.

(b) Отсутствуют отказы АСУРМ, которые приводили бы к отказу, снижающему мощность на любом двигателе, или должна быть доказана практическая невероятность этих отказов.

(c) Не будет отказов АСУРМ в комбинации с отказами двигателя или должна быть доказана практическая невероятность этих отказов.

(d) При работающей АСУРМ и отказе двигателя в самый критический момент взлета должны выполняться все относящиеся к этому требования настоящих Норм к характеристикам самолета.

Н.23.4. Установка мощности

Первоначально выбранная взлетная мощность каждого двигателя в начале разбега при взлете должна быть не менее любой из следующих величин:

(a) Мощности, необходимой для достижения при скорости 90% максимальной взлетной мощности, одобренной для самолета при данных окружающих условиях.

(b) Величины, необходимой для обеспечения нормальной работы всех обеспечивающих безопасность систем и оборудования, зависящей от положения рычага управления тягой двигателя.

(c) Величины, которая, как доказано, не приводит к опасным переходным процессам двигателя при увеличении мощности от выбранной взлетной мощности до максимальной одобренной взлетной мощности.

Н.23.5. Органы управления силовой установкой

(а) В дополнение к требованиям 23.1141 никакой одиночный отказ (или возможная комбинация отказов) АСУРМ, включая связанные с ней другие системы, не должен вызывать невыполнение любой функции силовой установки, необходимой для обеспечения безопасности полета.

(b) АСУРМ должна быть спроектирована таким образом, чтобы:

(1) Были обеспечены средства проверки летным экипажем работоспособности АСУРМ до взлета.

(2) После отказа любого одного двигателя на взлете автоматически обеспечивалось увеличение мощности работающего двигателя до максимальной одобренной взлетной мощности без превышения эксплуатационных ограничений двигателя.

(3) Предотвращать отключение АСУРМ посредством ручного воздействия на рычаги управления мощностью после отказа двигателя.

(4) Были обеспечены средства отключения автоматических функций летным экипажем. Эти средства должны быть спроектированы так, чтобы исключить непреднамеренное отключение этих функций.

(5) Было возможным ручное уменьшение или увеличение тяги или мощности с помощью рычага управления мощностью (тягой) до максимальной взлетной тяги или мощности, одобренной для самолета при данных условиях, посредством рычагов управления мощностью двигателя, как предписано в 23.1141(c), за исключением случаев, описанных в пункте (с) данного параграфа.

(c) Для самолетов, снабженных ограничителями, которые автоматически предотвращают превышение эксплуатационных ограничений двигателя при данных окружающих условиях, могут быть использованы другие устройства для увеличения тяги или мощности, контролируемые рычагами управления мощности в случае отказа АСУРМ. Устройства должны быть расположены на рычаге управления мощностью (тягой) двигателя или перед этим рычагом, должны быть легко распознаваемы и срабатывать во всех эксплуатационных условиях путем одиночного действия пилота рукой, которая обычно используется для перемещения рычагов управления мощностью (тягой), и удовлетворять требованиям 23.777(a)-(с).

Н.23.6. Приборы силовой установки

В дополнение к требованиям 23.1305:

(a) Должны быть предусмотрены средства для индикации готовности АСУРМ к работе.

(b) Если свойственные самолету летные характеристики не обеспечивают достаточные признаки отказа двигателя, то должна быть применена независимая от АСУРМ система сигнализации, которая дает пилоту четкое предупреждение об отказе любого двигателя при взлете.

(c) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие экипажу быстро убедиться, что АСУРМ функционирует удовлетворительно в случае отказа двигателя на скорости и более.

Приложение I - Нагрузки на гидросамолеты

Обозначения, принятые в АП-23, и соответствующие им обозначения, используемые в отечественной практике

		-	скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета, на которой самолет управляем
		-	скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета, полученная в конкретной конфигурации
		-	скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета в посадочной конфигурации
		-	скорость принятия решения на взлете
		-	скорость в момент отказа двигателя
		-	минимальная эволютивная скорость разбега
		-	минимальная эволютивная скорость взлета
		-	скорость в момент подъема носовой опоры шасси
		-	безопасная скорость взлета
		-	минимальная эволютивная скорость захода на посадку со всеми работающими двигателями
		-	минимальная эволютивная скорость захода на посадку с одним неработающим критическим двигателем
		-	минимальная скорость отрыва на взлете
		-	скорость отрыва на взлете
		-	максимальная допустимая скорость в полете с отклоненными закрылками и/или предкрылками
		-	скорость захода на посадку со всеми работающими двигателями
		-	скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем
		-	максимальная скорость полета с выпущенным шасси
		-	максимальная скорость, при которой может производиться выпуск и уборка шасси
		-	максимальная скорость при эксплуатации самолета с поршневыми двигателями
		-	максимальная скорость при эксплуатации самолета
		-	максимальное число М при эксплуатации самолета
		-	расчетная предельная скорость
		-	расчетное предельное число М
		-	максимальная скорость, продемонстрированная в испытаниях
		-	максимальное число М, продемонстрированное в испытаниях
		-	максимальная, не превышаемая при эксплуатации скорость самолета с поршневыми двигателями
		-	скорость при наивыгоднейшем угле набора высоты
		-	скорость набора высоты с максимальной вертикальной скоростью
		-	расчетная скорость маневрирования
		-	расчетная скорость при максимальной интенсивности порывов ветра
		-	расчетная крейсерская скорость
		-	расчетная скорость при полете с выпущенными закрылками
		-	максимальная скорость и число М для характеристик устойчивости
		-	максимальная скорость горизонтального полета при работе двигателей на режиме максимальной продолжительной мощности
		-	скорость и число М в турбулентном воздухе
		-	минимальная безопасная скорость преднамеренного выключения одного двигателя
		-	допустимый угол атаки, установленный в качестве эксплуатационного ограничения для предписанных в РЛЭ конфигураций самолета и режимов полета
		-	перегрузка в центре тяжести самолета по оси Y в связанной системе координат
		-	отклонение штурвала (ручки) управления рулем высоты
		-	усилие на штурвале (ручке) управления от руля высоты

Для краткого обозначения скоростей используются следующие сокращения:

IAS (ПР) - приборная скорость

CAS (ИЗ) - индикаторная земная скорость

EAS (ИН) - индикаторная скорость

TAS (ИС) - истинная скорость

Определения и терминология, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем (самолетные системы, оборудование, силовые установки)

Определения

1. Отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы). Под отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы) понимается неработоспособное состояние системы в целом, характеризуемое конкретным нарушением ее функций независимо от причин, вызывающих это состояние. Отказное состояние определяется на уровне каждой системы через последствия, оказываемые им на функционирование этой системы. Оно характеризуется влиянием на другие системы и на самолет в целом.

2. Внешние воздействия (явления) - события, источник происхождения которых не связан с конструкцией самолета, такие, как атмосферные воздействия (например, порыв ветра, температурная инверсия, обледенение и удар молнии), состояние ВПП, пожар в кабине или багажном отсеке. К ним не относятся диверсионные акты.

3. Ошибка - событие, заключающееся в неправильных действиях экипажа и персонала при техническом обслуживании самолета.

4. Продолженный безопасный полет и посадка - способность продолжить управляемый полет и выполнить посадку в подходящем аэропорту, возможно с использованием аварийных процедур, но без необходимости применения пилотом исключительного летного мастерства или чрезмерных усилий. При этом во время полета или при посадке могут иметь место некоторые повреждения самолета, связанные с отказным состоянием.

5. По частоте возникновения события (отказные состояния, внешние воздействия, ошибки и др.) делятся на следующие категории:

5.1. Вероятные. Могут произойти один или несколько раз в течение срока службы каждого самолета данного типа. Вероятные события подразделяются на частые и умеренно-вероятные.

5.2. Невероятные. Невероятные события подразделяются на две категории:

(a) Маловероятные. Вряд ли произойдут на каждом самолете в течение его срока службы, но могут произойти несколько раз, если рассматривать большое количество самолетов данного типа.

(b) Крайне маловероятные. Вряд ли возникнут за весь срок эксплуатации всех самолетов данного типа, но тем не менее их нужно рассматривать как возможные.

5.3. Практически невероятные. Настолько невероятные, что нет необходимости считать возможным их возникновение.

6. [Зарезервирован].

7. [Зарезервирован].

8. Численные значения. При необходимости количественной оценки вероятностей возникновения событий могут использоваться указанные ниже величины:

Вероятные	-	более
частые	-	более
умеренно вероятные	-	в диапазоне -
Невероятные	-	в диапазоне -
маловероятные	-	в диапазоне -
крайне маловероятные	-	в диапазоне -
Практически невероятные	-	менее

Вероятности должны устанавливаться как средний риск на час полета, продолжительность которого равна среднему времени полета по типовому профилю. В тех случаях, когда отказ критичен для определенного этапа полета, вероятность его возникновения на этом этапе полета может быть также осреднена на час полета по типовому профилю.

9. Особая ситуация (эффект) - ситуация, возникающая в полете в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний и приводящая к снижению безопасности полета. Оценка степени опасности особых ситуаций производится с использованием следующих критериев:

(a) Ухудшение летных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, прочности и работы систем.

(b) Увеличение рабочей (психофизиологической) нагрузки на экипаж сверх нормально допустимого уровня.

(c) Дискомфорт, травмирование или гибель находящихся на борту людей.

9.1. Особые ситуации по степени их опасности разделяются на:

(a) Катастрофическая ситуация (катастрофический эффект) - особая ситуация, препятствующая продолженному безопасному полету и посадке.

(b) Аварийная ситуация (аварийный эффект) - особая ситуация, характеризующаяся:

(i) Значительным ухудшением характеристик и/или достижением (превышением) предельных ограничений; или

(ii) Физическим утомлением или такой рабочей нагрузкой на экипаж, что уже нельзя полагаться на то, что он выполнит свои задачи точно или полностью.

(c) Сложная ситуация (существенный эффект) - особая ситуация, характеризующаяся:

(i) Заметным ухудшением характеристик и/или выходом одного или нескольких параметров за эксплуатационные ограничения, но без достижения предельных ограничений; или

(ii) Уменьшением способности экипажа справиться с неблагоприятными условиями (возникшей ситуацией) как из-за увеличения рабочей нагрузки, так и из-за условий, понижающих эффективность действий экипажа.

(d) Усложнение условий полета (незначительный эффект) - особая ситуация, характеризующаяся:

(i) Незначительным ухудшением характеристик; или

(ii) Незначительным увеличением рабочей нагрузки на экипаж, например, изменением маршрута в плане полета.

10. Ожидаемые условия эксплуатации. Условия, которые известны из практики или возникновение которых можно с достаточным основанием предвидеть в течение срока службы самолета с учетом его назначения.

Эти условия включают в себя параметры состояния и факторы воздействия на самолет внешней среды, эксплуатационные факторы, влияющие на безопасность полета. Ожидаемые условия эксплуатации не включают в себя:

(a) Экстремальные условия, которых можно надежно избежать путем введения эксплуатационных ограничений и правил.

(b) Экстремальные условия, которые возникают настолько редко, что требование выполнять нормы летной годности в этих условиях привело бы к обеспечению более высокого уровня летной годности, чем это необходимо и практически обосновано.

11. Предельные ограничения - ограничения режимов полета, выход за которые недопустим ни при каких обстоятельствах.

12. Эксплуатационные ограничения - условия, режимы и значения параметров, преднамеренный выход за пределы которых недопустим в процессе эксплуатации самолета.

13. Рекомендуемые режимы полета - режимы внутри области, определяемой эксплуатационными ограничениями, устанавливаемые в Руководстве по летной эксплуатации

14. Функциональная система самолета - совокупность взаимосвязанных элементов, узлов (блоков) и агрегатов, предназначенная для выполнения заданных общих функций. Перечень функциональных систем и их состав устанавливаются Разработчиком самолета. В качестве причин отказного состояния (вида/ отказа системы) рассматриваются отказы и совокупности отказов элементов системы, а также отказы систем, функционально связанных с данной системой.

Перечень употребляемых аббревиатур

АП	- автопилот
АРК	- авиационный радиокомпас
АРО	- аппаратура речевого оповещения
АСУ	- антенное согласующее устройство
АСУРМ	- автоматическая система управления резервной мощностью
АТД	- автомат тяги двигателя
АФУ	- антенно-фидерное устройство
ВПП	- взлетно-посадочная полоса
ВСУ	- вспомогательная силовая установка
ГТД	- газотурбинный двигатель
ДМВ	- дециметровый диапазон радиоволн
КВ	- коротковолновый диапазон радиоволн
КПТ	- концевая полоса торможения
КУР	- курсовой угол радиостанции
MB	- метровый диапазон радиоволн
МРМ	- маркерный радиомаяк
ОУЭ	- ожидаемые условия эксплуатации
ПВП	- полет по правилам визуального полета
ППП	- полет по правилам полета по приборам
РДВ	- располагаемая дистанция взлета
РДПВ	- располагаемая дистанция прерванного взлета
РДР	- располагаемая дистанция разбега
РЛЭ	- Руководство по летной эксплуатации
РО	- Регламент технического обслуживания
РСО	- радиосвязное оборудование
РПД	- располагаемая посадочная дистанция
РТО НП	- радиотехническое оборудование навигации и посадки
РУД	- рычаг управления двигателя
РЭ	- Руководство по технической эксплуатации
САУ	- система автоматического управления
СВ	- средневолновый диапазон радиоволн
СП	- система посадки
СПУ	- самолетное переговорное устройство
СЭС	- система энергоснабжения самолета
ТВД	- турбовинтовой двигатель
ТРД	- турбореактивный двигатель
УВД	- управление воздушным движением
ЦСО	- центральный сигнальный огонь
DME	- аппаратура измерения дальности
ILS	- инструментальная система посадки
MLS	- микроволновая система посадки
VOR	- курсовой всенаправленный радиомаяк сверхвысокочастотного диапазона