Об установлении нормы летной годности гражданских воздушных судов

      В соответствии со статьей 4 Закона Республики Казахстан от 15 декабря 2001 года "О государственном регулировании гражданской авиации" Правительство Республики Казахстан ПОСТАНОВЛЯЕТ:

      1. Установить прилагаемые нормы летной годности гражданских воздушных судов. см.Z100339

      2. Настоящее постановление вводится в действие со дня подписания.

      Премьер-Министр
      Республики Казахстан

Утверждены         
постановлением Правительства
Республики Казахстан  
от 6 сентября 2007 года N 779

Нормы
летной годности гражданских воздушных судов

Общие положения

      Настоящие Нормы летной годности гражданских воздушных судов разработаны в целях повышения уровня безопасности полетов гражданских воздушных судов с учетом современных достижений авиационной техники и опыта ее эксплуатации, и устанавливают основные требования к конструкции, параметрам и летным качествам воздушного судна и его компонентам.
      Настоящие Нормы летной годности гражданских воздушных судов являются государственными техническими требованиями при разработке государственных и отраслевых стандартов, технических заданий и технических условий по гражданской авиационной технике. Требования Норм летной годности гражданских воздушных судов обязательны для выполнения государственными органами (ведомствами) Республики Казахстан, предприятиями, организациями и учреждениями гражданской авиации, независимо от их форм собственности, при проектировании, производстве, испытании, сертификации и ремонте авиационной техники.

1. Основные определения

      1. В настоящих Нормах летной годности гражданских воздушных судов приняты следующие термины и определения:

      1) нормы летной годности гражданских воздушных судов (далее - Нормы) - документ, содержащий государственные технические требования к конструкции, параметрам и летным качествам воздушного судна и его компонентам, направленные на обеспечение безопасности полетов;

      2) уполномоченный орган - орган государственного управления, осуществляющий в пределах своей компетенции реализацию государственной политики в сфере гражданской авиации, государственный контроль и надзор, координацию и регулирование деятельности гражданской и экспериментальной авиации и использование воздушного пространства Республики Казахстан;

      3) комиссия по нормам летной годности воздушных судов - консультативно-совещательный орган уполномоченного органа, который вырабатывает предложения по постоянному совершенствованию норм летной годности воздушных судов в Республике Казахстан;

      4) воздушное судно (далее - ВС) - летательный аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет его взаимодействия с воздухом, отличного от взаимодействия с воздухом, отраженным от земной (водной) поверхности;

      5) образец гражданской авиационной техники - ВС, двигатель или иное авиационное оборудование;

      6) заказчик - министерства и ведомства Республики Казахстан, заказывающие и (или) эксплуатирующие ВС;

      7) исполнитель (изготовитель) - организации осуществляющие проектирование, постройку опытных образцов авиационной техники и выпуск серийных ВС, двигателей и оборудования;

      8) сертификация - установление соответствия типа ВС, его двигателей и оборудования настоящим Нормам;

      9) сертификат летной годности типа - документ, выданный уполномоченным органом, подтверждающий соответствие Нормам типа ВС, авиационного двигателя и воздушного винта новых типов;

      10) таблица соответствия - основной документ, свидетельствующий о соответствии типа ВС, двигателей и оборудования требованиям настоящих Норм;

      11) сертификат летной годности - документ, выданный уполномоченным органом на основании сертификата летной годности типа, удостоверяющий соответствие гражданского воздушного судна Нормам;

      12) экспортное удостоверение летной годности - документ, удостоверяющий соответствие экземпляра ВС требованиям норм летной годности государства-изготовителя или государства регистрации, где ВС состояло в реестре;

      13) свидетельство о годности изделия - документ, удостоверяющий соответствие типа двигателя или оборудования настоящим Нормам;

      14) типовая конструкция - конструкция ВС, соответствие которой настоящим Нормам установлено по результатам заводских, государственных и эксплуатационных испытаний;

      15) летная годность - техническое состояние гражданского воздушного судна, которое отвечает летно-техническим характеристикам, параметрам и летным качествам гражданского ВС;

      16) полет воздушного судна - перемещение ВС по земной (водной) поверхности и в воздушном пространстве от начала разбега при взлете (отрыва от земной или водной поверхности при вертикальном взлете) до окончания пробега (освобождение взлетно-посадочной полосы без остановки) или касания земной (водной) поверхности при вертикальной посадке;

      17) особая ситуация - ситуация, возникающая в полете в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний и приводящая к снижению безопасности полета;

      18) усложнение условий полета - особая ситуация, характеризующаяся незначительным увеличением психофизиологической нагрузки на экипаж или незначительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик ВС;

      19) сложная ситуация - особая ситуация, характеризующаяся: заметным повышением психофизиологической нагрузки на экипаж или заметным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик либо выходом одного или нескольких параметров полета за эксплуатационные ограничения, но без достижения предельных ограничений и/или расчетных условий;

      20) аварийная ситуация - особая ситуация, характеризующаяся: значительным повышением психофизиологической нагрузки на экипаж или значительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик либо приводящая к достижению (превышению) предельных ограничений и/или расчетных условий;

      21) катастрофическая ситуация - особая ситуация, при возникновении которой предотвращение гибели людей оказывается практически невозможным;

      22) ожидаемые условия эксплуатации - расчетные условия определенные настоящими Нормами, эксплуатационные ограничения и рекомендуемые режимы полетов, установленные для данного типа ВС при его сертификации;

      23) предельные ограничения - ограничения режимов полета, выход за которые недопустим ни при каких обстоятельствах;

      24) эксплуатационные ограничения - условия, режимы и значения параметров, преднамеренный выход за пределы которых недопустим в процессе эксплуатации ВС;

      25) рекомендуемые режимы полетов - режимы полетов в пределах эксплуатационных ограничений, установленных Руководством по летной эксплуатации ВС;

      26) функциональная система ВС - совокупность взаимосвязанных изделий, предназначенных для выполнения заданных общих функций;

      27) отказное состояние (функциональный отказ) - вид неработоспособного состояния системы в целом, характеризующийся определенным нарушением ее функции независимо от причин, вызывающих это состояние.

2. Классификация положений Норм

      2. Настоящие Нормы содержат обязательные нормы, рекомендации и вспомогательные сведения:

      1) обязательные нормы - требования к характеристикам воздушного судна, двигателям, оборудованию, их конструкции, материалам, испытаниям и порядку пользования настоящими Нормами. Единообразное применение и однозначное толкование Норм признается в качестве необходимого, а их соблюдение - обязательным условием обеспечения безопасности полетов;

      2) рекомендации - положения, относящиеся к характеристикам воздушного судна, двигателям, оборудованию, их конструкции, материалам и испытаниям.
      Единообразное применение рекомендаций признается в качестве желательного, а их соблюдение - рекомендуемым условием обеспечения безопасности полетов;

      3) вспомогательные сведения - сведения, не являющиеся обязательными нормами или рекомендациями, содержащие различные данные и справочную информацию.

3. Назначение и применение настоящих Норм

      3. Настоящие Нормы распространяются на гражданские дозвуковые сухопутные ВС предназначенные для перевозки пассажиров, почты и грузов.

      4. Степень применимости требований, изложенные в Нормах, к воздушным судам специального назначения (грузовым, сельскохозяйственным, санитарным, учебным, спортивным и другим) определяется уполномоченным органом.

      5. Действие настоящих Норм распространяются на гражданские воздушные суда, его двигатели и оборудование, предназначенные для экспорта и импорта.

      6. Отступления от Норм могут признаваться уполномоченным органом приемлемыми, если невыполнение отдельных Норм компенсируется другими мерами, обеспечивающими эквивалентный уровень летной годности, сертифицированными в установленном порядке и принятыми исполнителем и заказчиком.

      7. Если требования действующих Норм предусматривают согласование с уполномоченным органом каких-либо количественных или качественных характеристик образца гражданской авиационной техники, видов, программ или методов его испытаний, то такое согласование проводится или уполномоченным органом непосредственно или организацией, им назначенной (уполномоченной).

4. Общие требования к сертификации воздушных судов,
двигателей и оборудования

      8. Сертификация ВС, двигателей и оборудования производится в установленном порядке в соответствии с правилами сертификации гражданских воздушных судов .

      9. Сертификации подвергаются:
      1) ВС, его двигатели и оборудование;
      2) двигатели до установки на ВС;
      3) оборудование до установки на ВС.
      При сертификации ВС, его двигателей и оборудования устанавливается соответствие воздушного судна настоящим Нормам.
      При сертификации двигателя устанавливается его соответствие требованиям, изложенным в главах 93 - 128 и главах 203 - 235 настоящих Норм.
      При сертификации турбовинтового двигателя устанавливается соответствие двигателя и воздушного винта требованиям глав 93 - 128 и 236 - 260 настоящих Норм.
      При сертификации оборудования устанавливается его соответствие требованиям глав 164 - 202 настоящих Норм.

      10. Воздушное судно, его двигатели и оборудование должны пройти следующие виды испытаний:
      1) заводские;
      2) государственные;
      3) эксплуатационные;
      4) дополнительные и/или контрольные (в необходимых случаях).

      11. Соответствие ВС, двигателей и оборудования Нормам должны устанавливаться на основании результатов расчетов, моделирования, лабораторных, стендовых, наземных и летных испытаний, требования к которым регламентированы в соответствующих пунктах Норм. По результатам заводских, государственных и эксплуатационных испытаний исполнитель и заказчик устанавливают соответствие ВС, двигателей и оборудования требованиям Норм.

      12. Изготовитель обязан представлять в уполномоченный орган таблицу соответствия с приложением документов и материалов, подтверждающих соответствие типа ВС, двигателя и оборудования настоящим Нормам.

      13. Уполномоченный орган выдает по представлению исполнителя и заказчика сертификат летной годности типа ВС, если по результатам заводских, государственных и/или эксплуатационных испытаний установлено соответствие ВС данного типа требованиям настоящих Норм.

5. Общие требования к летной годности

      14. Настоящие Нормы устанавливают:
      1) государственные требования к летной годности ВС;
      Установленный государством уровень летной годности ВС достигается выполнением всех требований настоящих Норм;
      2) факторы (условия или причины), приводящие к возникновению особых ситуаций и подлежащие рассмотрению при оценке летной годности ВС, которые указываются в соответствующих пунктах настоящих Норм.
      По степени опасности особые ситуации разделяются на:
      усложнение условий полета;
      сложные ситуации;
      аварийные ситуации;
      катастрофические ситуации;
      3) усложнение условий полета - особая ситуация, характеризующаяся:
      незначительным увеличением психофизиологической нагрузки на экипаж, или
      незначительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик ВС.
      Усложнение условий полета не приводит к необходимости немедленного или не предусмотренного заранее изменения плана полета и не препятствует его благополучному завершению.
      При усложнении условий полета допускается изменение плана полета в соответствии с указаниями Руководства по летной эксплуатации (РЛЭ);
      4) предотвращение перехода сложной ситуации в аварийную или катастрофическую может быть обеспечено своевременными и правильными действиями членов экипажа (в соответствии с Руководством по летной эксплуатации), в том числе немедленным изменением плана, профиля или режима полета;
      5) по частоте возникновения, события (отказы, отказные состояния, особые ситуации, внешние воздействия) делятся на повторяющиеся, умеренно вероятные, маловероятные, крайне маловероятные, практически невероятные.
      При необходимости количественной оценки вероятностей возникновения событий должны использоваться следующие значения вероятностей, отнесенные либо к одному часу полета, либо к одному полету, в зависимости от характера рассматриваемого события:
      повторяющиеся - более 10 ^-3 ;
      умеренно-вероятные - в диапазоне 10 ^-3 - 10 ^-5 ;
      маловероятные - в диапазоне 1 ^-5 - 10 ^-7 ;
      крайне маловероятные - в диапазоне 10 ^-7 - 10 ^-9 ;
      практически невероятные - менее 10 ^-9 ;
      6) конкретное отказное состояние системы может явиться следствием, как отказов отдельных элементов, так и комбинации этих отказов, если результирующее влияние таких отказов на работоспособность системы в целом оказывается одинаковым в каждом случае.

      15. Для достижения установленного уровня летной годности необходимо выполнение всех требований, изложенных в настоящих Нормах, в ожидаемых условиях эксплуатации.

      16. Ожидаемые условия эксплуатации включают в себя:
      1) параметры состояния и факторы воздействия на ВС внешней среды:
      барометрическое давление, плотность, температура и влажность воздуха;
      направление и скорость ветра, горизонтальные и вертикальные порывы ветра и его градиенты;
      воздействие атмосферного электричества, обледенение, град, снег, дождь, птицы;
      2) эксплуатационные факторы:
      состав экипажа ВС;
      класс и категория аэродрома, параметры и состояние взлетно-посадочной полосы (ВПП);
      вес и центровка для всех предусмотренных конфигураций ВС;
      возможные конфигурации - варианты геометрических форм ВС, соответствующие различным этапам и режимам полета (взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, экстренное снижение, заход на посадку и посадка, уход на второй круг);
      режим работы двигателей и продолжительность работы на определенных режимах;
      особенность применения ВС (выполнение полета в визуальных условиях или по приборам, над водной поверхностью, над равнинной, горной или безориентирной местностью, в высоких широтах, на грунтовых аэродромах);
      характеристика воздушных трасс, линий и маршрутов;
      состав и характеристика наземных средств обеспечения полета;
      минимум погоды на взлете и посадке;
      применяемое топливо, масла, присадки и другие расходуемые технические жидкости и газы;
      периодичность и виды технического обслуживания, назначенный ресурс, срок службы ВС, его функциональных систем;
      3) параметры (режимы) полета:
      высота полета;
      горизонтальные и вертикальные скорости;
      перегрузки;
      углы атаки, скольжения, крена и тангажа;
      сочетания этих параметров для предусмотренных конфигураций ВС.
      В необходимых случаях в ожидаемые условия эксплуатации включаются и другие данные, определяемые особенностями применения конкретного типа ВС. Ожидаемые условия эксплуатации входят в качестве ограничений, условий и методов эксплуатации ВС в его эксплуатационную документацию.
      Примечание. При рассмотрении совокупности параметров ожидаемых условий эксплуатации для анализа особых ситуаций должна учитываться вероятность их одновременного возникновения.

      17. Эксплуатационные и предельные ограничения должны устанавливаться изготовителем с учетом вероятности внешних воздействий и функциональных отказов, характеристик ВС, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых приборов и оборудования.

      18. Эксплуатационные ограничения должны быть указаны в соответствующих разделах эксплуатационной документации (Руководство по летной эксплуатации, Руководство по технической эксплуатации, Регламент технического обслуживания) в виде, обеспечивающем возможность контроля со стороны летного и наземного персонала.
       Информация о предельных ограничениях приводится в Руководстве по летной эксплуатации.

      19. При отсутствии или недостаточности естественных предупреждающих признаков ВС должен быть оборудован искусственными средствами, обеспечивающими предупреждение экипажа в полете о приближении или достижении эксплуатационных ограничений. Если характеристики ВС, естественные признаки или искусственные средства не обеспечивают эффективного предупреждения, то ВС должен быть оборудован специальными устройствами, предотвращающими непреднамеренный выход за предельные ограничения.
      Примечание 1. К средствам, предупреждающим экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений, могут относиться:
      1) разметка шкал индикаторов с выделением допустимых диапазонов;
      2) тактильная, световая и звуковая сигнализации и другие.
      Примечание 2. К специальным устройствам, предотвращающим непреднамеренный выход за предельные ограничения, относятся:
      1) механизмы изменения усилий и перемещений рычагов и органов управления;
      2) устройства автоматического отклонения органов управления по сигналам датчиков или вычислителей предельных режимов и т.п.;
      Примечание 3. Рекомендуется устанавливать в непосредственной близости от приборов надписи (таблицы) с обозначением диапазона эксплуатационных ограничений контролируемых этими приборами параметров.

      20. Возвращение ВС в область эксплуатационных ограничений или рекомендуемых режимов после выхода за эксплуатационные ограничения (без превышения предельных ограничений) не должно требовать от экипажа исключительного профессионального мастерства, применения чрезмерных усилий и (или) необычных приемов пилотирования.

      21. ВС должно быть спроектировано и построено таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации:
      1) любое отказное состояние (функциональный отказ), приводящее к возникновению катастрофической ситуации, оценивалось как событие не более частое, чем практически невероятное, или чтобы суммарная вероятность возникновения катастрофической ситуации, вызванной отказными состояниями (функциональными отказами), для ВС в целом не превышала значения, соответствующего 10 ^-7 на один час полета;
      2) суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации, вызванной отказными состояниями (функциональными отказами), для ВС в целом не превышала 10 ^-6 на один час полета; при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ), приводящее к аварийной ситуации, оценивалось как событие не более частое, чем крайне маловероятное;
      3) суммарная вероятность возникновения сложной ситуации, вызванной отказными состояниями (функциональными отказами), для ВС в целом не превышала 10 ^-4 на один час полета; при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ), приводящее к сложной ситуации, оценивалось как событие не более частое, чем маловероятное.
      Все усложнения условий полета и отказные состояния (функциональные отказы), приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.
      Примечание 1. Значения вероятностей возникновения особых ситуаций должны быть рассчитаны исходя из продолжительности типового полета.
      Примечание 2. Анализ особых ситуаций должен проводиться с учетом взаимовлияния функциональных систем.
      Примечание 3. Желательно, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ), приводящее к усложнению условий полета, не могло быть отнесено к событиям повторяющимся.

      22. Отказное состояние (функциональный отказ) функциональной системы может быть отнесено к событию практически невероятному, если выполняется одно из следующих условий:
      1) указанное состояние является сочетанием двух и более независимых последовательных отказов и возникает с вероятностью менее 10 ^-9 на один час полета;
      2) указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушение, заклинивание) и изготовитель обоснует практическую невероятность возникновения такого состояния анализом конкретной схемы и реальной конструкции, материалами статистической оценки подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатами испытаний данной конструкции на прочность, выносливость и живучесть с учетом соответствующих требований, установленных настоящими Нормами, при эксплуатации сертифицируемого объекта в пределах назначенного ресурса и в соответствии с установленными сроками и порядком технического обслуживания.
      Примечание. Если в процессе сертификации показано, что отказное состояние (функциональный отказ) относится к категории событий практически невероятных, то такое событие может быть исключено из дальнейшего анализа особых ситуаций по пункту 21 настоящих Норм.

      23. Для доказательства соответствия ВС требованиям пункта 21 настоящих Норм применительно к отказным состояниям (функциональным отказам), вызывающим аварийную ситуацию, должно быть дополнительно выполнено одно из следующих условий:
      1) имеющийся опыт позволяет считать это отказное состояние крайне маловероятным, или
      2) отказное состояние возникает в результате сочетания двух и более независимых последовательных отказов, или
      3) выполнено требование подпункта 2) пункта 22 настоящих Норм.

      24. В случае если отказное состояние (функциональный отказ) приводит к возникновению сложной или аварийной ситуации и не отнесено к категории практически невероятных, экипажу должна быть обеспечена возможность своевременного обнаружения отказа для выполнения предписанных Руководством по летной эксплуатации действий.
      Примечание. В качестве контролируемых параметров, необходимых для обеспечения возможности своевременного обнаружения экипажем отказа, рекомендуется выбирать такие, отклонение которых от нормированного значения не сопровождается возникновением отказа, а предупреждает о его приближении.

      25. В случае если отказное состояние (функциональный отказ) приводит к возникновению аварийной ситуации и не отнесено к категории практически невероятного, Руководство по летной эксплуатации должно содержать рекомендации, позволяющие экипажу принять все возможные меры для предотвращения перехода аварийной ситуации в катастрофическую.
      Желательно, чтобы указанные рекомендации были проверены в летных испытаниях. В тех случаях, когда летная проверка связана с повреждением ВС, с особо высокой степенью риска или заведомо нецелесообразна, разработанные рекомендации должны подтверждаться результатами анализа опыта эксплуатации других ВС, близких по конструкции к сертифицируемому, а также результатами соответствующих лабораторных, стендовых испытаний, моделирования и расчетов.

      26. В случае если отказное состояние (функциональный отказ) приводит к возникновению сложной ситуации и не отнесено к категории практически невероятного, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по завершению полета в этом случае.
      Указания Руководства по летной эксплуатации по действиям в сложных ситуациях должны быть проверены в летных испытаниях и не должны требовать от экипажа чрезмерных усилий и необычных приемов пилотирования.

      27. В случае если отказное состояние (функциональный отказ) приводит к возникновению усложнения условий полета, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по продолжению полета, методам эксплуатации систем и парированию неисправностей в полете.
      Если при этом отказное состояние (функциональный отказ) влияет на пилотирование, то рекомендации Руководства по летной эксплуатации должны быть проверены летными испытаниями.

      28. ВС должен иметь не менее двух двигателей (маршевых).
      Любой один отказ систем обеспечения работы силовой установки (топливной, масляной, электрической и т.п.) не должен приводить к отказу более чем одного двигателя.

      29. В случае последовательного отказа или самопроизвольного выключения всех двигателей на высоте крейсерского полета характеристики систем управления, а также характеристики ВС должны обеспечивать возможность выполнения снижения, выравнивания и приземления (приводнения).
      Примечание. В этом случае не рассматриваются отказы двигателей типа их заклинивания.

      30. Состав экипажа ВС (количество членов экипажа и их профессиональный состав) должен обеспечивать выполнение всех предписанных Руководством по летной эксплуатации операций в течение располагаемого на каждом этапе полета времени, при этом число лиц, допущенных к пилотированию, должно быть не менее двух. В кабине экипажа должно быть не менее двух рабочих мест, обеспечивающих возможность пилотирования с любого из них на всех этапах полета.

      31. На ВС при отказе генераторов электроэнергии, установленных на маршевых двигателях, должно быть обеспечено функционирование приемников электроэнергии, необходимых для безопасного продолжения полета и посадки в соответствии с Руководством по летной эксплуатации на аэродром вылета, назначения или ближайший запасной аэродром, в том числе для:
      1) пилотирования ВС и навигации;
      2) работы систем жизнеобеспечения и пожаротушения;
      3) работы средств, предупреждающих экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений;
      4) ведения внешней и внутрикабинной связи;
      5) аварийного освещения кабины экипажа и пассажирских салонов;
      6) работы системы сбора полетной информации.

      32. При определении соответствия ВС общим требованиям летной годности необходимо использовать: таблицу соответствия; эксплуатационную документацию; описание основных принципов, заложенных в конструкции ВС и его функциональных систем, а также способов осуществления этих принципов в реальной конструкции; результаты анализа возможных причин и вероятностей возникновения сложной, аварийной и катастрофической ситуации, обусловленных летной годностью; результаты расчетов, а также стендовых, лабораторных и летных испытаний ВС и его функциональных систем, подтверждающие соответствие ВС требованиям, изложенных в настоящих Нормах; результаты анализа опыта эксплуатации ВС - прототипов и их модификаций; результаты анализа технологии технического обслуживания ВС.

6. Общие требования к Руководству по летной эксплуатации ВС

      33. Руководство по летной эксплуатации должно содержать ограничения, рекомендации, другие сведения по летной эксплуатации, технике пилотирования и включает в себя:
      1) общие положения;
      2) ограничения;
      3) действия в особых случаях полета;
      4) нормальные правила эксплуатации;
      5) летно-технические характеристики;
      6) приложения.
      Примечание. Конкретная структура, наименование и последовательность изложения разделов Руководства по летной эксплуатации определяются в соответствии с действующими нормативными документами.

      34. Руководство по летной эксплуатации должно соответствовать настоящим Нормам, Сертификату летной годности типа, Техническому описанию, Регламенту технического обслуживания и Руководству по технической эксплуатации ВС. Руководство по летной эксплуатации должно соответствовать документам общего назначения, определяющим правила выполнения полетов и организацию движения воздушных судов, а также документам метеорологического и аэродромного обеспечения, действующим на воздушных линиях и аэродромах, на которых предусматривается эксплуатация ВС данного типа.

      35. Указания и рекомендации Руководства по летной эксплуатации, касающиеся выполнения полетов и действий экипажа, в том числе и при возникновении особых ситуаций, должны быть подтверждены результатами соответствующих летных испытаний ВС с учетом пунктов 25 - 27 настоящих Норм.

      36. Указания и рекомендации Руководства по летной эксплуатации должны быть сформулированы четко и кратко и не должны допускать возможности неоднозначного их толкования. В Руководстве по летной эксплуатации рекомендуется применять терминологию и обозначения в соответствии с настоящими Нормами.

7. Летные характеристики, устойчивость и
управляемость воздушного судна

      37. В главах 7 - 11, 13 - 22 излагаются требования и рекомендации к летным характеристикам, к характеристикам устойчивости и управляемости в штурвальном режиме при нормально работающих двигателях и при отказах двигателей, при нормальной работе всех систем и агрегатов, влияющих на летные характеристики и характеристики устойчивости и управляемости, а также при их отказах, которые оговорены в соответствующих пунктах главы.
      Кроме того, изложены требования к характеристикам ВС на больших углах атаки. Выполнением требований глав 7 - 11, 13 - 22 обеспечивается летная годность ВС в части летных характеристик и характеристик устойчивости и управляемости в ожидаемых условиях эксплуатации при пилотировании ВС в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      38. Соответствие требованиям, изложенными в главах 7 - 11, 13 - 22, должно быть установлено путем испытаний ВС и расчетов, основанных на результатах испытаний, обеспечивающих такую же точность, как и результаты, полученные при непосредственном проведении испытаний, или воспроизводящих эти результаты испытаний с запасом.

      39. Отказы функциональных систем, влияющие на летные характеристики, а также на характеристики устойчивости и управляемости, не рассмотренные в главах 7 - 11, 13-22, должны быть оценены в соответствии с требованиями главы 5 с учетом вероятности их возникновения.

      40. Необходимые для эксплуатации ВС сведения о летных характеристиках, характеристиках устойчивости и управляемости, а также методы пилотирования в ожидаемых условиях эксплуатации должны быть изложены в Руководстве по летной эксплуатации для всех этапов полета в виде, позволяющем легко определять ограничения, рекомендуемые режимы полетов, режимы работы двигателей, систем и агрегатов и действия пилотов во всех предусмотренных для эксплуатации случаях полета.
      Руководство по летной эксплуатации должно содержать материалы (в виде номограмм, таблиц и графиков), позволяющие легко и быстро устанавливать максимальную допустимую взлетную (посадочную) массу и взлетные (посадочные) характеристики ВС, а также характеристики полета по маршруту в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации.

      41. На всех этапах полета ВС не должен обладать особенностями, способствующими непроизвольному выводу его за эксплуатационные ограничения, установленные в Руководстве по летной эксплуатации.

      42. Предписанные Руководством по летной эксплуатации методы пилотирования не должны требовать чрезмерно высокой квалификации пилота, чрезмерного внимания и большого физического напряжения, что должно подтверждаться летной оценкой.

      43. Требования к летным характеристикам, характеристикам устойчивости и управляемости при отказавших двигателях рассматриваются в главах 7 - 11, 13 - 22 при отказавшем критическом двигателе.

      44. В материалах Руководства по летной эксплуатации для определения взлетно-посадочных характеристик и соответствующих ограничений должны учитываться 50% встречной, 150% попутной и 100% боковой составляющих скорости ветра.

      45. При оценке летной годности в случае возникновения различных отказов и связанных с ними нарушений режимов полета необходимо рассматривать условия пилотирования и поведение ВС с учетом запаздывания действий членов экипажа при вмешательстве в управление ВС для парирования этого отказа.
      Примечание: Запаздывание действий члена экипажа определяется интервалом времени между моментом обнаружения отказа (нарушения режима полета) и началом действия этого члена экипажа для парирования данного отказа (нарушения режима полета).
      Момент обнаружения отказа определяется по распознаваемому экипажем изменения какого-либо параметра движения ВС или при помощи средств сигнализации отказов.

      46. При определении в летных испытаниях взлетно-посадочных характеристик фактические траектории могут быть получены из непрерывно выполненных режимов, либо составленных из отдельных участков.
      При составлении траекторий из отдельных участков необходимо, чтобы:
      1) границы каждого участка были четко определены изменением конфигурации ВС, тяги (мощности) двигателей, скорости полета;
      2) траектория была проверена в непрерывном режиме, и было видно, что траектория, построенная из отдельных участков, согласуется с траекторией непрерывно выполненных режимов.

      47. При пересчете результатов летных испытаний заданные атмосферные условия должны быть приведены к стандартным по таблице Международной стандартной атмосферы. На рис. 1. показана зависимость температуры воздуха от высоты в стандартных условиях. Одновременно приведены зависимости температуры от высоты для высокотемпературных и низкотемпературных условий, принятые в Международной организации гражданской авиации (ИКАО) (ООС - 9051 - АМ/896).

      Cм. бумажный вариант

      48. В настоящих Нормах приняты следующие специальные термины и определения:

      1) взлет - этап полета, включающий в себя разбег ВС и отрыв с последующим набором высоты 400 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы или высоты, на которой заканчивается переход в полетную конфигурацию в зависимости от того, какая из них больше, рис. 2.;

      2) нормальный взлет - взлет при нормальной работе всех двигателей и систем ВС, влияющих на взлетные характеристики;

      3) прерванный взлет - взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя или систем ВС, влияющих на взлетные характеристики, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением ВС до полной его остановки;

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 2. Схема взлета

      4) продолженный (завершенный) взлет - взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя или систем ВС, влияющих на взлетные характеристики, после чего взлет продолжается и завершается с отказавшим двигателем или системой;
      Примечание: Характеристики прерванного и продолженного взлета рассматриваются в главах 7-11, 13-22 при отказавшем критическом двигателе.

      5) летная полоса - участок местности, состоящий из взлетно-посадочной полосы (ВПП), концевых полос безопасности (КПБ) и боковых полос безопасности (БПБ), если таковые имеются (рис 2.);

      6) располагаемая летная полоса - сумма длин взлетно-посадочной полосы и одной концевой полосы безопасности (если таковая имеется), в направлении которой производится взлет или посадка (рис. 2. и 3.);

      7) концевая полоса безопасности - часть летной полосы, расположенная непосредственно за кромкой взлетно-посадочной полосы и предназначенная для завершения пробега ВС в особых ситуациях;

      8) длина разбега Lp - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки отрыва его от взлетно-посадочной полосы;

      9) располагаемая длина разбега - длина взлетно-посадочной полосы, уменьшенная на длину участка выруливания (рис. 2);

      10) дистанция нормального (продолженного) взлета Lвзл - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки на высоте 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва;

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 3.1. Схема полной посадочной дистанции

      РПД - располагаемая посадочная дистанция, КПБ - концевая полоса безопасности

      11) располагаемая дистанция взлета - расстояние, равное сумме располагаемой длины разбега, концевой полосы безопасности и свободной зоны в направлении взлета, заявленной аэродромной службой, причем располагаемая дистанция взлета должна быть не более 150% длины взлетно-посадочной полосы (рис. 2.);

      12) дистанция прерванного взлета L _{пp взл} - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки полной остановки;

      13) располагаемая дистанция прерванного взлета - длина располагаемой летной полосы, уменьшенная на длину участка выруливания;

      14) градиент набора высоты П _н - тангенс угла наклона траектории набора высоты Ө _н , выраженный в процентах:

                         П _н = tgӨ _н * 100 %.

      15) градиент снижения П _сн - абсолютная величина тангенса угла наклона траектории снижения Ө _сн , выраженная в процентах:

                        П _сн = [tgӨ _сн ] * 100 %.

      16) полный градиент набора высоты П _пн - градиент набора высоты, продемонстрированный при летных испытаниях ВС в рассматриваемых настоящими Нормами условиях и приведенный к номинальной регулировке двигателей по тяге (мощности) с учетом процедур прогрева двигателей, установленных Руководством по летной эксплуатации;

      17) чистый градиент набора высоты П _чн - полный градиент набора высоты (подпункт 16. настоящего пункта), уменьшенный в соответствии с настоящими Нормами;

      18) фактическая траектория - траектория, продемонстрированная в летных испытаниях;

      19) полная траектория - фактическая траектория, пересчитанная к номинальной регулировке двигателей по тяге (мощности) и к заданным в Руководстве по летной эксплуатации условиям и режимам полета с учетом процедур прогрева двигателей, установленных Руководством;

      20) чистая траектория взлета - полная траектория взлета, градиенты П _н которой уменьшены в соответствии с настоящими Нормами;

      21) заход на посадку - этап полета с высоты начала перехода конфигурации из полетной в конфигурацию захода на посадку, но не ниже 400 метров, и до высоты 15 метров над уровнем торца взлетно-посадочной полосы (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 114 настоящих Норм);

      22) входная кромка взлетно-посадочной полосы - линия торца взлетно-посадочной полосы, над которой пролетает ВС при посадке;

      23) посадка - этап полета с высоты 15 метров (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 114 настоящих Норм) над уровнем торца взлетно-посадочной полосы, включающий воздушный участок до касания и пробег до полной остановки (рис. 3.);

      24) уход на второй круг - маневр перевода ВС с режима захода на посадку (посадки) в набор высоты;

      25) посадочная дистанция L _пoc - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с высоты 15 метров (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 114 настоящих Норм), над уровнем торца взлетно-посадочной полосы до полной его остановки;

      26) располагаемая посадочная дистанция - расстояние по горизонтали, равное длине взлетно-посадочной полосы (рис. 3.);

      27) минимальная высота ухода на второй круг - наименьшая высота над уровнем взлетно-посадочной полосы, с которой возможен уход на второй круг в условиях, установленных настоящими Нормами;

      28) высота принятия решения - относительная высота, отсчитываемая от уровня торца взлетно-посадочной полосы, на которой должен быть начат маневр ухода на второй круг в случаях, если до ее достижения не был установлен визуальный контакт с ориентиром, необходимый для выполнения посадки или, если на этой высоте положение ВС относительно заданной траектории полета не обеспечивает безопасность посадки;

      29) критический двигатель - двигатель, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в летных характеристиках, в поведении, в управляемости и в условиях пилотирования ВС на рассматриваемом режиме полета;

      30) конфигурация ВС определяется сочетанием положений механизации крыла, шасси, внешних подвесок и других частей и агрегатов ВС, определяющих его внешние очертания. В зависимости от этапа полета применяются следующие основные конфигурации ВС:

      взлетная - шасси выпущено, механизация крыла во взлетном положении (закрылки, предкрылки отклонены на углы, установленные для взлета ВС);

      полетная - шасси убрано, механизация крыла в полетном положении;

      захода на посадку - шасси выпущено, механизация крыла и аэродинамические средства торможения в положении захода на посадку;

      посадочная - шасси выпущено, механизация крыла и аэродинамические средства торможения в посадочном положении;

      ухода на второй круг - механизация крыла в положении ухода на второй круг;

      31) максимальная допустимая взлетная масса m _{max дв} - наибольшая разрешенная в ожидаемых условиях эксплуатации для данного аэродрома взлетная масса ВС с учетом требований подпункта 34 настоящего пункта, но не более m _взл ;

      32) максимальная допустимая посадочная масса m _{max дп} - наибольшая разрешенная в ожидаемых условиях эксплуатации для данного аэродрома посадочная масса ВС с учетом требований подпункта 36 настоящего пункта, но не более m _{noc max} ;

      33) полет по маршруту - этап полета от момента окончания взлета до начала захода на посадку;

      34) потребный на полет запас топлива включает основной и аэронавигационный запасы топлива. Аэронавигационный запас топлива состоит из компенсационного и резервного запасов топлива;

      35) основной запас топлива - масса топлива, расходуемая при запуске и прогреве двигателей, рулении, взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке, определяемая при принятых прогнозируемых условиях (температурах наружного воздуха и скоростях ветра по трассе), а также при выдерживании расчетных режимов и профиля полета;

      36) резервный запас топлива - масса топлива, необходимая для ухода на второй круг и выполнения полета на запасной аэродром с расчетной точки полета по маршруту в прогнозируемых метеоусловиях, на рекомендованной Руководством по летной эксплуатации высоте со скоростью, соответствующей минимальному километровому расходу топлива; выполнения полета на режиме ожидания над запасным аэродромом; осуществления захода на посадку до высоты принятия решения;

      37) компенсационный запас топлива - масса топлива, необходимая для компенсации погрешностей, связанных с точностью самолетовождения и топливоизмерительных систем, с разбросом индивидуальных характеристик эксплуатируемых ВС и двигателей, с возможными отклонениями метеорологических условий от прогнозируемых, а также дополнительное количество топлива, необходимое для компенсации методических погрешностей расчета потребного на полет запаса топлива;

      38) угол атаки ВС а - угол между продольной осью ОХ и проекцией скорости ВС V на плоскость ОХУ связанной системы координат;
      Примечание 1. Выбор продольной оси должен быть указан во всех документах, где приводится а .
      Примечание 2. Соответствующий а коэффициент подъемной силы (с _у ) определяется в скоростной системе координат.

      39) угол скольжения ВС в - угол между направлением скорости ВС V и плоскостью ОХУ связанной системы координат;

      40) угол крена у - угол между поперечной осью OZ и осью OZg нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю;
      Примечание. Начало нормальной системы координат помещается в центре масс ВС. Ось OZg направлена вверх по местной вертикали. Направление осей OXg и OZg выбирается в соответствии с задачей.

      41) угол тангажа u - угол между продольной осью ОХ и горизонтальной плоскостью OXgZg нормальной системы координат;

      42) угол наклона траектории Ө - угол между направлением земной скорости V _k и горизонтальной плоскостью OXgZg нормальной системы координат;
      Примечание. Земная скорость V _k - скорость движения центра масс ВС относительно какой-либо из земных систем координат.

      43) угол атаки (коэффициент Подъемной силы) сваливания а _с (с _{у с} - угол атаки ВС (коэффициента подъемной силы) соответствующий началу сваливания);
      Примечание 1. Под началом сваливания понимается момент возникновения на больших углах атаки недопустимого по оценке пилота и данным регистрации не прекращающегося без уменьшения угла атаки самопроизвольного апериодического или колебательного движения ВС (исключая движение, которое легко парируется малыми обычными отклонениями рулей).
      Примечание 2. Под сваливанием понимается явление, возникающее на больших углах атаки, характеризующиеся самопроизвольным апериодическим или колебательным движением ВС с большой амплитудой, не прекращающимся без уменьшения угла атаки.

      44) допустимый угол атаки (коэффициент подъемной силы) а _доп (с _{у доп} ) - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве эксплуатационного ограничения для предписанных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС и режимов полета;

      45) предельный угол атаки (коэффициент подъемной силы) а _пред (с _{у пред} ) - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве предельного ограничения для предписанных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС и режимов полета;

      46) максимальный достигнутый угол атаки (коэффициент подъемной силы) а _{д max} (c _{y д max} ) - наибольшее значение угла атаки (коэффициента подъемной силы) ВС, достигнутое при летных испытаниях;

      47) максимальный балансировочный угол атаки (коэффициент подъемной силы) а _{б max} (с _{у б max} ) - наибольшее установившееся значение угла атаки (коэффициента подъемной силы) ВС при полном отклонении штурвала на кабрирование в рассматриваемых условиях полета (конфигурация, центровка, положение стабилизатора, режим работы двигателей и т.п.);

      48) угол атаки (коэффициент подъемной силы) возникновения

предупредительных признаков а _п (с _{у п} ) - угол атаки (коэффициента подъемной силы), на котором возникают естественные или искусственно созданные предупредительные признаки близости к допустимому углу атаки (коэффициенту нормальной силы) а _доп (с _{у доп} );

      49) максимальная эксплуатационная перегрузка, указанная в Руководстве по летной эксплуатации, nу _max - наибольшее допустимое по прочности конструкции значение нормальной перегрузки в центре тяжести ВС при маневре, определяемое в связанной системе координат при рассматриваемой полетной массе и конфигурации ВС;

      50) устойчивость - свойство ВС восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму после прекращения действия на ВС возмущений;

      51) управляемость - свойство ВС отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления (штурвала и педалей);

      52) короткопериодическое движение - вид собственного продольного движения ВС относительно его центра масс, характеризуемый сравнительно быстрым колебательным изменением кинематических параметров вращения ВС при практически постоянной скорости полета V;

      53) длиннопериодическое движение - вид собственного продольного движения ВС относительно исходной траектории полета, характеризуемый сравнительно медленным колебательным изменением как скорости, так и высоты полета при практически постоянном угле атаки;

      54) спиральное движение - вид собственного бокового апериодического движения ВС (обычно медленно протекающий), в процессе которого ВС перемещается по спиралеобразной траектории, самопроизвольно уменьшая или увеличивая ее кривизну и угол крена в зависимости от степени устойчивости или неустойчивости этого движения;

      55) балансировка ВС - состояние равновесия всех действующих на ВС моментов в установившемся режиме полета, обеспечиваемое для каждой конфигурации соответствующими отклонениями рулей. Положения рулей и рычагов управления, обеспечивающие балансировку ВС, называются балансировочными. Балансировкой ВС с освобожденным управлением называется балансировка, при которой усилия на рычагах управления уменьшаются с помощью триммирующих устройств практически до нуля. На сбалансированном по усилиям ВС освобождение рычагов управления не приводит к их перемещениям под воздействием остаточной несбалансированности - допускается остаточная несбалансированность только в пределах силы трения в управлении;
                    ->                                 ->

      56) перегрузка n - отношение результирующей силы R (сумма
    ->                         ->
тяги Р и аэродинамической силы R _A ) к произведению массы ВС m на
                                                           ->
ускорение свободного падения g. При определении перегрузки n для условий разбега, приземления и пробега дополнительно учитывается сила реакции земли.
      Продольная перегрузка n _x = R _x /mg.
      Нормальная перегрузка n _y = R _y /mg.
      Поперечная перегрузка n _z = R _z /mg. R _x , R _y , R _z - соответственно
продольная сила, нормальная сила и поперечная сила (составляющие
                   ->
результирующей силы R по осям связанной системы координат).
      Тангенциальная перегрузка n _x A = R _xA /mg.
      Нормальная скоростная перегрузка n _уА = R _yA /mg.
      Боковая перегрузка n _zA = R _zA /mg, R _хA , R _yA , R _zA -
соответственно тангенциальная сила, подъемная сила и боковая сила
                                 ->
(составляющие результирующей силы R по осям скоростной системы
координат).

      57) условные обозначения, используемые при рассмотрении характеристик устойчивости и управляемости ВС:
      ф, б _в , б _э , б _н - углы отклонения аэродинамических органов управления соответственно стабилизатора, руля высоты, элеронов, руля направления;
      ф _ш.э - угловое отклонение штурвала от нейтрального положения;
      Х в, Х э, Х н - линейные перемещения рычагов управления штурвала и педалей (в месте приложения пилотом усилий) относительно своих нейтральных положений;
      Р _в , Р _э - усилия на штурвале соответственно в продольном и поперечном направлениях;
      Ри = Рн прав - Рн лев - разность усилий на педалях (рис. 4.);
      t _в , t _э , t _н - углы отклонения триммеров руля высоты, элеронов и руля направления относительно своего нейтрального положения;
       dP _e     dP _э     dP _н
      ----,  ----,  ----, - градиенты изменения усилий на штурвале
      dх _в      dх _э    dх _н

и педалях по их ходу;
      w _х , w _у , w _z - скорости крена, рыскания и тангажа в связанной системе координат (рис. 4.);
            dPв           dxв
      Р ⁿ _в = -----, Х ⁿ _в = -----, - соответственно изменение усилий на
            dn _y            dn _y

штурвале и перемещение штурвала на единицу нормальной перегрузки;
        _        ^ n _у- заб
      ^ n _у- заб = --------  - относительный (по отношению к
                   ^ n _у

установившемуся приращению) заброс нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты (стабилизатора);
      t _cp - время срабатывания, определяемое как интервал времени, необходимый для достижения 95% установившегося приращения нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты (стабилизатора);

      58) связанная (OXYZ) и скоростная (ОХ _а Y _a Z _a ) системы координат и правила знаков, принятые при рассмотрении устойчивости и управляемости ВС, приведены на рис. 4. Начало координат системы находится в центре масс ВС. Продольная ось ОХ лежит в плоскости симметрии и направлена вперед от хвостовой к носовой части ВС. Направление продольной оси может быть выбрано как по базовым осям ВС, крыла или фюзеляжа, так и по главным осям инерции.
      Нормальная ось OY расположена в плоскости симметрии ВС и направлена к его верхней части. Поперечная ось OZ перпендикулярна плоскости симметрии ВС и направлена в сторону правой части крыла.
      49. V _{min ЭР} (V _MCG ) - минимальная эволютивная скорость разбега.
      50. V _{min ЭB} (V _MCA ) - минимальная эволютивная скорость взлета.
      51. V _{min отр} (V _MU ) - минимальная скорость отрыва.
      52. V _отк (V _EF ) - скорость в момент отказа двигателя.
      53. V ₁ - скорость принятия решения, скорость разбега ВС, на которой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета.
      54. V _п.cт (V _R ) - скорость в момент подъема передней стойки шасси, скорость начала отклонения штурвала в направлении "на себя" для увеличения угла тангажа на разбеге.

      См. бумажный вариант

      Рис. 4. Система координат и правила знаков

      См. бумажный вариант

      Рис. 5. Изменение нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты

      55. V _отp (V _LOF ) - скорость отрыва, скорость ВС в момент отрыва основных его стоек шасси от поверхности взлетно-посадочной полосы по окончании разбега при взлете.
      56. V ₂ - безопасная скорость взлета.
      57. V _2n - скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями.
      58. V ₃ - скорость в момент начала уборки механизации на взлете.
      59. V ₄ - скорость при полетной конфигурации на взлете.
      60. V _{min эп} (V _MCL ) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку.
      61. V _{min эп-1} (V _MCL-1 ) - минимальная эволютивная  скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем.
      62. V _{min эп-2} (V _MCL-2 ) - минимальная эволютивная  скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями.
      * В скобках приведены обозначения скоростей, принятые в Международной организации гражданской авиации (ИКАО).
      63. V _ЗПДmin - минимальная демонстрационная скорость захода на посадку.
      64. V _ЗПmax - максимальная скорость захода на посадку.
      65. V _ЗП (V _REF ) - скорость захода на посадку.
      66. V _{ЗП_n-1} (V _REF-1 ) - скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем.
      67. V _{ЗП_n-2} (V _REF-2 ) - скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями.
      68. V _c (V _s )скорость сваливания или минимальная скорость ВС, соответствующая максимальному значению коэффициента подъемной силы в
связанной системе координат, достигнутому в процессе торможения до угла атаки а _пред или а _с , если а _пред назначается по сваливанию при условиях, оговоренных в подпункте 43 пункта 48, приведенная к n _уа   = 1.
      69. V _c1 (V _s1 ) - скорость сваливания или минимальная скорость ВС в рассматриваемой конфигурации для рассматриваемых значений массы, центровки ВС и режима работы двигателей, соответствующего полетному малому газу.
      70. V _{а доп} (V _{с у доп} ) - скорость при допустимом угле атаки (коэффициенте подъемной силы), приведенная к n _уа = 1.
      71. V _nn - скорость, соответствующая возникновению предупредительных признаков, приведенная к n _уа = 1.
      72. V _{mах э} - максимальная эксплуатационная скорость.
      73. V _{mах mах} - расчетная предельная скорость.
      74. Для краткого обозначения скоростей должны использоваться следующие сокращения:
      ПР (JAS) - приборная скорость;
      ИЗ (CAS) - индикаторная земная скорость;
      ИН (EAS) - индикаторная скорость;
      ИС (TAS) - истинная скорость.
      Указанные сокращения ставятся после числового значения с размерностью. Например, приборная скорость захода на посадку, равная 200 км/ч, обозначается V _зп = 200 км/ч ПР.

      Приборная скорость - скорость, которую показывает указатель скорости, проградуированный по разности между полным и статическим давлениями воздуха с вычетом сжимаемости при давлении воздуха на уровне моря в стандартных условиях

                     VПP --> Р _полн - Р _ст ,

      где, Р _полн берется с учетом сжимаемости воздуха.

      Индикаторная земная скорость - приборная скорость, исправленная на инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку:

                    VИЗ = VПР + бV _пр + бV _а .

      Индикаторная скорость - индикаторная земная скорость, исправленная на поправку на сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на уровне моря:

                       VИН = VИЗ + бV _сж .

      Истинная скорость - скорость ВС относительно невозмущенного потока, связанная с индикаторной скоростью следующим соотношением:
                                VИИ
                         VИС = -----
                                ___
                               V ^ ,

      где, ^ - отношение плотности воздуха к стандартной плотности воздуха на уровне моря.

8. Скорости взлета

      75. Минимальная эволютивная скорость разбега V _{min ЭP} есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС. Указанное прямолинейное движение ВС должно происходить в направлении, параллельном исходному направлению разбега, без уменьшения тяги (мощности) нормально работающих двигателей. С момента отказа критического двигателя должна обеспечиваться возможность предотвращения бокового смещения ВС свыше 10 метров без необходимости применения особых методов пилотирования при усилиях на педалях, не превышающих установленных в пункте 121 настоящих Норм, а также не должно возникать недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости. Определенное таким образом значение V _{min ЭP} должно соответствовать условиям взлета при боковом ветре 5 м/с под углом 90 ⁰ к оси летной полосы с наиболее неблагоприятной стороны. На ВС, у которых управление носовой тележкой связано с отклонением аэродинамических органов управления, необходимо определить V _{min ЭP} либо при разъединенной связи, либо с поднятой носовой тележкой. Определение V _{min ЭP} должно производиться для максимального режима работы двигателей и других режимов, установленных для взлета, при наиболее неблагоприятных сочетаниях полетной массы и центровки ВС. При демонстрациях V _{min ЭP} на ВС с турбовинтовыми двигателями (ТВД) не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.

      76. Минимальная эволютивная скорость взлета V _{min ЭB} есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС. Указанный прямолинейный полет производится с неработающим критическим двигателем при крене не более 5 ⁰ в сторону работающих двигателей без уменьшения тяги (мощности) нормально работающих двигателей.
      С момента отказа критического двигателя до момента восстановления режима установившегося прямолинейного полета с такой же скоростью, как в исходном установившемся режиме полета, должна обеспечиваться возможность предотвращения изменения курса более чем на 20 ⁰ и угла крена более чем на 15 ⁰ по абсолютной величине. Все это должно достигаться без необходимости применения особых методов пилотирования и без возникновения недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости. После восстановления прямолинейного установившегося режима полета усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать указанные в пункте 121 настоящих Норм значения, угол крена не должен превышать по абсолютной величине 5 ⁰ . Определение значений V _{min ЭB} должно производиться для максимального режима работы двигателей, а также других режимов и для всех вариантов конфигураций ВС, установленных для взлета, при балансировке ВС, соответствующей полету с симметричной тягой при наиболее неблагоприятных сочетаниях полетной массы, эксплуатационной центровки и без учета влияния земли.
      При демонстрациях V _{min ЭB} на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.

      77. Минимальная скорость отрыва V _{min отр} устанавливается для всех принятых для взлета конфигураций ВС в диапазоне центровок, установленных Руководством по летной эксплуатации. Угол атаки в процессе демонстрации V _{min отр} не должен превышать а _доп , а взлетная дистанция - потребной дистанции взлета, определенной в соответствии с пункте 87 настоящих Норм. Должно быть продемонстрировано, что при взлете в диапазоне центровок, установленных Руководством по летной эксплуатации, со всеми работающими двигателями на скорости V _{min отр} возможно производить отрыв ВС и продолжать взлет без применения особых методов пилотирования, без превышения усилий,
указанных в пункте 121 настоящих Норм, и без возникновения нежелательных изменений характеристик устойчивости и управляемости.

      78. Скорость подъема передней стойки шасси V _{п ст} устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации и должна быть не менее, чем:
      1) 1,05 V _{min ЭР} ;
      2) 1,05 V _{min ЭB} ;
      3) 1,05 V _Сl ;
      4) 1,05 V _{min отр} при взлетной конфигурации либо скорости, для которой продемонстрировано, что при подъеме передней стойки с наибольшей практически достижимой угловой скоростью тангажа отрыв ВС происходит на скорости не менее 1,10 V _{min отр} при всех работающих двигателях и 1,05 V _{min отр} при одном неработающем двигателе.
      Примечание: Применительно к самолетам, для которых показано, что угол атаки, ограниченный геометрией самолета, меньше а _доп или достижение V _{min отр} обусловлено предельным отклонением органов продольного управления, указанные выше числовые значения коэффициентов при V _{min отр} могут быть уменьшены до 1,05 и 1,0 соответственно.
      Необходимо устанавливать одно значение V _{п ст} как для нормального, так и для продолженного взлета при фиксированных значениях взлетной массы и атмосферных условий.

      79. Скорость принятия решения V ₁ устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации и должна удовлетворять следующим условиям:
      1) V ₁ > V _{min ЭР} ;
      2) V1 < V _{п ст} .

      80. Безопасная скорость взлета V ₂ устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации и должна быть не менее чем:
      1) 1,20V _cl при взлетной конфигурации; допускается снижение коэффициента при V _cl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5 %;
      2) 1,10 V _{min ЭВ} при взлетной конфигурации.
      Должно быть продемонстрировано, что при подъеме передней стойки шасси на скорости V _{n ст} при продолженном взлете безопасная скорость взлета V ₂ достигается на высоте не большей 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва;
      3) 1,08 V _адоп при взлетной конфигурации.

      81. Скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями V _2n устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации и должна быть не менее:
      1) V ₂ ;
      2) 1,3 V _сl при взлетной конфигурации;
      3) 1,2 V _{min ЭВ} при взлетной конфигурации.
      Скорость начального набора высоты должна достигаться до высоты 120 метров.

      82. Скорость ВС в момент начала уборки механизации V ₃ должна быть не менее чем:
      1) V _2n для нормального взлета или V ₂ для продолженного;
      2) 1.20 Ус, при измененном положении механизации.
      Допускается уменьшение коэффициента при V _сl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания более чем на 5 %;
      3) 1,10 V _{min ЭВ} при той из рассматриваемых конфигураций, для которой V _{min ЭВ} больше.

      83. Скорость ВС V ₄ при полетной конфигурации должна быть не менее чем:
      1) 1,3 V _сl при полетной конфигурации ВС;
      2) 1,2 V _{min ЭВ} при полетной конфигурации ВС.

9. Длины разбега и дистанции взлета

      84. Длины разбега и дистанции взлета должны подтверждаться в следующих условиях:
      1) при всех работающих двигателях:
      режимы работы двигателей должны соответствовать установленным в Руководстве по летной эксплуатации для взлета, при работающих агрегатах силовой установки и систем воздушного судна, приводимых в действие при взлете;
      подъем передней стойки должен производиться на скорости V _{n ст} ;
      безопасная скорость взлета V ₂ должна достигаться до высоты 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС;
      начало уборки шасси должно производиться на высотах не менее 3-5 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС;
      конфигурация ВС (кроме уборки шасси) должна оставаться неизменной;
      2) при отказе одного двигателя дополнительно должно выполняться следующее:
      двигатель должен выключаться на скорости отказа двигателя V _отк ;
      Примечание: V _отк при демонстрации выбирается таким образом, чтобы скорость V ₁ достигалась не менее, чем через 3 секунды после имитации отказа двигателя или через меньшее время, если применены специальные средства сигнализации об отказе двигателя, получившие положительную оценку пилота;
      на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом;
      средства увеличения тяги (мощности) двигателей при отсутствии автоматических устройств для их включения должны применяться экипажем не ранее, чем по достижении скорости V ₁ ;
      для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента дачи команды до момента начала ее выполнения;
      для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещениями рычагов управления, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала последующей.

      85. Дистанция прерванного взлета должна представлять собой сумму следующих трех величин:
      1) длины участка разгона со всеми работающими двигателями с момента старта до момента отказа двигателя на скорости V _отк ;
      2) длины участка разгона с неработающим одним (критическим) двигателем и при нормальной работе остальных двигателей до достижения скорости V _отк ;
      3) длины участка торможения с неработающим двигателем от скорости V ₁ до полной остановки ВС. Дистанция прерванного взлета для установленных в ожидаемых условиях эксплуатации состояний поверхности взлетно-посадочной полосы должна определяться при следующих дополнительных к пункту 84 настоящих Норм условиях:
      средства гашения скорости (снижение тяги или мощности нормально работающих двигателей, торможение колес шасси, включение реверса тяги, выпуск аэродинамических средств торможения и т.п.), приводимые в действие не автоматически, должны применяться не ранее, чем по достижении скорости V ₁ и только в диапазоне скоростей, при которых обеспечивается их безопасное применение;
      эффект от действия дополнительных средств торможения (кроме торможения колес шасси) разрешается учитывать только в том случае, если будет показана возможность получения в рассматриваемых эксплуатационных условиях устойчивых результатов при использовании этих средств торможения.

      86. Потребная длина разбега должна быть не менее чем:
      1) 1,15 суммы длины разбега и 1/2 расстояния по горизонтали от точки отрыва ВС до точки траектории, находящейся на высоте 10,7 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС), при взлете со всеми работающими двигателями;
      2) сумма длины разбега и 1/2 расстояния по горизонтали от точки отрыва до точки траектории, находящейся на высоте 10,7 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС), при взлете с отказом одного двигателя (продолженном взлете).

      87. Потребная дистанция взлета должна быть не менее чем:
      1) 1,15 дистанции нормального взлета;
      2) дистанции продолженного взлета с отказом одного двигателя.

      88. Потребная дистанция прерванного взлета должна быть не менее дистанции прерванного взлета, определенной в соответствии с пунктом 85 настоящих Норм.

10. Траектории и градиенты набора высоты

      89. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете ВС при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 10,7 метров, должен быть:
      1) положительным для ВС с двумя двигателями;
      2) не менее 0,3% - для ВС с тремя двигателями;
      3) не менее 0,5% - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
      конфигурация ВС взлетная, шасси выпущено;
      скорость равна V ₂ ;
      двигатели работают на режиме, установленном для взлета.

      90. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 120 метров, должен быть не менее:
      1) 2,4% - для ВС с двумя двигателями;
      2) 2,7% - для ВС с тремя двигателями;
      3) 3,0% - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
      конфигурация ВС взлетная, шасси убрано;
      скорость равна V ₂ ;
      двигатели работают на режиме, установленном для взлета.

      91. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете ВС при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 400 метров, должен быть не менее;
      1) 1,2% - для ВС с двумя двигателями;
      2) 1,5% - для ВС тремя двигателями;
      3) 1,7% - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
      конфигурация ВС полетная;
      скорость равна V ₄ ;
      двигатели работают на режиме, установленном для набора высоты по маршруту.

      92. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете со всеми работающими двигателями, приведенный к высоте 120 метров, должен быть не менее 5% в следующих условиях:
      конфигурация ВС взлетная, шасси убрано;
      скорость равна V _2n ;
      двигатели работают на режиме, установленном для взлета.

      93. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете со всеми работающими двигателями, приведенный к высоте 400 метров, должен быть не менее 3% в следующих условиях:
      конфигурация ВС полетная;
      скорость не менее V ₄ ;
      двигатели работают на режиме, установленном для набора высоты по маршруту.

      94. Чистая траектория набора высоты с Н = 10,7 метров при одном неработающем двигателе определяется введением поправок к полной траектории, эквивалентных уменьшению градиента не менее чем на:
      1) до высоты окончания уборки шасси;
      0,5% - для ВС с двумя двигателями;
      0,9% - для ВС с тремя двигателями;
      1,0% - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей;
      2) с высоты окончания уборки шасси:
      0,8% - для ВС с двумя двигателями;
      0,9% - для ВС с тремя двигателями;
      1,0% - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей;
      Наклон чистой траектории взлета в каждой ее точке не должен быть отрицательным. В Руководстве по летной эксплуатации должно быть учтено, что чистая траектория взлета должна проходить не менее чем на 10,7 метра выше препятствий.
      Примечание 1. Уборка механизации должна производиться на высоте не менее 120 метров.
      Примечание 2. До высоты 120 метров не допускается вмешательство в ручное управление воздушным винтом.

11. Характеристики полета по маршруту

      95. Скорость полета по маршруту должна быть не менее 1,30V _cl и не более V _{max э} , при этом в полете с одним или с двумя отказавшими критическими двигателями (для ВС, имеющих более двух двигателей) эта скорость должна быть не менее скорости, обеспечивающей выполнение требований к траектории при полете по маршруту (пункты 96, 97 настоящих Норм). При этом должны учитываться требования пунктов 148 и 151 настоящих Норм.

      96. На рекомендованной Руководством по летной эксплуатации высоте горизонтального полета с одним отказавшим критическим двигателем чистый градиент набора высоты при максимальном разрешенном для набора высоты режиме работы двигателей должен быть положительным. При этом чистый градиент определяется путем уменьшения полного градиента на:
      1,1% для ВС с двумя двигателями;
      1,3% для ВС с тремя двигателями;
      1,4% для ВС с числом двигателей более трех.
      В Руководстве по летной эксплуатации должно содержаться указание, что установленная высота полета с одним отказавшим двигателем должна, по крайней мере, на 400 метров превышать максимальную высоту уровня местности в каждой точке выбранного для эксплуатации маршрута.

      97. Для максимального допустимого посадочного веса должна быть обеспечена возможность выполнения установившегося горизонтального полета при двух отказавших двигателях (для ВС, имеющих более двух двигателей) на высоте, превышающей на 400 метров максимальную высоту аэродрома во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Характеристики ВС с двумя отказавшими двигателями определяются по полному градиенту.

      98. На всех высотах крейсерского полета, установленных Руководством по летной эксплуатации, при использовании максимального разрешенного режима работы всех двигателей для набора высоты на рекомендованной скорости, полный градиент набора высоты должен быть не менее 1%. Характеристики набора высоты со всеми работающими двигателями должны быть представлены в Руководстве по летной эксплуатации по полному градиенту.

      99. Для ВС, максимальная крейсерская высота которых выше 4000 метров, должна обеспечиваться возможность экстренного снижения ВС с максимальной крейсерской высоты до высоты 4000 м за время не более 3,5 минут, без превышения установленных Руководством по летной эксплуатации эксплуатационных ограничений. Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания по выполнению режима экстренного снижения.
      Примечание: Время экстренного снижения определяется как интервал между моментом начала действий экипажа для подготовки к экстренному снижению и моментом достижения ВС высоты 4000 метров.

12. Потребный на полет запас топлива

      100. В Руководстве по летной эксплуатации должны быть приведены характеристики расхода топлива, необходимые для определения основного запаса топлива в пределах ожидаемых условий эксплуатации данного типа ВС.

      101. Компенсационный запас топлива должен устанавливаться с учетом всех составляющих. При отсутствии достоверных данных по обоснованию количественных характеристик, составляющих компенсационный запас топлива, масса устанавливаемого компенсационного запаса топлива должна быть не менее 3% от массы основного запаса топлива.
      В Руководстве по летной эксплуатации должны быть приведены материалы, позволяющие определять величину компенсационного запаса топлива.

      102. Резервный запас топлива должен устанавливаться как сумма составляющих. В качестве расчетной точки, с которой выполняется полет на запасной аэродром, устанавливается высота принятия решения при заходе на посадку на аэродром назначения. Расчетные зависимости резервного запаса топлива от удаленности аэродромов, продолжительности ожидания на высоте 400 метров и от посадочной массы ВС должны быть приведены в Руководстве по летной эксплуатации.

      103. Потребный запас топлива должен обеспечивать возможность продолжения полета и посадки либо на аэродроме вылета, либо на аэродроме назначения, либо на ближайшем запасном аэродроме в случае возникновения в любой точке маршрута отказов функциональных систем ВС, непосредственно приводящих к ухудшению характеристик расхода топлива или вынужденному изменению плана полета.
      Примечание 1. Анализ возможности продолжения и завершения полета при отказных состояниях должен производиться в соответствии с требованиями пунктов 21-25.
      Примечание 2. Для ВС, имеющих более двух двигателей, требования пункта 103 должны выполняться в случае последовательного отказа двух двигателей независимо от расчетной вероятности его возникновения.

      104. Минимальный аэронавигационный запас топлива устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации в соответствии с действующими инструкциями по производству полетов.

13. Скорости посадки и ухода на второй круг

      105. Минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку со всеми работающими двигателями Vmin эп есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью только аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС, и при этом возможно:
      продолжить заход на посадку при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей для сохранения режима снижения с градиентом снижения не более 5% без крена;
      прервать заход на посадку (уйти на второй круг) при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей до максимального ее значения, установленного для ухода на второй круг с углом крена не более 5 ⁰ в сторону работающих двигателей.
      Усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать указанные в пункте 121 настоящих Норм значения.
      Определение V _{min эп} должно производиться при всех возможных при заходе на посадку и посадке вариантах конфигурации ВС со всеми работающими двигателями с наиболее неблагоприятным сочетанием полетной массы и эксплуатационной центровки. При демонстрации на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.

      106. Минимальные эволютивные скорости при заходе на посадку, начатом с одним неработающим двигателем V _{min эп-1} или с двумя неработающими двигателями V _{min эп-2} в соответствующих конфигурациях, есть скорости, на которых должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью только аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС, и при этом возможно:
      выполнять заход на посадку с градиентом снижения не более 5% без крена (в том числе с увеличением тяги (мощности) работающих двигателей);
      прервать заход на посадку (уйти на второй круг) при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей до максимального ее значения, установленного для ухода на второй круг с одним и с двумя (для ВС, имеющих четыре и более двигателя) неработающими двигателями с углом крена не более 5 ⁰ в сторону работающих двигателей. Усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать указанные в пункте 121 значения. Определение V _{min эп-1} и V _{min эп-2} должно производиться при всех установленных для захода на посадку и для посадки вариантах конфигурации ВС с одним и двумя неработающими двигателями и наиболее неблагоприятным сочетанием полетной массы и эксплуатационной центровки.

      107. Минимальная демонстрационная скорость захода на посадку V _{зпд_min} устанавливается изготовителем для каждого варианта конфигурации ВС, предписанного Руководством по летной эксплуатации для посадки. В качестве V _{зпд_min} должна выбираться наименьшая скорость, при которой, по результатам летных испытаний, еще не возникают какие-либо нежелательные явления и возможно безопасное завершение посадки и уход на второй круг при полете в спокойном воздухе без возникновения сложных ситуаций.
      При этом не должны требоваться исключительное мастерство и чрезмерное внимание пилота (экипажа). В процессе демонстрации захода на посадку, посадки и ухода на второй круг угол атаки не должен превышать а _доп , a усилия на рычагах управления - значений установленных пунктом 121 настоящих Норм. Режим работы двигателей должен соответствовать снижению с максимальным градиентом снижения П _сн установленным Руководством по летной эксплуатации для данного типа ВС, но во всех случаях не менее 5%. Начиная с высоты 60 метров не должно производиться увеличение режима работы двигателей, кроме тех небольших изменений, которые необходимы для обеспечения точного выдерживания скорости и траектории снижения. Посадка должна производиться без чрезмерных вертикальных ускорений, не должна быть грубой, без появления тенденции к повторному взмыванию, капотированию, рысканию и другим нежелательным последствиям.

      108. Скорость захода на посадку при всех работающих двигателях V _ЗП для всех конфигураций ВС, установленных для захода на посадку, должна быть не менее чем:
      1) 1,3V _с1 ;
      2) 1,05V _{min эп} ;
      3) V _{зпд_min} + 15 км/ч для ВС с V _{зпд_min} > 200 км/ч и V _зп + 10 км/ч для ВС с V _зп < 200 км/ч;
      4) 1,17 V _адоп .
      Примечание. Допускается устанавливать значение V _зп = 1,25 V _с1 для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, кроме отказа двигателя относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.

      109. Скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем V _зп-1 во всех вариантах конфигурации ВС, установленных для захода на посадку и посадки с одним неработающим двигателем, должна быть не менее чем:
      1) 1,3V _cl ;
      2) 1,05V _{min эп-1}
      3) 1,17 V _адоп .
      Примечание. Допускается устанавливать значение V _зп = 1,25V _c1 для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, связанных с отказом двигателя, в сочетании с отказами других систем и относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.

      110. Скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями V _зп-2 во всех вариантах конфигурации ВС, установленных для захода на посадку и посадки с двумя неработающими двигателями, должна быть не менее чем:
      1) 1,25V _cl ;
      2) 1,05V _minЭП-2 .

      111. Максимальная скорость захода на посадку V _{зп max} устанавливается изготовителем для каждого варианта конфигурации ВС, предписанного Руководством по летной эксплуатации для посадки. Должно быть показано, что при заходе на посадку на этой скорости и выполнении посадки в соответствии с установленной для нормальной посадки методикой пилотирования, не возникает особых ситуаций, связанных с угрозой первого касания передней стойкой, стремлением к "козлению", капотированию и других нежелательных явлений. Во всех случаях V _{зп mах} должна быть не менее V _зп + 25 км/ч и не должна превышать ограничений, установленных для рассматриваемых конфигураций, в том числе по эксплуатации колес шасси.

      112. Скорость ВС в момент начала уборки механизации при уходе на второй круг должна быть не менее 1,2V _cl или 1,15 V _cl для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5%, где V _cl относится к измененной конфигурации.

      113. Скорость ВС в процессе ухода на второй круг должна быть не менее:
      1) 1,2 V _cl где V _cl соответствует текущей конфигурации в любой точке ухода на второй круг. Допускается снижение коэффициента при V _cl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5%;
      2) V _clminЭП + 10 км/ч при заходе на посадку со всеми работающими двигателями или V _mахЭП-1 + 10 км/ч при заходе на посадку с одним неработающим двигателем.

14. Посадочные дистанции

      114. Посадочная дистанция должна определяться для посадки со всеми нормально работающими двигателями, а также при одном отказавшем двигателе, если его отказ приводит к снижению эффективности средств торможения и (или) необходимости изменения (ограничения) посадочной конфигурации в следующих условиях:
      установившееся снижение на участке захода на посадку до высоты 15 метров должно производиться с градиентом снижения П _сн , не превышающим 5%, и со скоростью, установленной в соответствии с пунктом 105 настоящих Норм;
      начиная с момента пролета высоты 15 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке ожидаемого касания ВС) и до момента спустя не менее 2 секунды после касания должна сохраняться неизменной посадочная конфигурация ВС (за исключением случаев автоматического изменения конфигурации);
      для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента подачи команды до момента начала ее выполнения;
      для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещением штурвала и (или) педалей, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала последующей;
      посадка должна производиться без чрезмерных вертикальных ускорений и должна быть мягкой, с вертикальной скоростью снижения ВС непосредственно перед касанием взлетно-посадочной полосы не более 1,5 м/с, без появления тенденции к повторному взмыванию, капотированию, рысканию и другим нежелательным явлениям;
      торможение колес шасси должно производиться только после касания ВС взлетно-посадочной полосы, при этом не должны использоваться средства аварийного торможения ВС;
      дополнительные средства торможения ВС, например, реверсирование тяги двигателя, могут применяться только, если доказано, что они действуют безопасно, надежно и применение их в массовой эксплуатации позволит получать устойчивые результаты без заметного ухудшения характеристик управляемости ВС и необходимости применения особого мастерства или напряжения экипажа.
      Если эти дополнительные средства торможения приводятся в действие не автоматически и летными испытаниями не доказано, что их применение до касания не может приводить к нежелательным последствиям, то начало их применения допускается не ранее, чем через 3 секунды после касания ВС взлетно-посадочной полосы.
      Примечание: Для ВС местных воздушных линий со скоростями захода на посадку менее 200 км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты:
      1) 9 метров при градиенте снижения 5%;
      2) 15 метров при градиенте снижения более 5%, но не более 10%.

      115. Потребная посадочная дистанция для сухой взлетно-посадочной полосы должна быть не менее:
      1) посадочной дистанции при выполнении посадки со всеми нормально работающими двигателями, умноженной на коэффициент:
      1,67 - для основных аэродромов;
      1,43 - для запасных аэродромов;
      2) посадочной дистанции при выполнении посадки с одним отказавшим двигателем.

      116. Потребная посадочная дистанция для покрытой атмосферными осадками взлетно-посадочной полосы должна быть не менее:
      1) посадочной дистанции при посадке со всеми работающими двигателями и рассматриваемом состоянии поверхности взлетно-посадочной полосы, умноженной на коэффициент 1,43;
      2) потребной посадочной дистанции, определенной по пункту 115 настоящих Норм (для основных аэродромов).

      117. Потребная посадочная дистанция для влажной взлетно-посадочной полосы в том случае, когда в летных испытаниях определение посадочной дистанции на влажной взлетно-посадочной полосе не производилось, должна представлять собой потребную посадочную дистанцию для сухой взлетно-посадочной полосы, умноженной на коэффициент 1,15.

15. Градиенты и высоты ухода на второй круг

      118. Минимальная высота ухода на второй круг устанавливается изготовителем как для захода на посадку со всеми работающими двигателями, так и с одним неработающим, и демонстрируется при уходе на второй круг при наиболее неблагоприятных сочетаниях эксплуатационных скоростей захода на посадку, центровок и вертикальных скоростей снижения в пределах ограничений, установленных в Руководстве по летной эксплуатации, при этом:
      1) угол атаки не должен превышать а _доп ;
      2) уборка шасси допускается только после перехода к режиму набора высоты;
      3) уборка аэродинамических средств торможения и изменение положения механизации допускается с момента принятия решения об уходе на второй круг;
      4) для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента подачи команды до момента начала ее выполнения;
      5) для операций, не связанных с перемещением рычагов управления, выполняемых одним и тем же членом экипажа, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала последующей;
      6) в процессе демонстрации касание взлетно-посадочной полосы не допускается.

      119. При уходе на второй круг должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты не менее 3,2% при скорости не более 1,3 V _c1 и не менее скоростей, указанных в пункте 105 настоящих Норм, в следующих условиях:
      масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
      шасси выпущено;
      двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
      конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.

      120. При уходе на второй круг с неработающим двигателем должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты:
      1) 2,1 % - для ВС с двумя двигателями;
      2) 2,4% - для ВС с тремя двигателями;
      3) 2,7% - для ВС с четырьмя и большим количеством двигателей, при скорости не более 1,5 V _c1 и не менее указанных в пункте 105 настоящих Норм, в следующих условиях:
      масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
      шасси выпущено;
      двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
      конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.

16. Усилия при управлении

      121. Максимальные усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования ВС в соответствии с Руководством по летной эксплуатации, в том числе и в полете с одним неработающим двигателем, а также при возникновении отказов более частых, чем маловероятные, не должны превышать по абсолютной величине:
      35 кгс - в продольном управлении;
      20 кгс - в поперечном управлении;
      70 кгс - в путевом управлении.
      На продолжительных режимах должна обеспечиваться балансировка ВС по усилиям.

      122. Максимальные кратковременные (не более 30 секунд) усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования ВС при возникновении маловероятных и крайне маловероятных отказных состояний, соответственно не должны превышать:
      50 и 60 кгс - в продольном управлении;
      30 и 35 кгс - в поперечном управлении;
      90 и 105 кгс - в путевом управлении.
      При этом на продолжительных режимах полета усилия на рычагах управления при действиях экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации не должны превышать 10,5 и 20 кгс соответственно.

      123. Величины сил трения на рычагах управления, определяемые как полуразность усилий на рычагах при прямом и обратном ходе, не должны превышать:
      4 кгс - в продольном управлении;
      3 кгс - в поперечном управлении;
      7 кгс - в путевом управлении.
      Усилия страгивания рычагов управления (сумма усилий от трения и предварительного усилия загрузочных устройств) не должны превышать более, чем в два раза, указанные выше значения.
      В крайних положениях (более 80% хода) рычагов поперечного и путевого управлений допускается увеличение сил трения, но не более чем в 1,5 раза.

      124. На рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации режимах полета при постоянных значениях скорости и высоты полета градиенты усилий по ходу рычагов управления не должны изменяться более чем в три раза, за исключением случаев, когда предусматривается резкое изменение усилий (вблизи сбалансированных по усилиям положений рычагов управления от предварительного усилия загрузочных устройств или при подходе к эксплуатационным ограничениям).

17. Продольная устойчивость и управляемость

      125. ВС должен иметь приемлемые характеристики продольного
короткопериодического движения на всех предусмотренных Руководством по летной эксплуатации режимах полета. Рекомендуется, чтобы относительный заброс нормальной перегрузки ^ n _{у_заб} (рис. 5.) был не более 0,3, а время срабатывания t _ср было не более 4 секунд.

      126. Характеристики продольного длинопериодического движения должны быть такими, чтобы они, по оценке пилота, не затрудняли пилотирование ВС.

      127. На режимах полета и при конфигурациях воздушного судна,
рекомендованных Руководством по летной эксплуатации, в диапазоне
перегрузок от n _у = 0,7 до n _{у maх} , установленной Руководством по летной эксплуатации, при с _у < 0,9с _{у доп} и балансировке по усилиям в
установившемся dPв и dxв прямолинейном полете, производные
               dn _у   dn _у
должны быть отрицательными и по абсолютной величине dPв должна
                                                    d n _у
составлять не менее 10 кгс, a dxв рекомендуется не менее 5
                              dn _у
сантиметров.
      На скоростях V _{mах Э} - V _{mах mах} (М _{mах Э} - М _{mах_mах} ) параметры
dPв и dxв должны сохранять отрицательный знак и иметь приемлемую, по
dn _у   dn _у
оценке пилота, величину. Усилия на штурвале, потребные для создания максимальной эксплуатационной перегрузки п ^э _{у_mах_(а)} без превышения а _доп в конфигурации, рекомендованной Руководством по летной эксплуатации для полета по маршруту, при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета, должны по абсолютной величине составлять не менее 25 кгс.

      128. На режимах полета и при конфигурациях ВС, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации, при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета,
производные dPв и dxв должны быть отрицательными до перегрузки
            dn _у   dn _у
n _у = 0,5.
      При дальнейшем уменьшении перегрузки до n _у = 0 или до достижения n _у _э_ _min , установленной Руководством по летной эксплуатации, если n _у э _min < 0, либо до перегрузки, соответствующей полному отклонению штурвала "от себя", допускается изменение знака
производных dPв и dxв . В этих случаях уменьшение усилий на штурвале
            dn _у   dn _у
не должно превышать 30% от их максимальной величины. На минимальной достигнутой перегрузке усилия в продольном управлении должны превышать усилия трения в системе продольного управления не менее чем в три раза.

      129. Наклон балансировочных кривых Рв = f (V, M) для всех предусмотренных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС должен быть положительным.
      Отрицательный наклон балансировочных кривых Рв = f (V, M) допускается только в диапазоне скоростей V _{mах Э} - V _{mах mах} (М _{mах Э} -М _{mах_mах} ), если при этом, по оценке пилота, исключается возможность непреднамеренного превышения ограничений по скорости и нормальной перегрузке.
      Отрицательный наклон балансировочных кривых x _в = f (V, M) допускается, если эти характеристики ВС приемлемы по оценке пилота.

      130. При выпуске или уборке взлетно-посадочной механизации, выпуске или уборке аэродинамических средств торможения, изменении режима работы двигателей от малого газа до взлетного или наоборот управляемость ВС должна получить положительную оценку пилота. При этом рекомендуется, чтобы при пилотировании ВС в соответствии с указаниями Руководства по летной эксплуатации изменение продольных усилий на штурвале не превышало 10 кгс.

      131. Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование. Рекомендуется, чтобы изменение усилия на штурвале в продольном управлении при достижении максимального угла скольжения на режиме полета с постоянной скоростью при пу = 1 не превышало по абсолютной величине 15 кгс.

      132. Эффективность продольного управления должна быть достаточной для того, чтобы в области рекомендуемых режимов полета реализовать:
      вывод ВС на а _доп либо n _у = 1,5 в зависимости от того, что достигается раньше;
      достижение n _у = 0,5.
      Запас эффективности продольного управления при подъеме носового колеса и отрыве ВС, а также при посадке, в том числе в момент касания с n _у = 1, должен быть не менее 10%.
      Примечание. Для ВС, имеющих шасси с хвостовым колесом, запас эффективности продольного управления на посадке должен быть не менее 20%.

18. Боковая устойчивость и управляемость

      133. Колебательное движение ВС как с зафиксированным, так и с освобожденным управлением должно быть устойчивым. Рекомендуется, чтобы затухание боковых колебаний ВС до 5% начальной амплитуды происходило не более чем за 12 секунд на режимах, установленных Руководством по летной эксплуатации для начального набора высоты (при механизации во взлетном положении) и для захода на посадку, и не более чем за 20 секунд на крейсерском режиме полета.

      134. Спиральное движение ВС должно быть нейтральным либо умеренно устойчивым, или умеренно неустойчивым. На крейсерском режиме, на режиме набора высоты, снижения и захода на посадку время удвоения или уменьшения вдвое угла крена в установившемся развороте с креном 20 ⁰ должно быть не менее 20 секунд после освобождения штурвала по крену и педалей при балансировке их по усилиям в прямолинейном полете (при сбалансированном по усилиям в развороте положении колонки управления).

      135. Эффективность поперечного управления должна обеспечивать
вывод ВС из установившегося разворота с креном 30 ⁰ и ввод в разворот
противоположного направления с креном 30 ⁰ (при отклонении только штурвала управления по крену не более чем на 90 ⁰ , с усилиями не более приведенных в пункте 121 настоящих Норм) за время не более 7 секунд на режимах взлета (на скоростях V < V ₂ ) и захода на посадку (на скорости V > V _ЗП ), а также на крейсерских режимах и режимах набора высоты и снижения. В диапазоне скоростей V _{max э} - V _{max max} (M _{max Э} -М _{max_max} ) допускается уменьшение эффективности поперечного управления вдвое.

      136. Уменьшение угловой скорости крена в процессе накренения ВС при неизменных положениях рычагов управления не должно быть более 50% и, по оценке пилота, не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания.

      137. На режимах прямолинейного полета ВС должен обладать прямой реакцией по крену на отклонение педалей. При этом не должно быть чрезмерного, по оценке пилота, заброса по углу крена. В диапазоне скоростей V _{max э} - V _{max max} (M _{max Э} -М _{max_max} ) допускается  обратная реакция по крену на отклонение педалей, если она приемлема по оценке пилота.

      138. Эффективность путевого и поперечного управления должна обеспечивать взлет, заход на посадку и посадку с парированием бокового ветра под углом 90 ⁰ к оси взлетно-посадочной полосы с максимальной скоростью, установленной эксплуатационными ограничениями, при использовании рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации методов пилотирования ВС.

      139. При конфигурациях ВС и на скоростях полета, рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации, в пределах углов скольжения, определяемых располагаемыми отклонениями педалей либо разностью усилий на педалях в 105 кгс, включая полет с одним неработающим критическим двигателем, наклон балансировочных кривых Рн = f( в ) и Р _э = f ( в ), а также Xн = F ₁ ( в ) и Х _э = F ₂ ( в ) должен быть отрицательным. При отклонениях педалей более, чем на 1/2 хода, допускается уменьшение усилий в путевом и поперечном управлении, но не более чем на 30% от максимальной их величины, при этом остаточные усилия на рычагах путевого и поперечного управления должны превышать величину трения в соответствующей системе управления не менее чем в три раза. В пределах углов скольжения, указанных выше, эффективность поперечного управления должна быть достаточной для парирования возникающего при скольжении момента крена.

19. Устойчивость и управляемость ВС при отказах двигателей

      140. При продолжении взлета после отказа критического двигателя на любой скорости, равной или большей V ₁ , и работе остальных двигателей на взлетном режиме эффективность поперечного и путевого управления должна быть достаточной для обеспечения:
      прямолинейного разбега до отрыва ВС от взлетно-посадочной полосы при боковом ветре;
      прямолинейного полета после отрыва ВС с креном не более 5 ⁰ на работающие двигатели;
      разворотов как в сторону работающих, так и в сторону отказавшего двигателя на скорости V ₂ для исправления отклонения от исходной траектории при отказе двигателя.
      При продолжении взлета с отказавшим критическим двигателем усилия в поперечном и путевом управлении при положении триммеров, соответствующем выполнению взлета со всеми работающими двигателями, не должны превышать величин, указанных в пункте 121 настоящих Норм.

       141. Характеристики переходных процессов при отказе критического двигателя и невмешательстве пилота в управление в течение 5 секунд после отказа должны быть такими, чтобы исключался выход ВС за эксплуатационные ограничения по углу атаки (перегрузке) и углу скольжения; угол крена при этом не должен превышать 30 ⁰ по абсолютной величине.
      Указанное требование должно выполняться (при исходной балансировке ВС по усилиям в полете со всеми работающими двигателями) на режимах:
      установившегося набора высоты во взлетной конфигурации на взлетном режиме работы двигателей и рекомендованной Руководством по летной эксплуатации скорости для полета со всеми работающими двигателями;
      установившегося набора высоты в конфигурации полета по маршруту на режиме работы двигателей и в диапазоне скоростей, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации;
      захода на посадку в посадочной конфигурации на режиме работы двигателей, потребном для снижения с градиентом 5%, на скоростях захода на посадку V _ЗП , рекомендованных Руководством по летной эксплуатации;
      ухода на второй круг в конфигурации, предусмотренной для ухода на режиме работы двигателей и на скоростях, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации.

      142. Эффективность поперечного и путевого управления должна быть достаточной для продолжения прямолинейного полета без крена с отказавшим критическим двигателем на всех эксплуатационных скоростях и всех этапах полета (кроме взлета, требования к которому изложены в пунктах 140 и 141 настоящих Норм).
      Эффективность триммирующих устройств во всех случаях прямолинейного полета с отказавшим критическим двигателем должна быть достаточной для балансировки ВС по усилиям в длительном полете с углом крена не более 5 ⁰ на работающие двигатели.

      143. После отказа двух критических двигателей (на ВС с числом двигателей более двух) эффективность поперечного и путевого управления на рекомендованных Руководством по летной эксплуатации для этого случая режимах снижения, длительного полета и захода на посадку должна обеспечивать возможность выполнения:
      прямолинейного полета с креном не более 5 ⁰ на работающие двигатели при усилиях на рычагах управления, не превышающих значений, приведенных в пункте 122 настоящих Норм для продолжительных режимов полета;
      разворотов с креном 15 ⁰ как в сторону работающих, так и в сторону отказавших двигателей, при усилиях в управлении, не превышающих значений, приведенных в пункте 122 настоящих Норм для маловероятных событий. При кратковременном (не более 30 секунд) увеличении режима работающих двигателей до максимального на режиме захода на посадку с двумя отказавшими критическими двигателями (на ВС с числом двигателей более двух) должна обеспечиваться возможность выдерживания прямолинейного полета с креном не более 5 ⁰ на работающие двигатели при усилиях на рычагах управления, не превышающих значений, приведенных в пункте 122 настоящих Норм для маловероятных событий.

20. Характеристики устойчивости и управляемости ВС
на больших углах атаки

      144. Требования настоящей главы относятся к характеристикам устойчивости и управляемости ВС в диапазоне углов атаки от а _доп       до а _пред для всех конфигураций, масс, центровок, высот полета, чисел М и режимов работы двигателей, предписанных Руководством по летной эксплуатации, и при нормальной работе функциональных систем ВС, оказывающих влияние на эти характеристики, если это не оговорено особо.

      145. На допустимом угле атаки а _доп (с _{у_доп} ) должны обеспечиваться:
      приемлемая, по оценке пилота, управляемость по тангажу, крену и рысканию;
      отрицательные значения производных dPв и dxв
                                         dn _y    dn _y ;
      запас по углу атаки не меньше 3 ⁰ до а _доп , если а _пред       принят равным а _с в соответствии с пунктом 153 настоящих Норм;
      запас по углу атаки не менее 3 ⁰ до угла атаки а _пред , если в диапазоне углов атаки от а _доп до а _пред сохраняется продольная устойчивость или наблюдается только местная неустойчивость, при которой тянущие усилия на штурвале (отклонение штурвала) при угле атаки а _пред не менее по абсолютной величине усилия (отклонения штурвала) при а _доп ;
      запас по углу атаки не менее 5 ⁰ до а _пред , если в диапазоне углов атаки от а _доп до а _пред имеют место продольная неустойчивость и тянущее усилие на штурвале (отклонение штурвала) при угле атаки а _пред меньше по абсолютной величине усилия (отклонения штурвала) при угле атаки а _доп , и на ВС отсутствует сигнализация о достижении угла атаки а _доп в виде искусственной тряски штурвала, тактильной сигнализации или ступенчатого увеличения усилий на штурвале;
      запас не менее 10% от максимального значения коэффициента подъемной силы, полученного на углах атаки вплоть до а _пред ;
      отсутствие самопроизвольных недопустимых, по оценке пилота, колебаний ВС относительно любой оси;
      отсутствие тряски, затрудняющей пилотирование или опасной в отношении прочности конструкции;
      отсутствие необходимости дополнительных действий экипажа для поддержания функционирования силовой установки и других систем.

      146. Усилия на штурвале, потребные для вывода ВС на допустимый угол атаки а _доп при маневре на крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения при полете по маршруту, должны по абсолютной величине составлять не менее 25 кгс (при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета).
      Допускается снижение указанных усилий до 15 кгс, если:
      в диапазоне углов атаки от а _доп до а _пред наклон балансировочных кривых Р _в = f ₁ (a) и х _в = f ₂ (a) сохраняется отрицательным;
      на ВС имеется сигнализация о достижении угла атаки а _доп в виде искусственной тряски штурвала, тактильной сигнализации или ступенчатого увеличения усилий на штурвале.

      147. На углах атаки, соответствующих а _доп , должны своевременно, по оценке пилота, возникать достаточно интенсивные и характерные только для этих углов атаки естественные либо искусственные предупредительные признаки, безошибочно и легко распознаваемые пилотом и не пропадающие при дальнейшем увеличении угла атаки вплоть до а _пред . Приемлемыми предупредительными признаками являются:
      тряска конструкции и/или рычагов управления, отличающаяся от тряски при выпущенной механизации или при полете с отказавшим двигателем;
      звуковая сигнализация, отличающаяся от других звуковых сигналов, имеющихся на ВС, с дублирующей световой сигнализацией; при этом должна обеспечиваться индикация текущего угла атаки вплоть до а _пред . Предупредительные признаки не должны препятствовать переводу ВС на нормальные углы атаки.

      148. На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту должен обеспечиваться такой запас по углу атаки до а _доп , который соответствует приращению угла атаки от мгновенного входа в восходящий порыв ветра W ₁ = 9 м/с при Н < 7 км, W ₁ = 9 - 0,5(Н-7) при Н > 7 км, но во всех случаях W ₁ > 6,5 м/с, т.е.
                     W ₁
      а ^о _доп > а ^о _гп + ---- ^. 57,3 ( W, > 6,5 м/с),
                     V ₁

      где, а _гп - угол атаки в горизонтальном прямолинейном полете.
      При этом приращение перегрузки при выходе на а _доп не должно быть менее /\ n _у = 0,5.

      149. На угле атаки а _пред не должно возникать сваливания, характеристики которого не удовлетворяют требованиям пункта 153 настоящих Норм. На углах атаки вплоть до а _пред не допускается нарушение работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т.п.).

      150. На режимах крейсерского полета, набора высоты и снижения при полете по маршруту, ожидания, полета по кругу, захода на посадку, ухода на второй круг, взлета и посадки (при конфигурациях, режимах работы двигателей и балансировке по усилиям, соответствующих прямолинейному полету) после вывода на углы атаки, превышающие а _доп , вплоть до а _пред :
      допускается уменьшение тянущих балансировочных усилий на штурвале не более чем на 50% от максимальной величины, при этом минимальное усилие должно быть не менее 15 кгс;
      при отклонении штурвала "от себя" с усилием не более 60 кгс ВС должен достаточно быстро, по оценке пилота, и без применения особых методов пилотирования возвращаться к исходному режиму. Рекомендуется, чтобы при этом отрицательное угловое ускорение тангажа было не менее 3 град/сек ² .

      151. На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения при полете по маршруту должен обеспечиваться запас по углу атаки до а _пред , который соответствует воздействию вертикального восходящего порыва ветра с эффективной индикаторной скоростью не менее 18 м/с. При этом должно обеспечиваться возвращение ВС к исходному режиму при соответствующем этому режиму балансировочном положении штурвала.

      152. Характеристики ВС на углах атаки, превышающих а _доп , должны демонстрироваться до сваливания, либо до а _пред в процессе:
      торможений, выполняемых при работе всех двигателей на режиме малого газа с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете, а также с максимальным возможным темпом (соответствующим горизонтальному полету);
      торможений при работе всех двигателей на режиме, соответствующем установившемуся горизонтальному полету на скорости V = 1,3-1,4 V _c1 , с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете и в развороте с углом крена 30 ⁰ ;
      торможений при одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном Руководством по летной эксплуатации для высоты полета с одним отказавшим двигателем, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с углом крена не более 5 ⁰ на работающие двигатели;
      торможений, выполняемых при работе двигателей на номинальном режиме, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с исходной скорости V= 1,3-1,4 V _с1 ;
      маневров с нормальной перегрузкой более единицы в конфигурации полета по маршруту в диапазоне скоростей от V= 1,3-1,4 V _c1 до V _{maх Э} (пункт 176 настоящих Норм) при режиме двигателей, соответствующем горизонтальному полету, и балансировке ВС по усилиям на исходном режиме прямолинейного полета.
      Примечание 1. Перед началом испытаний ВС с выходом на а _пред (подпункт 45 пункта 48) по материалам испытаний моделей в аэродинамической трубе или летающих моделей должна быть показана возможность вывода ВС с углов атаки, превышающих а _пред       (подпункт 45 пункта 48,) на 5-15 ⁰ .
      Примечание 2. Торможение ВС с выпущенной механизацией должно демонстрироваться на высотах не более 6000 м.

21. Требования к характеристикам сваливания

      153. Если угол атаки а _пред определяется сваливанием, то в процессе сваливания и вывода ВС в горизонтальный полет не допускаются:
      явления, препятствующие выводу ВС обычными методами пилотирования на эксплуатационные углы атаки;
      приращения угла крена более 40 ⁰ при симметричной тяге двигателей и 70 ⁰ при несимметричной тяге;
      превышение эксплуатационных ограничений по скорости и перегрузке;
      изменения конфигурации ВС.

22. Движение ВС по аэродрому

      154. В процессе движения ВС по аэродрому (на рулении, разбеге, прерванном взлете и пробеге) при пилотировании в соответствии с Руководством по летной эксплуатации должна обеспечиваться возможность движения ВС в пределах установленной для него взлетно-посадочной полосы без выкатывания на боковые полосы безопасности и за концевые полосы безопасности во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации как при нормальной работе всех систем, так и при возникновении отказов, влияющих на движение по аэродрому, более частых, чем крайне маловероятные. Потребные усилия на рычагах управления не должны превышать значений, указанных в пункте 121 настоящих Норм.

      155. Пользование тормозами, реверсивными устройствами и другими средствами управления не должны приводить к затруднениям в пилотировании вследствие появления трудно парируемых моментов тангажа, крена и рыскания, а также к значительному, по оценке летчика, уменьшению эффективности управления и др.

      156. ВС должен обладать достаточной управляемостью на разбеге и пробеге для выдерживания заданного направления движения по аэродрому без применения несимметричного управления тормозами и двигателями при максимальных значениях бокового ветра и всех состояниях взлетно-посадочной полосы, разрешенных для эксплуатации. Тенденция к неуправляемому развороту, "козлению" и т.п. должна отсутствовать.

      157. В случае если в Руководстве по летной эксплуатации рекомендована методика посадки с углом упреждения (углом между осью ВС и вектором путевой скорости), для ВС, имеющих обычную схему шасси (носовая опора и неповоротные главные стойки), управляемость на основных колесах с поднятой носовой опорой должна быть достаточной для устранения угла упреждения. Требование настоящего пункта должно обеспечиваться во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.

      158. Для ВС, имеющих обычную схему шасси, для которых рекомендована методика посадки с углом упреждения, управляемость на пробеге с опущенной передней опорой должна быть достаточной для устранения угла между осью ВС и вектором путевой скорости, равного по величине углу упреждения при заходе на посадку и выдерживании заданного направления движения. Указанное требование должно обеспечиваться во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.

      159. При отказах систем ВС, относящихся к событиям более частым, чем крайне маловероятные, и влияющих на движение по аэродрому, ВС должно обладать достаточной управляемостью для выдерживания заданного ему направления движения. В этих случаях допускается использование несимметричного управления тормозами и двигателями.
      Указанное требование должно обеспечиваться при максимальных значениях бокового ветра и всех состояниях взлетно-посадочной полосы, разрешенных для эксплуатации.

23. Прочность конструкции ВС

      160. Для расчета и статических испытаний ВС выбран ряд положений (режимов эксплуатации) ВС, обусловливающих наиболее тяжелые условия нагружения различных его частей (крыла, оперения, шасси и т.д.). Эти положения (режимы эксплуатации) в главах 23 - 49 называются случаями нагружения. Каждый случай нагружения имеет свое буквенное обозначение, причем, если одно и то же положение (режим эксплуатации) ВС обусловливает расчет нескольких его частей, в требованиях к прочности для каждой его части повторяется один и тот же случай нагружения, обозначаемый, как правило, одной и той же буквой, но с различным для каждой части индексом. Для некоторых частей ВС, кроме того, заданы расчетные условия, т.е. условия, необходимые для определения нагрузок, действующих на рассматриваемую часть при выполнении ВС тех или иных маневров в воздухе и на земле, при полете в неспокойном воздухе, при взлете и посадке. В главах 28-35 приведены случаи нагружения частей ВС, составляющих его основную силовую конструкцию. Если элементы оборудования или функциональных систем ВС включаются в работу основной силовой конструкции при ее деформациях, то эти элементы должны быть проверены на прочность на случаи нагружения частей ВС, на (внутри) которых они расположены, в сочетании с одновременно действующими нагрузками, связанными с функциональным назначением элементов оборудования или систем. Проверка прочности на случаи нагружения главы 23 - 49 не отменяет необходимости проверки прочности, которую должны проходить элементы такого оборудования и систем по техническим условиям в соответствии с их функциональным назначением.

      161. Требования к прочности, приведенные в главах 23 - 49, относятся к ВС обычной схемы с хвостовым оперением. Для ВС иной схемы необходимые уточнения должны быть разработаны изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.

24. Определение расчетных нагрузок

      162. Статическая прочность конструкции ВС и отдельных его частей проверяется на расчетные нагрузки. В соответствии с приведенными в главах 23 - 49 настоящих Норм случаями нагружения (расчетными условиями) определяются эксплуатационные нагрузки Р ^э , которые характеризуют предельно возможный в эксплуатации уровень нагружения. Расчетные нагрузки Р ^р определяются с помощью умножения эксплуатационных нагрузок на соответствующий коэффициент безопасности f т.е.

                         Р ^р = fР ^э .

      Исключением являются случаи нагружения в пунктах 229, 247, 248 настоящих Норм, где непосредственно задаются расчетные нагрузки.
      Коэффициент безопасности принимается равным 1,50, если для рассматриваемого случая (случаев) нагружения нет специального указания об установлении иной величины коэффициента безопасности.
      В требованиях данной главы предусмотрено введение дополнительных коэффициентов безопасности f _доп для отдельных частей (элементов) конструкции. Статическая прочность этих частей (элементов) должна быть проверена на расчетную нагрузку, умноженную на наибольшее из значений f _доп относящихся к данной части (элементу).

      163. Конструкция в целом должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение по крайней мере трех секунд. Однако если прочность конструкции подтверждается динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, данное требование не применяется.

      164. Определение аэродинамических нагрузок. Величину аэродинамической нагрузки и ее распределение по различным частям ВС следует определять по материалам испытаний моделей ВС в аэродинамических трубах. Испытания моделей в аэродинамических трубах должны проводиться при различных углах атаки и скольжении, углах отклонения органов управления и механизации так, чтобы охватить диапазон изменений углов, рассматриваемый в соответствующих случаях нагружения. При отсутствии таких материалов разрешается определять величину аэродинамической нагрузки и ее распределение по материалам испытаний в аэродинамических трубах моделей ВС, близких к рассматриваемому, или на основе соответствующих расчетов. Величина нагрузки должна быть установлена изготовителем.

      165. Учет влияния сжимаемости воздуха. При определении величины и распределения нагрузки следует учитывать влияние сжимаемости воздуха. При числе М полета, большем 0,70, распределение нагрузки должно быть получено вплоть до числа М, больше рассматриваемого на 0,05. (М - число Маха, отношение скорости ВС, движущегося в газовой среде (воздухе) к скорости звука в данной среде). На основании материалов этих испытаний для расчета должно быть выбрано распределение нагрузки по размаху и по хорде (контуру) при числе М, наиболее неблагоприятном по условиям прочности.

      166. Учет влияния упругих деформаций. В тех случаях, когда упругие деформации конструкции ВС приводят к увеличению нагрузок на его агрегаты, учет влияния этих деформаций является обязательным. При наличии достаточных данных разрешается учитывать влияние упругих деформаций конструкции ВС на распределение аэродинамической нагрузки и на аэродинамические коэффициенты ВС также в том случае, когда это ведет к уменьшению нагрузок.

      167. Учет влияния динамичности нагружения. В требованиях глав 28-39 нагрузки заданы без учета инерционных сил, возникающих при упругих колебаниях конструкции ВС. Если собственные частоты этих колебаний таковы, что влияние указанных инерционных сил может быть значительным, необходимо определять нагрузки с учетом этого влияния, а также, в случае необходимости, проводить лабораторные и соответствующие летные исследования. Для случаев полета в неспокойном воздухе и посадки динамическое нагружение следует определять в соответствии с расчетными условиями.
      Если проверка прочности ВС в случаях нагружения при полете в неспокойном воздухе или при посадке производится на нагрузки, определенные с учетом влияния динамичности нагружения, соответствующие случаи нагружения крыла, фюзеляжа, установок под двигатели и т.д.

      168. Учет влияния автоматических систем. Если нагрузки определяются путем расчета - движения ВС (например, при определении динамических нагрузок при полете в неспокойном воздухе, при определении маневренных нагрузок на оперение), должно быть принято во внимание влияние имеющихся на ВС автоматических систем.
      Если предусматривается возможность полета при отказе автоматической системы, нагрузки должны быть определены также и без влияния отказавшей системы, если в требованиях к прочности той или иной части ВС нет указания о том, что такой отказ можно не рассматривать. Для нагрузок, определенных при отказе автоматической системы, коэффициент безопасности разрешается снижать на 13%, однако, для элементов проводки управления коэффициент безопасности следует принимать не меньшим, чем f = 1,50, а для остальных агрегатов не меньшим, чем f = 1,30.

      169. Учет влияния износа. Если износ деталей подвижных соединений отдельных элементов конструкции ВС может привести к снижению прочности и (или) к увеличению нагрузок, расчет на прочность этих элементов должен проводиться с учетом максимально допустимого износа трущихся поверхностей.

       170. Уравновешивание ВС. В главах 28-41 для ряда случаев нагружения даются указания относительно уравновешивания ВС. Там, где таких указаний нет или они недостаточно полны, чтобы однозначно уравновесить ВС, следует пользоваться указаниями, приведенными ниже.
      Если по смыслу рассматриваемого случая нагружения не очевидно, что равновесие ВС осуществляется с участием аэродинамических сил (помимо сил, задаваемых при описании случая нагружения), уравновешивание следует производить с помощью инерционных сил.
      В ряде случаев нагружения наличие аэродинамических сил, помимо тех, которые действуют на рассматриваемую часть, является явным: например, наличие угла скольжения в случаях нагружения вертикального оперения вызывает появление аэродинамических сил на всем ВС и они должны учитываться при определении инерционных сил, необходимых для уравновешивания.
      Если нагрузки определяются из рассмотрения движения ВС (например, при расчете маневренных нагрузок на оперение, при расчете динамического действия нагрузок), аэродинамические и инерционные нагрузки, действующие на рассматриваемую часть и на ВС в целом, определяются на основе полученных из расчетов параметров движения (углов атаки и скольжения, линейных и угловых скоростей и ускорений).
      В случаях нагружения горизонтального оперения уравновешивающей нагрузкой, хотя и ясно, что равновесие ВС относительно поперечной оси осуществляется (помимо силы тяжести) аэродинамическими силами, которые могут быть получены из испытаний в аэродинамических трубах, однако, если материалы испытаний на распределение давления по крылу и фюзеляжу не согласуются с материалами весовых испытаний модели ВС без горизонтального оперения, для уравновешивания моментов относительно этой оси разрешается добавлять условные силы. Это можно делать также, если отсутствуют или имеются в недостаточном объеме материалы испытаний на распределение давлений и приходится пользоваться другими, приближенными методами. Такой же способ уравновешивания можно применять в других аналогичных случаях. Условные силы, прикладываемые для уравновешивания, следует выбирать так, чтобы они не снижали нагрузки на рассматриваемую часть ВС. Разрешается пользоваться условными силами также тогда, когда более точное уравновешивание приводит к изменению нагрузок на крыло, предусмотренных случаями его нагружения.
      На действие сил, участвующих в уравновешивании для какого-либо случая нагружения части ВС (если они не являются условными), необходимо проверить также другие части ВС, для которых эти силы могут оказаться расчетными. При этом, если не оговорено специально, коэффициент безопасности принимается в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения.
      Помимо случаев нагружения, заданных для различных частей ВС, следует рассмотреть возможные случаи торможения и разгона ВС. Возникающие при этом инерционные силы должны быть учтены при определении прочности тех частей ВС, для которых эти силы являются существенными. Это относится, в частности, к прочности баков, поскольку давление в них зависит от инерционных сил.

       171. Системы координат и единиц измерения. В главах 23 - 41, если не оговорено особо, применяются связанная система координат и правило знаков, изображенных на рис. 4. Система единиц измерения, принятая в главах 23 - 41, кг, м, с (килограмм, метр, секунда). Однако, как правило, для зависимостей, в которых используются размерные коэффициенты, в скобках приводятся и соответствующие выражения в системе единиц кгс, м, с (килограмм-сила, метр, секунда).

25. Расчетные массы ВС

      172. За расчетную взлетную массу ВС m _взл принимается максимальная масса ВС (в начале разбега) в условиях нормальной эксплуатации при всех предусмотренных вариантах нагрузки.

      173. Полетная масса ВС m , при которой следует проводить проверку прочности в полетных случаях нагружения в соответствии с заданными в этой главе условиями, рассматривается в диапазоне от расчетной взлетной массы за вычетом наименьшего количества топлива, израсходованного к моменту достижения той или иной конфигурации и высоты полета, до массы ВС без топлива. Однако для полетных масс, меньших, чем масса ВС с рассматриваемой коммерческой нагрузкой и минимальным аэронавигационным запасом топлива, проверку прочности можно проводить при уменьшенных значениях максимальной эксплуатационной перегрузки при маневре и эффективной скорости вертикального порыва, но не менее соответственно 0,9 ^э _уmах(a) и 0,85 W.

      174. Расчетная посадочная масса m _пос устанавливается изготовителем, но принимается не менее массы ВС с нормальной коммерческой нагрузкой и минимальным аэронавигационным запасом топлива. В Руководстве по летной эксплуатации должно быть указано, что посадки, как правило, не должны производиться с массой, большей чем m _{пoc max} = 1,1 m _пос ( m _{пос max} - максимальная посадочная масса ВС), а число посадок с массой более m _{пoc max} вплоть до m _взл должно составлять не более 3% всего числа посадок.
      Значение расчетной посадочной массы рекомендуется выбирать так, чтобы отношение m _взл / m _пoc было не более 1,5.

      175. Для расчетной взлетной, полетной и расчетной посадочной массы должны быть рассмотрены различные варианты загрузки ВС, возможные в эксплуатации.

26. Скорости ВС

      176. За максимальную эксплуатационную скорость V _{max э} следует принимать скорость, которую пилот в нормальной эксплуатации не должен преднамеренно превышать как в режиме горизонтального полета, так и при наборе высоты и при снижении.

      177. Расчетная предельная скорость V _{max max} устанавливается исходя из возможности непреднамеренного превышения скорости V _{max э}   как за счет ошибок пилотирования, так и вследствие встречи ВС со значительными атмосферными возмущениями.
      Должно быть показано расчетом непревышение скорости V _{max max}   при выполнении следующего маневра.
      Принимается, что ВС из установившегося горизонтального полета со скоростью V _{max э} перешел на снижение с углом наклона траектории 7,5 ⁰ и через двадцать секунд (20 сек) выводится из снижения, не превышая п _у = 1,5. Режим работы двигателей при снижении сохраняется таким же, что и до начала снижения. При наличии конструктивных устройств, автоматически изменяющих сопротивление ВС или тягу двигателей, разрешается учитывать их при анализе траектории снижения. В момент начала кабрирования допускается уменьшение тяги двигателей и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
      Во всех случаях запас между V _{max max} и V _{max э} должен составлять не менее 50 км/час, а на высотах, где V _{max э} ограничена числом М, должно быть:

            М _{max max} > М _{mах э} + 0,05.

      178. Для конфигурации ВС с отклоненной механизацией принимается:
      V _{max б} - максимальная скорость ВС, при которой разрешается полет с отклоненными закрылками и (или) предкрылками, для каждой возможной по условиям применения комбинации углов их отклонения б ;
      V _{max_в.у.ш.} - максимальная скорость ВС, при которой могут производиться выпуск и уборка шасси;
      V _{max_ш} - максимальная скорость ВС, при которой может производиться полет с выпущенным шасси.

      179. Указанные в пунктах 176 - 178 настоящих Норм скорости устанавливаются изготовителем. Эти (или меньшие) скорости (числа М) должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации.
      Примечание 1. Если на ВС имеется механизация, отличная от рассмотренной в этой главе, максимальная скорость, при которой должна проверяться прочность ВС с отклоненной механизацией, также устанавливается изготовителем и величина этой скорости (или меньшее ее значение) должна быть занесена в Руководство по летной эксплуатации.
      Примечание 2. В главах 23-41 везде, где это не оговорено специально, скорости полета ВС индикаторные.

27. Эксплуатационные перегрузки для полетных
случаев нагружения

      180. Ниже приведены указания относительно определения нормальных перегрузок (по направлению связанной оси Y) в центре тяжести ВС при маневре и при полете в неспокойном воздухе.
      Перегрузки должны определяться для всех высот полета и всех полетных масс ВС.

      181. Максимальную эксплуатационную перегрузку при маневре ВС с убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять следующим образом:

                  n ^э _{у max(а)} = 3,8 при m < 8000 кг,

                  n ^э _{у max(а)} = 2,5 при m > 27500 кг.

      Для промежуточных значений полетной массы m величина n ^э _уmax(а) определяется по формуле:
                                      250
                      n ^э _{у max(а) = 1 + ------ .}
                                          V m ^---

      Меньшее значение маневренной перегрузки может быть принято только тогда, когда конструктивные или аэродинамические особенности ВС гарантируют непревышение этого значения в полете.

      Примечание. Для ВС, у которых V _{max э} < 100 м/с, величина n ^э _{у max(а)} устанавливается изготовителем и согласовывается с компетентным органом государства-изготовителя с представлением соответствующих обоснований.

      182. Минимальная эксплуатационная перегрузка при маневре с убранной взлетно-посадочной механизацией должна быть принята по абсолютной величине не меньше чем 1,00, т.е. n ^э _{у min(а)} < - 1,00.

      183. Максимальную и минимальную эксплуатационные перегрузки при маневре ВС с выпущенной взлетно-посадочной механизацией следует принимать равными соответственно:

                     n ^э _{у max(а)} = 2,00; n ^э _{у min(а)} = 0.

      184. В Руководстве по летной эксплуатации в качестве максимальной и минимальной допустимых в эксплуатации перегрузок при маневре должны быть записаны перегрузки:

                         n _{у max} < n ^э _{у max (а)} ,

                         n _{у min} > n ^э _{у min(а)} ,

      185. Максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки при полете в неспокойном воздухе n ^э _{у max(б)} и n ^э _{у min(б)} с убранной взлетно-посадочной механизацией должны определяться для всех скоростей полета V вплоть до V _{max_max} по следующим формулам:
 

                            n ^э _{у max(б)} =  n _{у г.п.} + /\ n;

n ^э _{у min(б)} = n _{у г.п.} - /\ n;
               р _о VW
/\ n = 0,5k c ^a _у ------
               gmlS
     1-e ^-л

  k = 0,8 ----------;
       ^л
             Р _н L
л = 0,5 c ^a _у ------,
           mlS

      где, n _у г.п. - нормальная перегрузка установившегося горизонтального полета (может быть приближенно принято значение n _у г.п = 1,00);
      c ^a _у - производная коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС по углу атаки (в радианах), определяемая по данным испытаний в аэродинамической трубе жесткой модели ВС при числе М, соответствующем рассматриваемой скорости полета;
      S - площадь крыла;
      Ро и рн - плотность воздуха (соответственно) у земли и на рассматриваемой высоте полета;
      g - ускорение свободного падения;
      L - длина участка нарастания порыва, следует принимать L =30 метров.
      Эффективную индикаторную скорость вертикального порыва W необходимо определять следующим образом.
      На скорости, равной или меньшей V _{max э} ,
      при Н < 10000 метров

                      15 V _{max э}
                     W = ------- -, но не более 20 м/с;
                           V

      при Н > 20000 метров

                      10 V _{max э}
                    W = ------- -, но не более 12 м/с;
                          V

      На скорости V _{max max}
       при Н < 10000 метров W = 10 м/с;
      при Н > 20000 метров W = 6 м/с.
      При 10000 м < Н < 20000 м следует пользоваться линейной интерполяцией между значениями W для Н =10000 и 20000 метров. Для скоростей полета между V _{max э} и V _{max max} значение W также следует определять, применяя линейную интерполяцию. Если по каким-либо соображениям устанавливается скорость, ниже которой не следует длительно летать, или если устанавливается (рекомендуется) скорость, ниже которой не следует проводить полет в сильную болтанку, и какая-либо из этих скоростей больше, чем 0,75 V _{max э} , то на этой скорости необходимо произвести дополнительную проверку прочности при указанных выше предельных значениях W (20 м/с при Н < 10000 метров, 12 м/с при Н > 20000 метров).
      Значение W во всех случаях следует ограничить дополнительным условием: с _у , определенный по формуле:
            n ^э _{max (б) gm/S}
       с _у = ---------------
                 g

      не должен превышать 1,5 с _{у max} , если характеристика с _у = f(а) ВС имеет ярко выраженный максимум (с _{у mах} ), и 1,5 с _у или с _у2 (что больше), если характеристика с _у = f(а) ВС не имеет такого максимума.
      Здесь с _у1 - коэффициент нормальной аэродинамической силы ВС при угле атаки a ₁ (соответствующем началу нелинейной части характеристики с _у = f(а), a с _у2 - коэффициент нормальной аэродинамической силы при угле атаки а ₂ = 2a ₁ .

      Примечание. Значения с _у = f(а) следует брать при положении руля высоты (стабилизатора), соответствующем балансировке в горизонтальном полете при рассматриваемых значениях Н, V и m.

      186. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе п ^э _{у maх(б)} и п ^э _{у min(б)} с выпущенной взлетно-посадочной механизацией следует также определять по формулам глав 181 - 185, но при этом в выражении для /\ n нужно принимать W = 10 м/сек, а в качестве скорости брать максимальную скорость, при которой разрешен полет ВС в данной конфигурации.

28. Случай нагружения крыла ВС

      187. Общие указания. В полетных случаях нагружения следует помимо нормальной аэродинамической силы крыла учитывать и продольную аэродинамическую силу. Во всех случаях нагружения должны учитываться силы тяжести и инерционные силы крыла и находящихся в нем грузов, распределенных по наиболее невыгодным вариантам в отношении прочности тех или других элементов конструкции. Для ВС в целом равновесие сил и моментов достигается приложением аэродинамической нагрузки на несущие части ВС, тяги двигателей, силы тяжести ВС и инерционных сил поступательного и вращательного движений. Если с крылом конструктивно связаны другие части ВС (двигательные установки, шасси и др.), крыло должно проверяться также на нагрузки от этих частей во всех нормируемых для них случаях.
      Примечание: Для крыла разрешается приближенно принимать направление сил тяжести и инерционных сил противоположным направлению равнодействующей аэродинамической нагрузки на крыло.

      188. Случаи нагружения крыла при маневре. В маневренных случаях нагружения задается перегрузка в центре тяжести ВС. Маневр следует считать установившимся и эксплуатационную нормальную аэродинамическую нагрузку на крыло (на ВС без горизонтального оперения) определять по формуле:

         Ү _кр = n ^э _у gm - Р г.о ур

      где, P г.o. ур - уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение, взятая со знаком плюс, если она действует вверх. Кроме n ^э _у в каждом отдельном маневренном случае нагружения задается одна из двух величин: скоростной напор q или с _у (с _у ВС при отклонении руля высоты или стабилизатора на балансировочный угол). Вторая величина находится из условия:

                                   с _у q
                             n ^э = -------,
                                   gm/S

      Значения с _у и q (следовательно, на данной высоте полета и числа М) определяют угол атаки а.

      189. Для проверки прочности крыла с убранной взлетно-посадочной механизацией следует рассмотреть следующие случаи нагружения: A, A', D, D', В _А , С _А , В _{mах э} , С _{mах Э,} В, С.
      Указанные случаи нагружения ВС приведены на рис. 6., иллюстрирующие сочетание значений маневренных перегрузок и скоростей полета.
      В таблице 1. приведены для каждого случая нагружения значения эксплуатационной перегрузки n ^э _у , скоростного напора q и коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС су. Указанная в таблице величина с _{у mах} определяется следующим образом.
      Если характеристика с _у = f(a) не имеет ярко выраженного одиночного максимума:
      в качестве с _{у mах} следует принять с _у , соответствующего углу атаки при сваливании (а _с ). Для предварительных расчетов можно принимать в этом случае меньшую из двух величин: с _у , соответствующий первому максимуму, и с _у , соответствующий углу 2а ₁   где а ₁ - угол атаки, начиная с которого характеристика с _у = f(a)   становится нелинейной;
      с _{у min} следует определять аналогичным образом.
      В случаях В _А , С _А , В _{mах э,} С _{mах э,} В и С необходимо рассматривать нагружение крыла с элеронами, отклоненными для создания левого (правого) крена.

                                                 Таблица 1

      Рисунок 6.

      См. бумажный вариант

      В случаях В _А и С _А следует принимать элероны, отклоненными на угол, лимитируемый только эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
      В случаях В _{mах э} и С _{mах э} угол отклонения элеронов следует принимать таким, чтобы угловая скорость установившегося вращения ВС вокруг продольной оси w _х , определенная с учетом сжимаемости воздуха и упругости конструкции крыла, была не меньше угловой скорости w _х , достигаемой в случаях В _А и С _А соответственно. В случаях В и С угловая скорость w _х , определенная как указано выше, должна быть не меньше 0,3 значения w _х , также достигаемого в случаях В _А и С _А соответственно.
      Однако и в случаях В _{mах э} , С _{mах э} , В и С отклонение элеронов не должно быть больше значения, лимитируемого эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
      Момент вращения вокруг продольной оси, вызванный отклонением элеронов в случаях В _А , В _{mах э} и В, уравновешивается следующим образом:
      1) должно быть рассмотрено установившееся вращение вокруг
продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом
демпфирующих сил от вращения с угловой скоростью w _х и моментом
аэродинамических сил, вызванных деформациями конструкции;
      2) должно быть рассмотрено неустановившееся вращение ВС вокруг
продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом
инерционных сил, обусловленных угловым ускорением ВС относительно
продольной оси, демпфирующих сил, вызванных угловой скоростью (если
отклонение элеронов не является мгновенным), и аэродинамических сил,
возникающих от деформаций конструкции. Для определения величины
углового ускорения dw _х должно быть рассмотрено отклонение рычага
                   ----
                    dt
поперечного уравнения (ручки, штурвала) из первоначального
положения с максимально возможной скоростью. Однако  dw _х
                                                      ----
                                                       dt
не берется больше 3,0 рад/сек ² .
      Примечание 1. Под отклонением с максимальной возможной скоростью понимается мгновенное отклонение рычага управления, если нет устройства, ограничивающего эту скорость.
      Примечание 2. Моментом демпфирования хвостового оперения, вызванным вращением ВС, следует пренебречь.
      В случаях С _А , С _{mах э} и С следует принять, что эффект отклонения элеронов не изменяет распределение нагрузки по размаху крыла, а сказывается только на изменении значения с _m0 профиля на величину /\ с _m0 на участке крыла, занятом элеронами.

      190. Для проверки прочности крыла с выпущенной взлетно-посадочной механизацией на максимальной скорости полета, разрешенной для данной конфигурации, следует рассмотреть случаи нагружения А ₃ ' и В ₃ (таблица 1. и рис. 6.).
      Случай А _з - n ^э _у = 2,00, элероны не отклонены.
      Случай В ₃ - n ^э _у = 1,50, элероны отклонены на угол, лимитируемый только конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным усилием пилота. Момент вращения вокруг продольной оси, вызванный отклонением элеронов, уравновешивается.
      Примечание. Если закрылки (предкрылки) используются для других целей, например, для торможения при планировании или на крыле имеется дополнительная механизация, отклоняемая в полете (тормозные щитки, интерцепторы, спойлеры и др.), расчетные условия нагружения крыла при отклонении такой механизации должны быть установлены изготовителем и согласованы с Компетентным органом Государства-изготовителя.

      191. Случаи нагружения крыла при полете в неспокойном воздухе.
      1) Симметричный случай. На всех высотах и скоростях полета вплоть до V _{max max} при различных значениях полетной массы ВС рассматривается действие вертикальных порывов. При этом принимается:
      нагрузки до входа ВС в порыв соответствуют горизонтальному полету (элероны не отклонены);
      действие порыва сводится к изменению угла атаки на:
                          kW
                /\ б = + -----
                          V

      где, к - коэффициент, определенный в пункте 185 настоящих Норм;
      знак минус указывает на вертикальный порыв, направленный вниз.
      По углу атаки a = а _гп + /\ а (где а _гп - угол атаки в горизонтальном полете) определяются аэродинамические нагрузки на крыло (ВС без горизонтального оперения) и на горизонтальное оперение при угле отклонения руля высоты (стабилизатора), соответствующем балансировке в горизонтальном полете. Разрешается определять нормальную аэродинамическую силу на крыло другим способом, а именно, по приближенной формуле:
                                 1                р _о WV
                 Ү _кр = gm (1 + ---- kc ^б _у без ГО ----- ),
                                 2                gmIS

      где, c ^б _у без ГО производная по углу атаки (в радианах) коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС без горизонтального оперения, определяемая по данным испытаний в аэродинамической трубе жесткой модели ВС без горизонтального оперения при числе М полета, соответствующем рассматриваемой скорости полета. Остальные величины в правой части формулы имеют значения, указанные в пункте 185 настоящих Норм. Знак минус в формуле соответствует порыву, направленному вниз. По нормальной аэродинамической силе крыла Y _кр следует найти угол атаки а и по нему определить нагрузку на горизонтальное оперение с учетом скоса потока от крыла. Угол отклонения руля высоты (стабилизатора) следует при этом принять равным балансировочному углу в горизонтальном полете.
      2) Несимметричный случай. Принимается, что на одной половине крыла действует та же аэродинамическая нагрузка, а на другой половине 80% этой нагрузки.
      3) Случаи нагружения крыла при посадке и взлете. Прочность крыла необходимо проверить во всех случаях нагружения основных стоек шасси.
      Следует принять, что на ВС действуют следующие внешние нагрузки: подъемная сила Y, силы, приходящиеся на основные стойки шасси, сила тяжести ВС, а также инерционные силы, обусловленные этими нагрузками и уравновешивающие ВС в целом.
      В случаях Е _{ш взл} , R _{2 ш} и М _ш , Y = 0 (пункт 204).
      В случае G _ш , Y = 0,25gm _noc или Y = 0,25m _взл (пункт 204).
      В случае Т _ш , Y = 0,25g m _noc при рассмотрении посадки и Y = 0 при рассмотрении старта и буксировки (пункт 204).
      Во всех остальных случаях Y = 0,25gm _noc или Y = 0,25m _взл .
      Распределение аэродинамической нагрузки по крылу следует условно принимать таким же, как в случае А.
      4) Случаи нагружения элементов крыла.
      Элероны. Прочность элеронов и их креплений следует проверить в неотклоненном и отклоненном положениях. Нагрузку на элероны в неотклоненном положении следует рассмотреть в случаях A, A', D, D', А ₃ ' и при полете в неспокойном воздухе.
      Нагрузку на элероны в отклоненном положении следует-рассмотреть в случаях В _А , С _А , В _{mах э} , С _{mах э} , В, С и В ₃ . Для этого необходимо смещением точки приложения погонной нагрузки (центра давления) вдоль хорды элерона без изменения величины этой нагрузки поправить шарнирные аэродинамические моменты так, чтобы получить это соответствие. Однако если при этом уравновешивании центр давления станет более задним, чем на 50% местной хорды элерона, следует принять положение центра давления на 50% местной хорды без изменения величины погонной нагрузки.
      Уравновешивание шарнирных моментов должно производиться с учетом влияния сервокомпенсаторов, бустеров, автопилотов, автоматов устойчивости и управляемости и других вспомогательных и автоматических систем. При этом должны рассматриваться возможные, наиболее тяжелые в отношении прочности на кручение элерона действия этих систем. Для расчета нервюр и местной прочности элерона распределение нагрузки по хорде (контуру) должно быть исправлено, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания увеличились по сравнению с исходными (до уравновешивания), и распределение нагрузки по хорде (контуру) элерона берется исходное (до уравновешивания), если погонные шарнирные моменты уменьшились после уравновешивания.
      Кинематические сервокомпенсаторы. Прочность кинематического сервокомпенсатора и его креплений (включая и местную прочность элерона) следует проверить на все случаи нагружения.
      Коэффициент безопасности для сервокомпенсаторов и их креплений для этого случая нагружения f > 2,00.
      Для обеспечения жесткости рекомендуется принимать повышенный коэффициент безопасности.
      Триммеры. Прочность триммера и его креплений (включая и местную прочность элерона) следует проверить на нагрузку, приходящуюся на него как на часть элерона при нейтральном положении триммера.
      Кроме того, прочность триммера в отклоненном положении проверяется на эксплуатационную нагрузку:

               P ^э _mp = + 0,55q _{maх maх} S,

      где, S - площадь триммера. Коэффициент безопасности для этого случая нагружения f= 2,00.
      Закрылки и предкрылки. Необходимо проверить прочность закрылков, предкрылков, их креплений и систем (механизмов) выпуска и уборки на режимах взлета и посадки. В каждом из этих режимов следует выбрать наиболее неблагоприятные случаи нагружения указанных элементов в диапазоне углов атаки крыла от значения, соответствующего горизонтальному полету, до значения, соответствующего эксплуатационной перегрузке n ^э _у = 2,0 или порывам неспокойного воздуха W = + 10 м/с, и в диапазоне углов отклонения закрылка, предкрылка от нуля до максимального возможного на данном режиме. Скоростной напор следует принять соответствующим V _{maх б} (пункт 178). Величину нагрузки на закрылок (предкрылок) следует принимать равной:

                           P ^э = c _R qS,

      где, c _R - коэффициент полной аэродинамической силы закрылка (предкрылка); его следует определять по материалам испытаний в аэродинамических трубах с учетом обдува струей винтов при всех возможных режимах работы двигателей; при посадке необходимо рассмотреть взлетный режим работы двигателей (случай ухода на второй круг);
      q - скоростной напор;
      S - площадь закрылка (предкрылка). Направление нагрузки следует принимать на основании результатов испытаний в аэродинамических трубах.
      Коэффициент безопасности f= 2,00.
      Для предкрылков, их креплений и систем (механизмов) уборки и выпуска должны быть дополнительно рассмотрены случаи нагружения при возможных по условиям применения комбинациях углов отклонения предкрылков и закрылков:
      1) при угле атаки ВС, соответствующем n ^э _у = О и скорости V _{maх б} ;
      2) при угле атаки ВС, соответствующем с _{у max б} - максимальному
значению коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС для
рассматриваемой комбинации отклонения предкрылков и закрылков,
определяемом аналогично с _{у max} ВС с убранной взлетно-посадочной
 
механизацией. Скоростной напор принимается равным: 2gmIS  
                                                   с _{у max б} .
      Коэффициент безопасности f = 1,5.
      Прочность закрылков, предкрылков, их креплений и систем (механизмов) выпуска и уборки следует проверить также при убранном их положении. Аэродинамическую нагрузку на закрылок, предкрылок при этом следует определять при коэффициенте безопасности f = 1,5.
      Примечание 1. Если в соответствии с Руководством по летной эксплуатации при уходе на второй круг требуется уменьшить угол отклонения закрылков, условия их нагружения на этом режиме могут быть уточнены на основе расчетов по определению предельно возможных сочетаний угла отклонения закрылков, скорости полета и режима работы двигателей при выполнении рекомендованного в Руководстве по летной эксплуатации способа пилотирования.
      Примечание 2. Если закрылки, предкрылки используются для других целей, например, для торможения при планировании, или на крыле имеется дополнительная механизация, отклоняемая в полете (тормозные щитки, интерцепторы, спойлеры и др.), расчетные условия нагружения элементов механизации, узлов их крепления и систем управления ими должны быть установлены изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
      Хвостовые части крыла. Прочность хвостовых частей крыла в зоне закрылков должна быть дополнительно проверена на нагрузки, приходящиеся на эти части при выпущенной взлетно-посадочной механизации и определяемые в соответствии со значениями угла отклонения закрылков и максимального скоростного напора, при котором может производиться полет с таким отклонением закрылков.
      Коэффициент безопасности f = 2,0.

      192. Распределение аэродинамической нагрузки по размаху и хорде (контуру) крыла и по его элементам. Для крыла и его элементов должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху и хорде по материалам испытаний в аэродинамических трубах. Испытания в аэродинамических трубах должны проводиться при углах атаки крыла, углах отклонения элеронов и положениях механизации крыла, соответствующих рассматриваемым случаям.
      При отсутствии таких материалов разрешается распределение нагрузки по размаху и хорде (контуру) крыла.

29. Случай нагружения хвостового оперения

      193. Общие указания. Определяемые аэродинамические нагрузки (нормальные для горизонтального оперения и поперечные для вертикального оперения) следует рассматривать с учетом и без учета продольных аэродинамических нагрузок. Направление нормальных и поперечных нагрузок условно может быть принято нормальным, а продольных нагрузок - параллельным плоскости хорд стабилизатора (киля).
      Величину продольной аэродинамической нагрузки необходимо определять по результатам испытаний оперения в аэродинамических трубах при угле атаки (скольжения) и угле отклонения управляемого стабилизатора (руля), соответствующих случаям нагружения, рассматриваемым ниже. При наличии переставляемого в полете стабилизатора необходимо рассмотреть наиболее невыгодные сочетания практически возможных углов перестановки стабилизатора и соответствующих углов отклонения руля высоты. Распределение продольной нагрузки по размаху и хорде оперения разрешается принимать пропорционально нормальной (поперечной) нагрузке.
      Во всех случаях, за исключением уравновешивающей нагрузки, удельную эксплуатационную нагрузку (Р ^э /S) на горизонтальное оперение следует брать не меньше 1180 Па (120 кгс/м ² ), а на вертикальное оперение - не меньше 590 Па (60 кгс/м ² ).

      194. Случаи нагружения горизонтального хвостового оперения при однокилевой схеме.
      Уравновешивающая нагрузка. Уравновешивающую нагрузку следует определять из условия равенства нулю суммы моментов аэродинамических сил относительно центра тяжести ВС во всех случаях нагружения крыла маневренной нагрузкой как с выпущенной, так и с убранной взлетно-посадочной механизацией.
      Нагрузку следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

      При распределении уравновешивающей нагрузки по горизонтальному оперению угол атаки а определяется по значению с _у ВС (таблица 1.), а угол отклонения руля (управляемого стабилизатора) - из условия балансировки.
      Маневренная нагрузка при полете с убранной взлетно-посадочной механизацией. Маневренную нагрузку на горизонтальное оперение с убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять путем расчета неустановившихся маневров в вертикальной плоскости. Положение руля (управляемого стабилизатора) в исходном режиме определяется из условия балансировки ВС.
      Исходным режимом является установившийся режим полета с любой скоростью вплоть до V _{max max} . На каждой скорости рассматриваются три значения исходной перегрузки:

             n _y1 = 1,0;   n _y11 = n ^э _{у max (а)} ;
      n _y111 = 1- /\ n _{у ман} при n ^э _{у max (а)} < 3,0 или
      n _y111 = n ^э _{у min (а)} при n ^э _{у max (а)} > 3,0

      Здесь, /\ n _{у ман} = n ^э _{у max (а)} ^{- 1.}

      Маневр с исходной перегрузкой n _у1 .
      Следует принять, что пилот, выполняя маневр для достижения перегрузки n _y11 или n _y111 , отклоняет ручку (штурвал) на себя (от себя), а затем, по истечении некоторого времени, возвращает ее в исходное положение. Момент возврата определяется исходя из того, что во время маневра для перегрузок пу должно соблюдаться условие:

                         n _y111 < n _y < n _y11 .

      Величина отклонения ручки (штурвала)выбирается так, чтобы получить наиболее тяжелое нагружение для всего горизонтального оперения и его частей (стабилизатора, руля). Однако, данная величина не должна превышать 125% того значения, которое необходимо для выхода с учетом заброса на перегрузку n _y11 или соответственно на перегрузку n _y111 без возвращения ручки (штурвала) в исходное положение.
      Маневр с исходными перегрузками n _y11 и n _y111 .
      Принимается, что пилот выполняет маневр путем отклонения ручки (штурвала) без возвращения ее в исходное положение на величину, необходимую для выхода на установившуюся единичную перегрузку.
      Дополнительный маневр на скорости V _A .
      Исходным режимом является установившийся горизонтальный полет. Принимается, что пилот отклоняет на себя ручку (штурвал) для достижения максимального положительного угла атаки. При этом нагружение ВС разрешается не рассматривать при перегрузках, превышающих n ^э _{у max (а)} .
      При всех указанных маневрах отклонение руля (стабилизатора) и ручки (штурвала) ограничивается (помимо эффективного конструктивного ограничения) следующим дополнительным условием:
      усилие пилота не должно превышать нормированного максимального эксплуатационного усилия на ручке (штурвале) с учетом наиболее неблагоприятного влияния вспомогательных устройств.
      Для шарнирных моментов руля (стабилизатора) должны быть приняты надежные значения. Отклонение руля (стабилизатора) ограничивается по мощности бустера. Отклонение ручки (штурвала) принимается с максимальной возможной скоростью (Примечание 1. пункта 189).
      Маневренная нагрузка при полете с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. На максимальной скорости, при которой возможна данная конфигурация, следует рассмотреть маневры с исходными перегрузками n _y1 = 1, n _y11 = 2 и n _y111 = 0, аналогичные заданным.
      Случай полета ВС в неспокойном воздухе.
      Симметричное нагружение.
      Нагрузку следует определять по формуле:

              Р ^э = Ү _г.о + ±Ү _н.в ,
      где, Ү _г.о - уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение в горизонтальном полете на скорости V;

      Ү _н.в = 0,392с ^а _{у г.о} VWS _г.о , Н, (Ү _н.в = 0,04с ^а _{у г.о} VWS _г.о , кгс).

      Здесь S _г.о - площадь горизонтального оперения, м ² .
      Рассматриваются те же высоты и скорости полета V, м/с и принимаются те же значения W, м/с. Значение с ^а _{у г.о} необходимо определять по материалам испытаний жесткой модели горизонтального оперения в аэродинамических трубах (без учета влияния скоса потока от крыла) при числе М, соответствующем рассматриваемой скорости V. Следует принять, что аэродинамические силы на крыле (ВС без горизонтального оперения) соответствуют установившемуся горизонтальному полету. Силу Y _н.в и момент от нее следует уравновесить инерционными силами поступательного и вращательного движений.

      195. Случай полета ВС в неспокойном воздухе.
      Несимметричное нагружение. Рассматривается несимметричное нагружение, при котором на одной половине оперения действует 100%, а на другой 70% аэродинамической нагрузки, приходящейся на половину оперения при нагружении по предыдущему пункту. Равновесие сил и моментов относительно оси Z, а относительно оси X - инерционными силами вращательного движения.

      196. Случаи нагружения однокилевого вертикального оперения.
Маневренная нагрузка. Маневренную нагрузку на вертикальное оперение с выпущенной и убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять путем расчета неустановившегося маневра рыскания. Исходным режимом является горизонтальный полет с любой скоростью вплоть до V _{max max} .
      Следует принять, что пилот для создания скольжения влево (вправо) отклоняет педаль с максимальной возможной скоростью на величину, указанную ниже, а затем при достижении максимального угла скольжения начинает возвращать педаль с той же скоростью в исходное положение.
      Величина отклонения педали определяется из следующих условий:
      На скорости случая A (V _A ) и на меньшей скорости величина отклонения педали равна той, при которой одностороннее усилие на педали (при нулевом угле скольжения) равно максимальному эксплуатационному усилию с учетом наиболее неблагоприятного влияния вспомогательных устройств. На скоростях от V _{max э} до V _{max max} следует принимать 75% усилия, указанного для скорости V _A , а для скоростей между V _A и V _{max э} для определения усилия применять линейную интерполяцию. Для шарнирных моментов руля должны быть приняты надежные значения.
      Однако отклонение педали не должно превышать эффективного конструктивного ограничения. Величина угла отклонения руля направления, кроме того, ограничивается мощностью бустера.
      Распределение нагрузки принимается в соответствии с указаниями при найденных расчетом значениях углов скольжения ВС и отклонения руля направления б _н . Кроме того, рассматривается такое сочетание углов в и б , при котором в < в max, а б _н имеет знак, противоположный знаку первоначального отклонения, и суммарная нагрузка на вертикальное оперение равна максимальной нагрузке, полученной из расчета маневра. Таким образом, нагрузки от в и б _н   действуют в одну сторону.
      Примечание: При расчете маневра кроме рассмотрения движения по курсу разрешается учитывать снос ВС, а также принимать во внимание поворот вокруг продольной оси, однако при учете крена следует также рассмотреть случай, когда пилот парирует крен органами поперечного управления.
      Нагрузка при полете в неспокойном воздухе.
      Эксплуатационную нагрузку на вертикальное оперение при полете в неспокойном воздухе (исходный режим - установившийся горизонтальный полет) следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

      Рассматриваются те же высоты и скорости полета V, м/с, и принимаются значения бокового порыва W, м/с, те же, что и для вертикального порыва.
      Коэффициент n _в следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

      Производную коэффициента боковой силы вертикального оперения по углу скольжения с ^в _zв.о следует определять по результатам испытаний в аэродинамических трубах жестких моделей полного ВС и ВС без вертикального оперения при числе М, соответствующем рассматриваемой скорости полета.
      Примечание. Если аэродинамические характеристики, входящие в приведенную выше формулу для n _в или характеристики с _zв.о ( В ) имеют существенные нелинейности или если в боковом канале управления установлены какие-либо автоматические устройства, отличные от линейного демпфера, реагирующие на w _у , то нагрузки на вертикальное оперение должны быть определены путем расчета, основанного на рассмотрении движения ВС при действии трапециевидного порыва, представленного на рис. 7. Длина L принимается равной 30 метров.

      См. бумажный вариант

      Рис. 7

      Длина d выбирается так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения конструкции. Интенсивность бокового порыва принимается равной:

           W _ист = 0,8 W V ^----- p _{o
                                  ----,}
                               p _н

      где, W - значение бокового порыва такое же, как в пунктах 185 и 186 для вертикального порыва. В расчете кроме поворота вокруг оси Y следует учесть движение вдоль оси Z (снос) и поворот вокруг оси X (крен). Если в боковом канале управления установлен лишь линейный демпфер рыскания, реагирующий только на w _у , а аэродинамические характеристики бокового движения не имеют существенных нелинейностей, то можно пользоваться формулой для Р ^э _в.о , приведенной выше, беря m ^wу _у с добавкой от действия демпфера рыскания. При автоматических системах, постоянно включенных в полете, достаточно рассмотреть только нагрузки, определенные с учетом действия этих систем (случай отказа системы не рассматривается).
      Случай остановки двигателей. Следует рассмотреть одновременную остановку всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии ВС в горизонтальном полете на всех скоростях полета, начиная от V _mmэв до V _{max max} , на всех высотах полета и режимах работы двигателей. Режим полета следует выбирать так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения вертикального оперения. При отсутствии экспериментальных или расчетных данных о характере изменения тяги и лобового сопротивления по времени в результате остановки двигателей принимается мгновенная остановка двигателей. При мгновенной остановке двигателей эксплуатационную нагрузку на вертикальное оперение следует определять по формуле:

      Cм. бумажный вариант

      Тягу двигателя после остановки (сопротивление) следует брать со знаком минус. Если на воздушных винтах установлен ряд независимых систем флюгирования, величину Т _ост необходимо определять при условии, что лопасти всех винтов остановившихся двигателей установлены во флюгерное положение.
      Если будет показано, что одновременная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии ВС крайне маловероятна, нагрузку на вертикальное оперение Р ^э _ocm следует определять расчетом, учитывающим неодновременность отказа двигателей.
      Распределение нагрузки по оперению нужно принимать по результатам испытаний в аэродинамических трубах при соответствующих углах скольжения.
      Комбинированный случай нагружения. Нагрузка должна определяться исходя из предположения, что момент рыскания от остановившихся двигателей с некоторым запаздыванием парируется пилотом путем отклонения руля направления. При этом на вертикальное оперение одновременно действуют нагрузки от остановки двигателей по одну сторону от плоскости симметрии (Р ^э _ocm ) и маневренная нагрузка ( Р ^э _ман ), вызванная отклонением руля направления для прекращения скольжения ВС, т.е. Р ^э _в.о = (Р ^э _ост Р ^э _ман ). Темп отклонения руля следует брать так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения для всего вертикального оперения и его составных частей (киля, руля). Величину отклонения педали следует ограничивать (помимо эффективного конструктивного ограничения или ограничения по мощности бустера) тем, что одностороннее усилие на педали не должно превышать усилия. Для шарнирных моментов руля должны быть приняты надежные значения. Величину эксплуатационной маневренной нагрузки следует ограничить величиной нагрузки от остановки двигателей при установившемся движении, возникающем в том случае, когда пилот не отклоняет руль направления.
      Для турбовинтовых двигателей с независимыми системами флюгирования винтов расчет нагрузок на вертикальное оперение следует производить, кроме того, для случая остановки двигателей и для комбинированного случая нагружения при условии, что останавливается только наружный двигатель, что лопасти винта не устанавливаются во флюгерное положение и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла. Коэффициент П _в разрешается определять с учетом действительного изменения по времени тяги останавливающегося двигателя. Коэффициент безопасности f = 1,30.

      197. Случаи совместного нагружения горизонтального и вертикального однокилевого оперений.
      Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и однокилевого вертикального оперений во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения и для изолированного нагружения вертикального оперения за исключением нагружений.
      Нагрузку на горизонтальное оперение необходимо определять следующим образом. Уравновешивающие нагрузки должны определяться при перегрузке:

      Cм. бумажный вариант

      Маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения, но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок n _у1 ; n _у11 и n _у111 :
      при убранной взлетно-посадочной механизации:

      Cм. бумажный вариант

      Дополнительный маневр на скорости V _A совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается.
      Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений W, равных 75% их значений при изолированном нагружений.
      Нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения следует принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении, а углы скольжения ВС и отклонения руля направления равными 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.
      При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует считать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенным в рассматриваемом случае совместного нагружения.
      Несимметрию в распределении нагрузки между двумя половинами горизонтального оперения следует определять на основе эксперимента в аэродинамических трубах при указанном угле скольжения (75% угла скольжения соответствующего изолированного случая нагружения вертикального оперения).
      При расположении горизонтального оперения на вертикальном следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях нагружения, и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна уравновешивающей нагрузке горизонтального полета.
      Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.

      198. Случаи нагружения горизонтального двухкилевого оперения.
      Величины нагрузок на горизонтальное оперение следует определять как для однокилевого оперения. Причем для оперения с расположением килей на горизонтальном оперении значение с ^а _уго в формуле для определения нагрузки при полете в неспокойном воздухе необходимо брать по данным испытаний в аэродинамической трубе для горизонтального оперения с килями. Одновременно на вертикальное оперение во всех случаях следует приложить эксплуатационные нагрузки Р ' _{в.о(верх} ) и Р' _{в.о(нижн)} , определенные по графику на рис. 8. где:

      См. бумажный вариант

      Рис. 8.

      199. Случаи нагружения вертикального двухкилевого оперения.
Величины нагрузок на вертикальное двухкилевое оперение и коэффициенты безопасности следует определять так же, как и для однокилевого оперения. При этом следует принимать, что на одну (левую или правую) половину вертикального оперения действует 65%, а на другую 35% общей нагрузки на вертикальное оперение.

      200. Случаи совместного нагружения горизонтального и вертикального двухкилевых оперений.
      Следует рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения и несимметричное нагружение горизонтального оперения.

      201. Случаи нагружения элементов хвостового оперения.
      Рули. Прочность руля высоты (руля направления) и его крепления следует проверять на нагрузку, приходящуюся на него как на часть горизонтального (вертикального) оперения во всех случаях его нагружения.
      Уравновешивание шарнирных моментов. Шарнирные аэродинамические моменты от нагрузок, действующих на руль высоты (руль направления) или на управляемый стабилизатор во всех случаях нагружения горизонтального и вертикального оперения за исключением случаев нагружения при полете в неспокойном воздухе и при остановке двигателей, а при необратимом бустерном управлении с максимальным шарнирным моментом М _ш ^{буст+лоб} . Для этого необходимо смещением точки приложения погонной нагрузки (центра давления) вдоль хорды руля (управляемого стабилизатора) без изменения величины этой нагрузки поправить шарнирные аэродинамические моменты так, чтобы получить это соответствие. Однако, если при этом уравновешивании центр давления станет более задним, чем на 50% местной хорды руля (управляемого стабилизатора), следует принять положение центра давления на 50% местной хорды без изменения величины погонной нагрузки.
      Уравновешивание шарнирных моментов должно производиться с учетом влияния сервокомпенсаторов, бустеров, автопилотов, автоматов устойчивости и управляемости и других вспомогательных и автоматических систем. При этом должны рассматриваться возможные, наиболее тяжелые в отношении прочности на кручение руля (управляемого, стабилизатора) действия этих систем.
      Для расчета нервюр и местной прочности руля и управляемого стабилизатора распределение нагрузки по хорде (контуру) должно быть исправлено, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания увеличились по сравнению с исходным (до уравновешивания), и распределение нагрузки по хорде (контуру) берется исходное, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания уменьшились. Коэффициент безопасности берется в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения.
      Кинематические сервокомпенсаторы. Прочность сервокомпенсатора и его креплений следует проверять на нагрузки, приходящиеся на него как на часть руля. Коэффициент безопасности для сервокомпенсаторов и его креплений f = 2,0.
      Для обеспечения жесткости рекомендуется принимать повышенный коэффициент безопасности.
      Триммер. Прочность триммера и его креплений следует проверять на нагрузку, приходящуюся на него как на часть руля при нейтральном положении триммера. Коэффициент безопасности принимается в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения. Кроме того, прочность триммера и его креплений, а также местную прочность руля следует проверить на эксплуатационную нагрузку Р ^э _mр = + 0, 55q _{max  max} S _mp при коэффициенте безопасности f = 2,0.

      202. Распределение аэродинамической нагрузки по хвостовому оперению и его элементам.
      Для горизонтального и вертикального оперения и их элементов должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху и хорде по результатам испытаний в аэродинамических трубах. При отсутствии таких материалов разрешается распределение нагрузки по размаху и хорде оперения и его элементам производить в соответствии с указаниями, изложенными в пункте 164 настоящих Норм.

30. Случай нагружения шасси

      203. Общие указания. Приведенные требования относятся к шасси с хвостовым колесом и к трехстоечному шасси с носовым колесом (рис. 9. и 10.). Для шасси других схем и для необычных способов посадки (укороченная, вертикальная) расчетные условия нагружения должны быть установлены изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
      Принята земная система осей координат с осью X _g , направленной по движению ВС.

      204. Требования к амортизационной системе. Эксплуатационную работу А ^э , которую должна воспринять амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, следует вычислять по формуле:
                 V ^э2 _у
      А ^э = m _ред ----- ,
                 2

      Для основных стоек и хвостового колеса приведенная вертикальная составляющая скорости во время удара должна определяться по формуле:

V ^э _у = V _у + 0,025V _х , м/с.

      Здесь, V _x - горизонтальная составляющая скорости ВС в момент касания ВС земли, м/с;
      рассматриваются различные значения V _x в диапазоне от 0,9 V _n до 1,1 V _n , где V _n - посадочная скорость ВС в момент касания земли основными стойками шасси;
      V _у - вертикальная составляющая скорости в момент касания ВС земли;
      величину V _у следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

      Рис. 9

      См. бумажный вариант

      Рис.10

      Величины К и с ^а _у   должны определяться с учетом механизации крыла и при таком угле атаки, при котором су принимает указанное выше значение.
      Величину Vy более 1,5 м/с принимать не следует.
      Для ВС, у которых влияние земли существенно сказывается на аэродинамических коэффициентах, величина У ^э _у должна быть уточнена на основании специальных расчетов.
      Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых аэродромах, величина V ^э _y должна быть выбрана изготовителем на основе имеющегося опыта проектирования и эксплуатации и согласована с компетентным органом государства-изготовителя.
      Величину V ^э _y во всех случаях менее 2,8 м/с принимать не следует.
      Редуцированную массу m _ред следует принимать:
      для основных стоек шасси m _ред = m _пос , т.е. равной посадочной массе всего ВС;
      для хвостового колеса или костыля (шасси с хвостовым колесом)
         P cm. хв
m _ред = ---------- , где P cm. хв - нагрузка, приходящаяся на
          g
хвостовое колесо (костыль) на стоянке при m _пос ;
                            е
          Р cm. хв = m _пос g ---  (рис.9.)
                            b
      Для носовой стойки шасси эксплуатационную работу следует выбирать как большую из работ, определенных в следующих двух случаях:
      Посадка на три точки. В этом случае величина вертикальной скорости должна быть принята равной значению V ^э _у , установленному для основных стоек. Редуцированная масса m _ред должна быть определена расчетом при следующих начальных условиях:
      ВС, имеющий массу m _пос , касается земли одновременно тремя стойками;
      вертикальная составляющая скорости в центре тяжести ВС равна V ^э _у ;
      подъемная сила ВС Y = gm _noc ;
      ВС сбалансирован по моменту Mz;
      угловая скорость w _z = 0.
      Учитываются лобовые силы от раскрутки колес при максимальном значении коэффициента трения u = 0,8.
      Посадка на две точки (посадка на основные стойки шасси с последующим переваливанием на носовую стойку).
                                   е
      Для ВС, у которых отношение ---  < 0,1 (рис. 10.), этот
                                   b
случай можно не рассматривать.

      Значение V ^э у следует определять расчетом при следующих начальных условиях:
      ВС, имеющий массу m _пос , касается земли основными стойками, а хвостовая предохранительная опора не касается земли, но находится в непосредственной близости от нее;
      вертикальная составляющая скорости в центре тяжести ВС равна V ^э _у , указанна для основных стоек шасси;
      подъемная сила ВС Y = g m _пос ;
      ВС сбалансировано по моменту M _z ;
      угловая скорость w _z =0.
      Учитываются лобовые силы от раскрутки колес при максимальном значении коэффициента трения u = 0,8.
      Редуцированная масса в этом случае посадки определяется по формуле:

      Cм. бумажный вариант

      Эксплуатационную перегрузку при поглощении амортизационной системой эксплуатационной работы Аэ следует определять по формуле:

      Cм. бумажный вариант

      Нагрузку Р ₁ следует принимать равной:
      для основной стойки и для хвостового колеса (шасси с хвостовым колесом) нагрузке, действующей на них на стоянке при расчетной посадочной массе;
      для носовой стойки - gm _ред .
      Максимальная работа, которую должна воспринять амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, должна определяться по формулам:

А ^maх = 1,5А ^Э

      при редуцированной массе, соответствующей расчетной посадочной массе ВС;
             m _взл
      А ^maх = ------А ^э
             m _пос

      при редуцированной массе, соответствующей расчетной взлетной массе ВС.
      Примечание. Величина максимальной работы для носовой стойки шасси может быть уточнена на основании расчетов посадки ВС с m _пос и m _взл на три точки и на основные стойки с последующим переваливанием на носовую при указанных выше условиях для определения эксплуатационной работы. Однако при расчете посадки с m _пос величина вертикальной скорости ВС в первый момент посадки принимается равной 1,225 V ^э _у , а при расчете посадки с m _взл подъемная сила Y = gm _взл ; лобовые силы от раскрутки колес определяются при коэффициенте трения u = 0,5.
      Максимальную перегрузку при поглощении амортизационной системой максимальной работы А ^mах следует определять по формуле:
                           pmах
                    n ^mах = -----,
                             Р ₁

      но она должна быть не больше величины, определяемой из отношения Е Р _{пред
           --------.}
              Р ₁

      Здесь, p ^mах - максимальная нагрузка на стойку при поглощении амортизационной системой максимальной работы;
      Е Р _пред - суммарная предельная нагрузка на все колеса одной стойки при динамическом нагружении, гарантируемая изготовителем колес.
      При расчете поглощения амортизационной системой эксплуатационной и максимальной работы необходимо учитывать лобовые силы от раскрутки колес при следующих значениях коэффициента трения:
      для эксплуатационной работы u = 0 и 0,8;
      для максимальной работы u = 0 и 0,5.
      При этом разрешается для хвостового колена, носовой стойки и для основных стоек шасси с хвостовым колесом принимать положение ВС, соответствующее случаю E _ш . _пос , а для основных стоек шасси с носовым колесом - положение среднее между соответствующим случаям E _ш . _пос и Е _ш .
      Приведенная подъемная сила (аэродинамическая разгрузка) принимается в процессе поглощения работы, равной силе тяжести рассматриваемой редуцированной массы, Y = gm _peд .
      Способность амортизационной системы поглощать эксплуатационную А ^э и максимальную A ^mах работу должна быть подтверждена динамическими испытаниями.
      Если динамические испытания проводятся без приложения лобовых сил от раскрутки колес, при этих испытаниях должны быть получены данные, позволяющие внести соответствующие поправки в расчеты. Если испытания проводятся на изолированной установке, а упругость агрегатов ВС, к которым крепится шасси, оказывает существенное влияние на величины нагрузок, доля работы, приходящаяся собственно на шасси, может быть уточнена на основании специальных расчетов, при этом в испытаниях должны быть получены данные, подтверждающие принятые в расчете характеристики амортизации.
      Коэффициент безопасности по отношению к эксплуатационным нагрузкам при поглощении амортизационной системой эксплуатационной работы А ^э должен быть принят, равным 1,50. Должно быть показано объективными данными, что при действии на ВС нагрузок, соответствующих поглощению амортизацией максимальной работы Аmах, не будут иметь место разрушения конструкции шасси и ВС или такое снижение их прочности, которое может привести к опасным последствиям.
      Указанные данные могут не представляться, если для шасси и ВС при расчетах на прочность принимается коэффициент безопасности 1,30 по отношению к максимальным нагрузкам при поглощении максимальной работы.
      Эксплуатационную работу, которую должна воспринять амортизация хвостовой предохранительной опоры (шасси с носовым колесом) при динамическом приложении нагрузки, следует определять по формуле:

А ^э = 0,15 m _пос

      (коэффициент 0,15 имеет размерность м ² /с ² ).

      205. Случаи нагружения основных стоек шасси с носовым или хвостовым колесом.
      При определении прочности шасси геометрические соотношения следует устанавливать при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
      Если по техническим причинам предусматривается возможность замены колес зимними лыжами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи.
      При спаренных колесах во всех случаях должна быть рассмотрена неравномерная нагрузка на колеса: на одном колесе 60% и на втором 40% общей нагрузки. Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение нагрузок производится в отношении 0,7 : 0,3.
      Во всех случаях эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67 Р _{разр.рад} , а значение вертикальной нагрузки при поглощении Аmах не больше 0,75 Р _{разр.рад} , где Р _{разр.рад} - разрушающая радиальная нагрузка на колесо.
      Для основной стойки, имеющей двухосную тележку, приведены дополнительные указания о распределении нагрузок между осями тележки.
      Случай E _ш.пос. Посадка на три точки.
      Эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки n ^э _f и n _Е ^mах ) при поглощении эксплуатационной и максимальной работ должны определяться из диаграммы обжатия амортизации. Направление действия сил нормально к поверхности земли.
      Примечание 1. Прочность конструкции шасси, фюзеляжа и крыла должна быть проверена также на случай посадки на одну основную стойку. В этом случае величину нагрузки на стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы следует принимать равной величине этой нагрузки в случае Еш.пос. Коэффициент безопасности тот же, что в случае Еш.пос.
      Примечание 2. Прочность шасси и узлов его крепления должна быть проверена на нагрузки, возникающие в момент полного выхода штока амортизатора на обратном ходе при ударе об ограничитель. Кроме того, прочность элементов конструкции шасси должна быть проверена в полностью выпущенном положении штока на нагрузки, соответствующие началу обжатия амортизационной стойки при максимальном возможном в ней начальном давлении, но направленные в обратную сторону. Нагрузки должны быть приложены к осям колес. При спаренных колесах распределение нагрузки между колесами равномерное. Коэффициент безопасности f= 1,5.
      Случай E _ш . _взл. Разбег.
      ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. На каждую стойку одновременно действуют следующие нагрузки:
      нормальная земле сила:

                         P ^э _у = n ^э _{Е взл} P _{сm взл.}

      _где, P _{сm взл} - стояночная нагрузка на стойку при m _взл ;
      n ^э _{Е взл} - эксплуатационная перегрузка при разбеге, принимаемая:

      n ^э _{Е взл} = 2,00 для одиночного или спаренных колес,

      n ^э _{Е взл} = 1,70 для тележек или тандемно расположенных колес;

      параллельная земле сила, приложенная к осям колес и направленная против полета:

                            Р ^э _х = - kР ^э _у ,
      где, k = 0,3.
        Следует также рассмотреть одновременное действие силы Р ^э _у , приведенной выше, и силы Р ^э _х = 0,7 kР ^э _у .
      Примечание. Величина силы Р ^э _х , направленной по полету, может быть уточнена на основании анализа кинематической схемы шасси с учетом опыта эксплуатации шасси подобных схем.
      Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, эксплуатационная перегрузка при разбеге n ^э _{х взл} должна выбираться по графику рис. 11. в зависимости от величины полного обжатия шин колес стоек шасси б _{n 0} и минимальной прочности грунта б . Если на стойках шасси установлены тележки для определения n ^э _{х взл} принимается 1,5б _{n 0} шин данных колес.

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 11.

      Величину коэффициента k следует определять по формуле:

      Cм. бумажный вариант

                                       Таблица 2.

      Для промежуточных значений б и n применяется линейная интерполяция.
                    Рk
      Здесь, n = -------, a Рk - нагрузка, приходящаяся на одно
                    Ро
колесо при симметричном распределении между колесами суммарной вертикальной нагрузки на стойку шасси Р ^э _у .
      Величину k менее 0,3 принимать не следует.
      Примечание. Для прочности грунта б < 60 Н/см ² , (менее 6 кгс/см ² ) нагрузки на шасси должны быть определены на основании специальных расчетов разбега по наиболее неровной поверхности взлетно-посадочной полосы, которая может иметь место при эксплуатации ВС. На основании таких же расчетов могут быть уточнены величины нагрузок на шасси для прочности грунта б > 60 Н/см ² (не менее 6 кгс/см ² ). Методика расчетов должна быть установлена изготовителем.
      Случай G _ш . Передний удар в обе стойки шасси.
      ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. Нагрузка проходит через ось колеса и направлена спереди и снизу под углом а к горизонту.

      Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, величина Р ^э должна определяться исходя из m _взл .
      Случай Е _ш + G _ш . Посадка на основные стойки с одновременным передним ударом (для шасси с хвостовым колесом).
      Принимается, что ВС садится на основные стойки, а хвостовое колесо не касается земли. Равнодействующая нагрузка на основные стойки лежит в плоскости симметрии ВС, проходит через ось колеса и направлена спереди в центр тяжести ВС.
      Величина нагрузки на одну стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должна приниматься равной величине этой силы в случае Е _ш.пос.
      Случай Е _ш. Посадка на основные стойки (для шасси с носовым колесом).
      Принимается, что ВС садится на основные стойки, а хвостовая предохранительная опора не касается земли, но находится в непосредственной близости от нее; равнодействующая удара нормальна к земле и проходит через ось колеса.
      Величина нагрузки на одну стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должна приниматься равной величине этой силы в случае Е _ш.пос.
      Случай Е` <sub>ш</sub> + G ` _ш. Посадка с не раскрученными колесами.
      Нагрузки, действующие на основную стойку при посадке с не раскрученными колесами, следует определять расчетом при следующих условиях:
      рассматривается посадка ВС с носовым колесом в положении среднем между соответствующим случаям Е _ш.пос и Е` <sub>ш</sub> и посадка ВС с хвостовым колесом в положении, когда обе основные стойки касаются земли и направление тяги двигателей составляет с горизонтом положительный угол, равный половине посадочного угла;
      горизонтальная составляющая скорости V <sub>x</sub> = 1,1 V <sub>n</sub> (V <sub>n</sub> - посадочная скорость ВС);
      вертикальная составляющая скорости соответствует случаям поглощения амортизацией шасси, заданной выше эксплуатационной и максимальной работы;
      коэффициент трения о поверхность взлетно-посадочной полосы u = 0,8 при поглощении эксплуатационной работы и u = 0,5 при поглощении максимальной работы.
      Проверка прочности должна проводиться на комбинацию максимальных отрицательной и положительной горизонтальных нагрузок с соответствующими значениями вертикальных нагрузок, а также на комбинацию максимальной вертикальной нагрузки с соответствующим значением горизонтальной нагрузки, которая, однако, не должна приниматься менее 25% вертикальной.
      Случай R <sub>1ш.</sub> Посадка с боковым ударом в обе основные стойки шасси.
      ВС с хвостовым колесом считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле, а ВС с носовым колесом - в положении, соответствующем рассматриваемому в случае Е` _ш. Нормальная к земле сила на каждую стойку должна приниматься равной 0,75 величины этой силы в случае Е _ш.пос при посадках с поглощением эксплуатационной (А ^э ) и максимальной работы (А ^mах ).
      Боковую силу следует определять на основе экспериментальных значений P _z = f {P _y, В _y ) для рассматриваемого колеса при соответствующем значении вертикальной нагрузки и углах увода, принимаемых равными В _у = + 10 ⁰ при поглощении эксплуатационной работы и В _у = + 5 ⁰ при поглощении максимальной работы. Если сила  P _z = f {P _y, В _y ) достигает максимума при значении Р _у , меньшем чем Р _у случая R _1ш (для А ^э и А ^mах ), дополнительно следует рассмотреть комбинацию данной максимальной силы Р _{z mах} и соответствующей ей силы Ру. Боковые нагрузки, найденные как указано выше, должны быть увеличены в 1,25 раза и приложены к колесам с шинами, обжатыми соответствующими вертикальными нагрузками данного случая, в точках касания их с землей.
      Для предварительных расчетов можно принять:

      Cм. бумажный вариант

      В случае R _2ш.пос ВС с расчетной посадочной массой рассматривается находящимся в положении на трех точках, при этом считается, что хвостовое колесо (костыль), носовое колесо и колеса одной из основных стоек не касаются земли, но находятся в непосредственной близости от нее, колеса второй из основных стоек заторможены и находятся под действием реакции земли, приложенной в точках касания колес с землей. Эксплуатационная величина вертикального компонента реакции земли на основную стойку должна быть принята равной n ^ү _R2 gm _tin ; эксплуатационная величина бокового компонента на основную стойку, направленного к оси ВС - равной n ^ү _R2 gm _tin . Эксплуатационная величина силы трения колес основной стойки,
направленная параллельно земле (против движения) - равной
  M _mах
------ ,
  R

      где, R - радиус обжатого колеса,
      М _mах - суммарный, максимальный возможный тормозной момент колес основной стойки по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2M ^ү _O   - удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега.
      Эксплуатационная перегрузка для ВС с хвостовым колесом принимается равной n ^ү _R2 = 0,60,
      для ВС с носовым колесом n ^ү _R2 = 0,70, если Sкр < 80 м ² и n ^ү _R2 = 0,60, если S _кр > 100 м ² ; для промежуточных значений площади крыла перегрузка n ^ү _R2 определяется линейной интерполяцией.
      Примечание 1. Следует также рассматривать случай R _2ш.пос при отсутствии силы трения.
      Примечание 2. Приведенные выше нагрузки могут быть уточнены, если в Руководстве по летной эксплуатации будут указаны ограничения по скорости и радиусу разворота на рулении после посадки.
      В случае R _2ш.взл рассматривается разворот ВС с расчетной взлетной массой. Нагрузки на каждую из основных стоек шасси определяются из расчета статического равновесия ВС при следующих условиях:
      ВС находится в положении на трех точках, величина обжатия амортизации каждой стоики соответствует действующей на нее нагрузке;
      вертикальная перегрузка в центре тяжести ВС п _у = 1,00;
      подъемная сила ВС Y = 0;
                                                     V ²
      боковая перегрузка в центре тяжести ВС n _z = -------,
                                                   9.81 R
      здесь V= 1,2 V _R , a V _R и R - скорость (м/с) и соответствующий радиус (м), с которыми в эксплуатации будет разрешено производить разворот при рулении со взлетной массой; указанные величины должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации; расчет производится для такой комбинации V _R и R, при которой n _z имеет наибольшее значение;
      отношение боковой нагрузки к вертикальной (в земных осях координат) для каждой стойки равно n _z .
      угловые ускорения w _х = 0 и w _z = 0.
      Однако, нагрузки, приходящиеся в случае R _2ш.взл на наиболее нагруженную основную стойку, должны приниматься не менее:
                         a      h
      P ^ү _у = 0,5 gm _ace (---- + ----)
                         b      b _o

      Здесь, а - расстояние по горизонтали между центром тяжести ВС и осью носового колеса;
      b - расстояние по горизонтали между осями основных и носового колеса;
      h - расстояние по вертикали от центра тяжести ВС до земли (рис. 10.);
      b _o - колея шасси.
      Все размеры определяются при стояночном обжатии шасси.
      Случай Т _ш . Торможение при посадке, старте и буксировке.
      ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. Горизонтальная нагрузка (по или против движения ВС) Т ^э приложены в точках касания колес с землей и равны:

      Cм. бумажный вариант

      Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, величины М ^э и  P ^ү _у определяются исходя из m _взл .
      Случай Т _к . Резкое торможение колес после отрыва ВС от земли при взлете.
      Следует рассмотреть положение ВС в полете:
      с полностью выпущенным шасси;
      с полностью убранным шасси и поставленным на замок;
      в промежуточном положении положения шасси в полете.
      К колесам каждой стойки должен быть приложен момент М _mах .
      Коэффициент безопасности f= 2,00.
      Примечание. Случай Тк разрешается не рассматривать, если в Руководстве по летной эксплуатации; указывается, что пилоту запрещается тормозить колеса после отрыва ВС от земли при взлете.

      206. Случаи нагружения хвостового колеса (костыля) (шасси с хвостовым колесом).
      При определении прочности хвостового колеса (костыля) геометрические соотношения должны быть установлены при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
      Случай Еш. Посадка на три точки.
      Эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки n ^ү _A и n ^mах _A ) при поглощении эксплуатационной и максимальной работ должны определяться из диаграммы обжатия амортизации. Направление действия сил нормально к поверхности земли.
      Случай Eш+Gш. Одновременное действие вертикальных и лобовых сил (рис. 12.).

      См. бумажный вариант

      Рис. 12.

      ВС считается находящимся в положении на трех точках. Принимается, что кроме силы Р _у , нормальной к земле, на хвостовое колесо действует приложенная к оси колеса и направленная назад сила Р _х = -0,5Р _у .
      Сила Ру должна определяться так же, как в случае Е _ш .
      Для хвостового колеса (костыля), амортизация которого не работает на передний удар, дополнительно следует рассмотреть нагружение с P ^ү _х = -2,5Р _no.oa при сливе P ^ү _у , соответствующей n ^ү _A .
      Примечание. Для костыля сила Рх приложена в точке касания его с землей.
      Случай R _1ш . Посадка с боковым ударом.
      ВС считается находящимся в положении на трех точках. Должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузок случая Е _ш +G _ш , уменьшенных на 25%, и боковой нагрузки P _z = + 0,15Р _у . Кроме того, хвостовое колесо (костыль) должно быть проверено на действие одной боковой нагрузки Р _z = + 0,2Р _у , приложенной в точке касания колеса (костыля) с землей; принимается стояночное обжатие амортизации.
      Для ориентирующегося хвостового колеса (костыля) необходимо принимать, что 20% момента боковой силы Pz относительно оси ориентировки воспринимается на оси ориентировки и 80% этого момента воспринимается парой сил на оси колеса или парой сил в точке касания костыля с землей.

      207. Случаи нагружения носовой стойки и хвостовой предохранительной опоры (шасси с носовым колесом).
      Во всех случаях, рассматриваемых ниже, ВС считается находящимся в положении на трех точках, а амортизация - обжатой в соответствии с эксплуатационной нагрузкой рассматриваемого случая.
      При спаренных колесах во всех случаях должна быть рассмотрена неравномерная нагрузка на колеса: на одном колесе 60% и на втором 40% общей нагрузки. Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение нагрузок производится в отношении 0,7: 0,3. Во всех случаях эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67Р _{разр.рад} , а значение вертикальной нагрузки при поглощении А ^mах не больше 0,75Р _{разр.рад} , где Р _{разр.рад} - разрушающая радиальная нагрузка на колесо. Для ориентирующихся или управляемых носовых колес следует принимать, что часть момента от несимметричного приложения сил Рх относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению М _у , задаваемому в пункте 208, воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента - парой сил на оси колеса.
      Случай Е _ш.пос - Посадка на три точки.
      Эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки n ^ү _A и n ^mах ) при поглощении эксплуатационной и максимальной работ должны определяться из диаграммы обжатия амортизации. Направление действия силы - нормально к поверхности земли.
      Примечание: Прочность шасси и узлов его крепления должна быть проверена на нагрузки, возникающие в момент полного выхода штока амортизатора на обратном ходе при ударе об ограничитель. Кроме того, прочность элементов конструкции шасси должна быть проверена в полностью выпущенном положении штока на нагрузки, соответствующие началу обжатия амортизационной стойки при максимальном возможном в ней начальном давлении, но направленные в обратную сторону. Нагрузки должны быть приложены к осям колес. При спаренных колесах распределение нагрузки между колесами равномерное. Коэффициент безопасности f= 1,5.
      Случай E _ш.взл - Разбег.
      На носовую стойку шасси одновременно действуют следующие нагрузки:
      нормальная земле сила:

      Cм. бумажный вариант

      Примечание: Величина силы Р ^ү _х , направленной по полету, может быть уточнена на основании анализа кинематической схемы шасси с учетом опыта эксплуатации шасси подобных схем.
      Для носовых стоек шасси с колесами, оснащенными тормозами, следует также рассмотреть случай, когда параллельная земле сила приложена в точке касания колес с землей и равна:

      Cм. бумажный вариант

      Примечание. Для прочности грунта б < 60 Н/см ² (менее 6 кгс/см ² ) нагрузки на шасси должны быть определены на основании специальных расчетов разбега по наиболее неровной поверхности взлетно-посадочной полосы, которая может иметь место при эксплуатации ВС. На основании таких же расчетов могут быть уточнены величины нагрузок на шасси при прочности грунта б > 60 Н/см ² (не менее 6 кгс/см ² ). Методика расчетов должна быть установлена изготовителем.
      Случай Eш+Gш. Передний удар в колесо.
      Величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должны приниматься такими же, как и в случае Е _ш.пос. Нагрузку следует приложить к оси колес и наклонить назад против полета под углом 45 ⁰ к горизонту в случае поглощения А ^э и под углом 55 ⁰ в случае поглощения А ^mах .
      Случай Е _ш + G _ш. Посадка с не раскрученными колесами.
      К оси носового колеса должна быть приложена сила в направлении вверх и вперед по полету под углом 45 ⁰ к горизонту. Величина силы должна быть принята равной 0,7 силы случая Е _ш.пос при поглощении А ^э .
      Случай R _1ш. Посадка с боковым ударом в носовую стойку.
      Величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы следует принять такими же, как в случае Е _ш.пос. Нагрузка должна быть приложена в точке касания колеса с землей и наклонена вверх и вбок так, что боковой компонент равен + 0,33 ее значения в случае поглощения А ^э и + 0,25 в случае поглощения А ^mах . Для ориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению M _у , воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения My, то должны быть приняты величины момента и силы.
      Случай R _2ш . Разворот при рулении (для ВС с управляемым носовым колесом).
      На носовую стойку с включенным управлением действуют следующие нагрузки:
      нормальная земле сила, приложенная к оси колеса:
                                   T ^y h
                      Р ^ү _у = Р _no.1 + ------,
                                    b

      боковая сила, приложенная в точке касания колеса с землей, Р ^ү _z = + 0,8Р ^ү _у , однако, если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера
(демпфера), величина Р ^ү _z более 1 M _ymax не принимается.
                               r

      Здесь, Т ^э - суммарная сила торможения всех колес основной стойки (правой или левой).
      Указанные величины нагрузок Р ^ү _у и Р ^ү _z могут быть уточнены на основании расчетов при следующих условиях:
      вертикальная перегрузка в центре тяжести ВС п _у - 1,00;
      подъемная сила Ү=0;
      производится разворот ВС с m _взл торможением колес одной основной стойки шасси и несимметричной тягой двигателей;
      носовая стойка зафиксирована в нейтральном положении.
      Удар в хвостовую предохранительную опору.
      Эксплуатационная нагрузка должна определяться из диаграммы обжатия амортизации как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной работы. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой.

      208. Случаи нагружения зимнего лыжного шасси с хвостовой или носовой лыжей.
      При определении прочности лыжного шасси геометрические соотношения должны быть установлены при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
      Если по техническим условиям предусматривается возможность замены лыж колесами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи.
      Требования распространяются, как на основную, так и на носовую и хвостовую лыжи, за исключением специально оговоренных случаев.
      Случай Е _л. Посадка на три точки и разбег.
      Принимается, что на каждую лыжу действуют следующие нагрузки:
      нормальная земле сила, распределенная по длине рабочей части полоза лыжи и равная соответствующим нормальным нагрузкам для основной и носовой стоек, хвостового колеса (костыля) и хвостовой предохранительной опоры в случае Еш колесного шасси;
      сила трения Т, равная 0,25 соответствующей вертикальной нагрузки.
      Коэффициент безопасности должен быть определен, как указано в случаях Еш колесного шасси.
      Примечание 1. Длиной рабочей части полоза лыжи считается расстояние от начала резкого загиба полоза лыжи у конца до подъема на 4 см у носка лыжи.
      Примечание 2. Распределение нормальной земле нагрузки по длине полоза лыжи следует принимать по линейному закону таким, чтобы лыжа под действием всех сил находилась в равновесии (рис. 13.); распределение нагрузки по ширине - равномерное.

      См. бумажный вариант

      Рис. 13.

      Случай Gл. Передний удар в носок лыжи (для носовой и хвостовой лыж не рассматривается).
      ВС находится в стояночном положении. Нагрузка на одну лыжу P ^Y =0,5n ^Y _G gm _асe проходит через середину хорды, соединяющей носок лыжи с началом подъема, и ось втулки (рис. 14.).

      См. бумажный вариант

      Рис. 14.

      Здесь, n ^Y _G - эксплуатационная перегрузка случая G _ш для основных стоек (пункт 205).
      Случай R _1л . Посадка с боковым ударом.
      ВС находится в стояночном положении. Нормальные земле силы, действующие на лыжи основной и носовой стоек, и хвостовой опоры, должны быть равны соответствующим нагрузкам в случаях R _1ш колесного шасси. Боковые силы следует принимать равными 0,25 от соответствующих нормальных нагрузок. Нормальная нагрузка должна быть распределена по длине лыжи по линейному закону так, чтобы равнодействующая проходила через ось втулки лыжи. Распределение нагрузки по ширине лыжи - равномерное. Боковая нагрузка на лыжу должна быть распределена равномерно по длине рабочей части так, чтобы равнодействующая ее (Pz) была приложена по длине в середине рабочей части полоза, а по высоте - на расстоянии 1/3 максимальной высоты тела лыжи от земли.
      Коэффициент безопасности должен приниматься, как указано в случаях R _1ш колесного шасси для соответствующих стоек и хвостовой опоры.
      Случай М _л. Примерзание лыжи (для носовой и хвостовой лыж не рассматриваются).
      ВС находится в стояночном положении и на одну из лыж действуют:
      крутящий момент в плоскости земли:

М ^Ү = 0,2 lP _no.асe ,

      где, l - длина рабочей части полоза,
      P _cт.взл - стояночная нагрузка на лыжу при m _взл ;
      вертикальная реакция земли, проходящая через ось втулки

                  Р ^ү _у = P _no.асe ,

      сила трения вдоль полоза Р ^ү _х , величину которой следует определять делением момента М ^э на расстояние от оси лыжи до равнодействующей тяги двигателей, рассматриваемых справа или слева от данной лыжи; эта сила должна быть не больше тяги этих двигателей на стоянке.

      209. Случаи нагружения элементов шасси. Стойки с двухосными тележками. Прочность основной стойки с тележкой, поворачивающейся относительно оси, параллельной оси Z, должна быть рассмотрена во всех случаях нагружения основной стойки за исключением случая М _ш вместо которого вводится случай Мшт. Величины, направления и точки приложения нагрузок должны быть приняты, как указано в соответствующих случаях нагружения. Распределение нагрузок между передней и задней осями тележки должно производиться следующим образом:
      в случаях Е _ш.пос , Еш+ Gш и Еш обратно пропорционально расстоянию до оси поворота тележки;
      в случае G _ш вся горизонтальная составляющая нормируемой нагрузки Рх должна быть приложена либо к оси передних, либо к оси задних колес; вертикальная составляющая нормируемой нагрузки Ру должна распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки;
      в случаях Еш.взл, Е _ш + G _ш нагрузку Рх следует распределять поровну между передней и задней осями колес, а Ру - из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки;
      в случаях R _1ш и R _2ш вертикальные Ру и горизонтальные Рх составляющие нагрузок распределяются из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки, а боковая составляющая нагрузки распределяется между передней и задней осями колес в двух вариантах:
      1) к колесам каждой оси прикладывается боковая нагрузка
пропорционально вертикальной;
      2) к колесам одной (любой) оси прикладывается 50% всей нагрузки, а к колесам другой оси нагрузка не прикладывается; при этом вся боковая Pz составляющая нагрузки на одну стойку равна 0,5 от указанной в соответствующем случае (R _1ш и R _2ш );
      в случае Тш вертикальные Ру и горизонтальные Рт составляющие нагрузок должны распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки.
      Случай М _шт .
      Величина крутящего момента М ^Ү _У должна быть принят равной:
                                   с
               М ^Ү _У = + 0,75 P _no.асe ---,
                                   2

      где, Р _ст.взл - стояночная нагрузка на стойку при m _взл ;
      с - расстояние по диагонали между центрами контактов левых (правых) колес передней оси и правых (левых) колес задней оси тележки. Момент М ^Ү _У должен прикладываться к нижним точкам ободов колес в виде двух одинаковых пар сил, имеющих плечо с. Кроме того, к колесам каждой оси прикладывается нагрузка, соответствующая стояночной нагрузке на стойку при m _взл.
      Во всех перечисленных случаях нагрузка, приходящаяся на каждую ось, должна распределяться между колесами правой и левой стороны тележки так, что на колеса одной стороны приходится 60%, а на колеса другой 40% общей нагрузки. Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение производится в отношении 0,7 : 0,3. Во всех случаях эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67P _paз.pад, а значение вертикальной нагрузки при поглощении А ^maх - не выше 0,75P _paз.pад, где Р _paз.pад, - разрушающая радиальная нагрузка на колесо.
      Механизм управления и демпфер шимми носовой стойки.
      Элементы конструкции носовой стойки шасси, механизм управления и демпфер шимми должны быть нагружены крутящим моментом Му, равным моменту боковой силы Рz, приложенной на плече r относительно оси ориентировки колеса (колес) носовой стойки. Боковую силу Pz следует определять по экспериментальным значениям Pz  = f(Py,Вy) для рассматриваемого колеса при соответствующих значениях вертикальных нагрузок случая R1ш носовой стойки и увеличивать в 1,25 раза.
      Величина угла бокового увода принимается равной В _у = + 10 ⁰ для случая поглощения эксплуатационной работы и В _у = + 5 ⁰ для случая поглощения максимальной работы. При предварительных расчетах могут быть использованы соотношения для Pz. Плечо силы Pz следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

      Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный момент, уравновешиваемый бустером (демпфером), должен приниматься не более М _{у_maх} = 1,15Мкл + Mтр, где Мкл - максимальный момент, создаваемый бустером (демпфером) при работающем клапане, Мтр - момент трения в системе разворота колеса (колес).
      Примечание. Если предусмотрено управление носовой стойкой для предотвращения разворота ВС при прерванном взлете с остановившимися с одной стороны от плоскости симметрии ВС двигателями, для определения прочности конструкции носовой стойки, механизма управления и демпфера шимми должны быть рассмотрены дополнительные расчетные условия нагружения, устанавливаемые изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
      Амортизаторы шасси, пневматические и гидравлические силовые цилиндры.
      Амортизаторы шасси, пневматические и гидравлические силовые цилиндры, применяемые для торможения и для уборки и выпуска шасси, должны быть рассчитаны на прочность в соответствии с требованиями пункта 203, предъявляемыми к шасси, частью которого они являются.
      Кроме того, прочность амортизаторов шасси, пневматических и гидравлических цилиндров должна проверяться на случай максимального внутреннего давления в цилиндрах. Для амортизаторов шасси за максимальное давление в цилиндре р ^maх следует принимать давление, развивающееся соответственно в газовой и гидравлической камерах при поглощении амортизацией шасси работы А ^maх . Для пневматических и гидравлических силовых цилиндров за р ^maх следует принимать максимальное возможное давление в цилиндре; при наличии в цилиндре предохранительного клапана р ^maх = 1,15р _кл.раб , где р _кл.раб - рабочее давление в цилиндре при наличии клапана.
      Для проверки герметичности силовых цилиндров и амортизаторов шасси они должны подвергаться контрольному опрессовочному давлению. При этом величина опрессовочного давления должна быть не меньше р ^maх .
      Коэффициент безопасности по отношению к опрессовочному давлению должен быть не менее f= 1,50.
      Колеса, шины и тормоза
      Основные характеристики колес, шин и тормозов должны быть подтверждены соответствующими испытаниями как на однократное действие нагрузок, приведенных в настоящем пункте, так и на выносливость в соответствии с главой 48. Этими характеристиками при выбранном начальном давлении р ₀ являются:
      максимальная допустимая скорость при разбеге V _взл.к ;
      максимальная допустимая скорость при пробеге V _пос.K ;
      максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при разбеге Р _{ст.взл.к;}
      максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при пробеге Р _{ст.пос.к;}
      максимальная допустимая нагрузка на колесо Р _м.д - нагрузка, при которой тангенс угла наклона к оси абсцисс касательной к кривой Р = f(б) равен учетверенному отношению стояночной нагрузки к стояночной усадке с учетом соответствующих масштабов. Максимальную допустимую нагрузку на колесо разрешается определять по кривой, полученной при статическом приложении нагрузки;
      разрушающая радиальная нагрузка колеса Р _{разр.рад} ;
      предельная нагрузка на колесо Р _пред , определяемая как нагрузка, равная 0,75Р _{разр.рад} ;
      полное обжатие б _п . _о - усадка шины при статическом приложении нагрузки, равной Р _пред ;
      эксплуатационный и максимальный тормозные моменты на режиме послепосадочного пробега M ^Ү _Т , М ^mах и максимальный тормозной момент при старте М _mах . _ст ;
      максимальная величина энергии А _е ^mах которую может поглощать тормоз колеса при торможении.
      Прочность колеса должна быть проверена на нагрузки, задаваемые в расчетных случаях требований к прочности шасси с соответствующими коэффициентами безопасности.
      Кроме того, должны удовлетворяться следующие дополнительные требования:
      1) для всех ВС выбор размера колес основных стоек и хвостового колеса следует производить так, чтобы стояночная нагрузка на колесо при расчетной взлетной массе ВС не превышала Р _{ст взл.к} и стояночная нагрузка при расчетной посадочной массе ВС не превышала Р _{ст пос.к} .
      Выбор размера носового колеса должен производиться так, чтобы сумма стояночной нагрузки, приходящейся на носовое колесо при расчетной посадочной массе ВС и крайней передней центровке, и нагрузки, вызванной торможением с ускорением 3 м/с ² , была не более нагрузки, соответствующей половине полного обжатия колеса. Стояночная нагрузка, приходящаяся на носовое колесо при расчетной взлетной массе и крайней передней центровке, должна быть не больше Р _{ст.взл.к} ;
      2) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении эксплуатационной работы, должна быть не выше максимальной допустимой нагрузки на колесо Р _м.д ;
      3) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении максимальной работы, должна быть не выше предельной нагрузки Р _пред ;
      4) для колес основных стоек шасси скорость V _взл.к должна быть не меньше максимальной взлетной скорости ВС, определенной для расчетной взлетной массы ВС с учетом механизации крыла, а для колес носовой стойки шасси и хвостового колеса V _взл.к должна быть не меньше максимальной скорости отрыва колеса от земли при расчетной взлетной массе и наиболее неблагоприятной центровке;
      5) для всех колес скорость V _поc.к должна быть не меньше посадочной скорости ВС, определяемой при расчетной посадочной массе;
      6) прочность шины и колеса должна быть проверена на внутреннее
избыточное давление в шине, равное f р ₀ , где р ₀ - начальное избыточное давление в шине; f - коэффициент безопасности, принимаемый равным 3,00;
      7) колеса и тормоза должны быть проверены на максимальный
тормозной момент, определяемый из рассмотрения следующих двух случаев:
      торможение при движении, максимальный тормозной момент равен M _max - суммарному максимально возможному тормозному моменту колес по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2М ^У _Т удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега; коэффициент безопасности f= 3,00;
      стартовое торможение, максимальный тормозной момент равен М _mах.ст - максимальному тормозному моменту на старте, но не более 0,8 P _cт.взл R , где R - радиус обжатого колеса, P _cт.взл - нагрузка на колесо при взлетной массе на стоянке; коэффициент безопасности f= 2,0;
      8) энергия, которая должна быть поглощена шинами и тормозами всех тормозных колес ВС при посадке, определяется из условия обеспечения необходимой длины пробега. Доля этой энергии, приходящаяся на каждое тормозное колесо, определяется расчетом в зависимости от параметров ВС и тормозной системы и не должна превышать соответствующего значения А _е ^max .
      Если ВС должен совершать последовательные взлеты-посадки, то условия торможения ВС (интервалы времени между посадками, скорость движения ВС в момент включения тормозов, длина пробега при последовательных взлетах-посадках, система охлаждения тормозов и др.) должны быть в дальнейшем отражены в Руководстве по летной эксплуатации. Способность колеса многократно поглощать энергию при последовательных посадках с учетом указанных выше условий торможения должна быть подтверждена соответствующими испытаниями.
      Примечание. При определении необходимых параметров колес, шин и тормозов изготовитель ВС должен исходить из возможного изменения массы ВС в процессе его проектирования и доводки до серийного образца.
      Лыжи.
      Прочность лыжи как элемента лыжного шасси и ее креплений должна проверяться во всех случаях.
      Случай Е _л1 . Сосредоточенное нагружение.
      Лыжа рассматривается свободно лежащей на двух опорах, расположенных по концам рабочей длины полоза. Нагрузка принимается нормальной полозу лыжи и приложенной к оси втулки, а ее величина равной 0,5 вертикальной нагрузки случая Е _л .
      Кроме того, местная прочность лыжи, закрепленной на оси втулки, должна быть проверена на 0,5 вертикальной нагрузки случая Е _л , равномерно распределенной по внешнему ребру лыжи на участке, равном 1/3 рабочей длины лыжи и симметрично расположенном относительно оси втулки.
      В зависимости от кинематических особенностей шасси местная прочность лыжи должна проверяться также при приложении вертикальной нагрузки по внутреннему ребру, как указано выше.
      Коэффициент безопасности должен приниматься, как указано в случаях Еш колесного шасси.
      Амортизаторы лыж.
      Если в полете лыжа не фиксируется замком в своем нормальном летном положении, амортизаторы должны обеспечивать устойчивость лыжи при всех режимах полета, определяемых случаями нагружения, т.е. их восстанавливающий момент при всех режимах должен быть больше действующего на лыжу возмущающего момента (аэродинамических и инерционных сил с учетом эксплуатационной перегрузки). При этом под действием возмущающего момента амортизаторы могут допускать отклонение лыжи в полете от ее нормального летного положения, но не больше, чем + 4 ⁰ .
      Восстанавливающий момент рекомендуется брать больше возмущающего момента на величину, равную 40% аэродинамического момента лыжи. Аэродинамический момент, действующий на лыжу, должен определяться в соответствии со скоростным напором и углом атаки лыжи в рассматриваемых полетных случаях. Угол атаки лыжи берется как алгебраическая сумма угла атаки крыла, угла установки лыжи по отношению к крылу и угла ее отклонения от установочного положения.
      За эксплуатационную нагрузку принимается усилие, возникающее в амортизаторе при отклонении лыжи на угол, определяемый длиной предохранительного троса.
      Примечание. Подбор амортизатора (пружины) для убирающейся лыжи может производиться в соответствии с требованиями, но при этом в Руководстве по летной эксплуатации должны быть записаны ограничения в виде допустимой максимальной скорости полета с неубранной лыжей и запрещения резкого маневрирования с неубранной лыжей.
      Предохранительный трос.
      Предохранительный трос должен выдерживать с четырехкратным запасом прочности усилия, приходящиеся на него от общего момента, составленного из аэродинамического момента и момента инерционных сил лыжи при эксплуатационной перегрузке рассматриваемого случая.
      Примечание. Лыжа и части ВС, к которым крепится амортизатор и предохранительный трос, должны быть проверены на усилия от них.
      Механизм уборки и выпуска шасси.
      При проверке прочности механизма уборки и выпуска шасси помимо инерционных сил должны быть учтены аэродинамические силы и моменты, действующие на шасси и находящиеся на нем створки, в соответствии с рассматриваемым режимом полета (скорость полета V _max. у.ш) и положением шасси, определяемым кинематикой механизма уборки.
      Прочность механизма уборки и выпуска и замков шасси должна быть проверена при выпущенном и убранном положении шасси в соответствии с величинами максимальных и минимальных эксплуатационных перегрузок, заданных, а также в соответствии с приходящимися на шасси и его створки аэродинамическими нагрузками, определяемыми.
      Также проводится проверка прочности механизма уборки и выпуска и замков шасси при полностью убранной лыже. При выпущенной лыже прочность этих элементов должна проверяться в соответствии с условиями, на которые подобран амортизатор лыжи.
      Во всех указанных выше случаях для замков шасси (лыж) коэффициент безопасности f = 2. Замки шасси должны также проверяться на случай динамического нагружения при полете в неспокойном воздухе.
      Если весь механизм уборки и выпуска шасси или его отдельные части входят в силовую схему конструкции шасси, он должен проверяться на все случаи нагружения шасси.
      Механизм уборки и выпуска шасси должен быть проверен на прочность от сил, возникающих в момент резкого торможения для остановки вращающихся колес после отрыва.
      Коэффициент безопасности f= 2,00.
      Гондолы (обтекатели) и створки шасси.
      Прочность гондол (обтекателей) и створок шасси и механизма их уборки должна быть проверена при полностью убранном шасси в расчетных случаях А', В, С, D', при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением на всех скоростях полета ВС с убранным шасси вплоть до V _{max max} . Кроме того, прочность створок и механизма их уборки должна быть проверена при полностью выпущенном шасси в расчетных случаях А ' ₃ и В ₃ , при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением при скорости полета V _max.ш . Если на ВС имеются створки, которые находятся в открытом положении только в процессе выпуска и уборки шасси, прочность таких створок в открытом положении проверяется при скорости полета V _{max в} . _у . _ш .
      Эксплуатационные аэродинамические нагрузки, действующие на гондолы (обтекатели) и створки шасси, должны определяться для каждого положения створки по результатам испытаний в аэродинамических трубах при числе М соответствующего расчетного режима полета.

31. Случай нагружения установки под двигатель

      210. Должны быть рассмотрены приведенные ниже случаи нагружения. Направление нагрузки в случаях нагружения, может быть приближенно принято нормальным к оси двигателя. В этих же случаях должен быть учтен суммарный гироскопический момент двигателя и винта.
      Во всех приведенных случаях нагружения m _д и J _д - масса и соответственно массовый момент инерции двигателя со всеми агрегатами, расположенными на двигательной установке.

      211. Случай А _д .
      На двигатель действует сверху вниз инерционная нагрузка:

                         P ^Y = - n ^Y _max(a) gm _A

      Аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне следует принять равными нулю.

      212. Случай А ' _д .
      На двигатель действует сверху вниз инерционная нагрузка:

                         P ^Y = - n ^Y _max(a) gm _A

      Следует учитывать аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне на основании результатов испытаний моделей гондолы, капота и пилона в аэродинамической трубе при угле атаки и числе М случая А '.

      213. Случай D _д .
      На двигатель действует снизу вверх инерционная нагрузка:

                         P ^Y = - n ^Y _max(a) gm _A

      Аэродинамические нагрузки на гондоле, капоте и пилоне следует принять равными нулю.

      214. Случай D' _д .
      На двигатель действует снизу вверх инерционная нагрузка:

                         P ^Y = - n ^Y _max(a) gm _A

      Следует учитывать аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне на основании результатов испытаний модели капота и пилона в аэродинамической трубе при угле атаки и числе М случая D' .

      215. Случай нагружения установки двигателя при посадке и взлете.
      Установка двигателя должна быть проверена на все случаи нагружения шасси (симметричные и несимметричные) при нагрузках и коэффициентах безопасности и с учетом указаний о величине подъемной силы.

      216. Случай Н _д .
      На двигатель действуют:

      См. бумажный вариант

      Примечание: Случай Н _д , кроме того, должен рассматриваться при Р ^у _у = 0.

      217.  Случай М _д (только для турбовинтовых двигателей).
      Следует рассмотреть работу двигателя на стоянке ВС. Действуют максимальная тяга, момент от винта и вертикальная нагрузка (вниз):

                          P ^Y _y = -gm _A

      Коэффициент безопасности f= 2,00.
      Кроме того, следует рассмотреть нагружение установки двигателя силой P ^Y _y = -gm _A и максимальной (пиковой) на всех режимах полета силой сопротивления винта остановившегося двигателя (отрицательной тягой). Следует принять, что лопасти винта могут не устанавливаться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
      Коэффициент безопасности f= 1,30.

      218. Случай Т _д (только для турбовинтовых двигателей).
      На двигатель действуют максимальная тяга, определенная с учетом отклонения температуры наружного воздуха от стандартных условий, и вертикальная нагрузка (вниз):

                        P ^Y _y = -gm _A

      Если применяется реверс тяги, прочность установки двигателя должна быть проверена также на случай действия максимальной отрицательной тяги.
      Коэффициент безопасности f=2,00.

      219. Случаи А _д +М _д и Д _д +M _д (только для турбовинтовых двигателей). Следует рассмотреть случаи А _д и D _д с учетом аэродинамических сил и моментов, действующих на винт как при работающем, так и при остановившемся двигателе. При работающем двигателе величины аэродинамических сил и моментов (тяги, сил от косой обдувки и реактивного момента) следует определять на основании расчета или специальных испытаний при значениях, скоростного напора и угла атаки ВС, соответствующих рассматриваемому расчетному случаю (А _д или D _д ).
      Коэффициент безопасности f= 1,5.
      При остановившемся двигателе следует принимать максимальное (пиковое) значение силы сопротивления винта (отрицательной тяги) на рассматриваемом режиме полета. Следует принять, что лопасти винта могут не устанавливаться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
      Коэффициент безопасности f= 1,30.

      220.  Случаи А _д +Т _д и D _д +T _д (только для турбовинтовых двигателей).
      Эксплуатационную нагрузку следует брать согласно случаям А _д и D _д , a эксплуатационное значение тяги - из аэродинамического расчета в соответствии с рассматриваемым случаем полета (А _д или D _д ).

      221. Случай Н _д +М _д (только для турбовинтовых двигателей).
      Следует рассмотреть случай Н _д с учетом тяги и момента винта, указанных в случае М _д .
      Коэффициент безопасности f=2,00 при действии положительной тяги и f=1,30 при действии отрицательной тяги.
      Случай Н _д +Т _д (только для турбовинтовых двигателей).
      Следует рассмотреть случай Н _д с учетом тяги двигателя, указанной в случае Т _д .
      Коэффициент безопасности f=2,00.
      Случай полета в неспокойном воздухе.
      При тех же условиях, которые даны для нагружения крыла при полете в неспокойном воздухе (глава 28), следует рассмотреть нагружение двигательной установки как при работающем, так и при неработающем двигателе. Необходимо учесть аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне, тягу, силы от косой обдувки винта и реактивный момент, а также инерционные силы.
      Кроме того, установка двигателя должна быть проверена с учетом динамического действия нагрузок.
      Полет со скольжением.
      Следует рассмотреть нагружение двигательной установки от силы тяжести и тяги двигателя, от аэродинамических сил и моментов, действующих на винт (силы от косой обдувки, реактивного момента), и аэродинамических сил, действующих на гондолу, капот и пилон при расчетных условиях и углах скольжения В , рассматриваемых при определении нагрузок на вертикальное оперение.
      При работающем двигателе величину аэродинамических нагрузок на винт следует определять в соответствии с указанными значениями В на основе расчетов или специальных испытаний.
      Коэффициент безопасности для установок турбореактивных двигателей f=1,50, для установок турбовинтовых двигателей f=2,60. Однако при наличии уточненных расчетов и экспериментальных данных коэффициент безопасности для установок турбовинтовых двигателей может быть снижен до f=1,50.
      При остановившемся двигателе следует принимать максимальное (пиковое) значение силы сопротивления винта (отрицательной тяги) на режиме полета со скольжением. Следует принять, что лопасти винта могут не становиться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
      Коэффициент безопасности f=1,30.
      Комбинированное действие поступательных и угловых ускорений в плоскости тангажа.
      На двигатель действуют:
      инерционные нагрузки:

      Cм. бумажный вариант

      Коэффициент безопасности следует брать в соответствии с рассматриваемыми случаями нагружения.

      223. Комбинированное действие поступательных и угловых ускорений в плоскости крена.
      На двигатель действуют:
      инерционные нагрузки:

      Cм. бумажный вариант

      Здесь, J _х'д - массовый момент инерции двигателя относительно продольной оси Х' проходящей через его центр тяжести.

32. Случаи нагружения гондол, капотов и
воздухозаборников двигателей

      224. Общие указания. При определений прочности гондол, капотов, воздухозаборников и их элементов следует учитывать нагрузки, как на наружную, так и на внутреннюю их поверхность.

      225. Случаи нагружения наружной поверхности гондол, воздухозаборников и капотов.
      Аэродинамические нагрузки на гондолы, капоты, воздухозаборники и их элементы должны определяться на основе испытаний в аэродинамических трубах на распределение давления при числах М и углах атаки, соответствующих случаям А', С, D' и "полет в неспокойном воздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение. При отсутствии экспериментальных данных для определения нагрузок на наружную поверхность гондолы, капота и воздухозаборника разрешается пользоваться указаниями.
      Коэффициент безопасности f=2,00.
      Для узлов крепления капота следует принять коэффициент безопасности f=2,40.

      226. Случаи нагружения внутренней поверхности гондол, капотов и воздухозаборников.
      Величину удельной нагрузки (давления), действующей равномерно на всей внутренней поверхности каналов, подводящих воздух к двигателю, во всех случаях следует брать равной:

Р ^y _alood = kp _{adl l} ,

      где, p.атм Н - атмосферное давление на данной высоте,
      k - коэффициент, учитывающий сжимаемость воздуха, его следует определять в зависимости от числа М полета на данной высоте по графику на рис. 15. Величина Р ^y _alood может быть уточнена специальным расчетом.
      Прочность каналов, подводящих воздух к двигателю, следует проверить, кроме того, при нагрузках, возникающих в каналах при работе двигателя на месте. Величина удельной нагрузки (разрежение), действующей равномерно на всей поверхности каналов ( Р ^y _alood ), должна определяться по графику рис. 16. в зависимости от максимальной приведенной скорости, определяемой из расчетов подводящих каналов.
      Приведенная скорость y равна отношению местной скорости потока в канале к критической скорости. Для каналов охлаждения элементов двигателя 109 величины максимальных удельных нагрузок Р ^y _alood   (давление или разрежение) должны определяться на основе экспериментальных данных с учетом сжимаемости воздуха. При отсутствии таких материалов величины удельных нагрузок должны приниматься, как указано выше для каналов, подводящих воздух к двигателю.
      Примечание. При нагружении каналов двигателя нагрузкой + р _внутр деформации стенок канала не должны приводить к сколько-нибудь резкому изменению сечения канала и искажениям его конфигурации, а также не должна нарушаться герметичность соединительных швов между отдельными панелями.

      См. бумажный вариант

      Рис. 15.

      См. бумажный вариант

      Рис. 15.

      Случай помпажа.
      Каналы, подводящие воздух к двигателю, и элементы механизации воздухозаборников (створки и т.п.) должны быть проверены на случай помпажа двигателя на всех режимах при V < V _{max max} на которых возможно возникновение помпажа. При этом следует принять во внимание динамичность действия нагрузок.
      Коэффициент безопасности f=1,20.

      227. Коки винтов.
      Нагрузки на коки винтов следует определять по результатам испытаний в аэродинамических трубах при расчетном числе М.
      Коэффициент безопасности f=2,00.

33. Случай нагружения фюзеляжа

      228. Основные случаи нагружения фюзеляжа.
      Прочность фюзеляжа следует рассматривать в соответствии со всеми случаями нагружения крыла, хвостового оперения и двигательной установки (в случае нахождения последней на фюзеляже), причем эксплуатационные нагрузки и коэффициенты безопасности принимаются соответственно рассматриваемым случаям.
      Фюзеляж следует проверять также на все случаи нагружения шасси (симметричные и несимметричные) при нагрузках и коэффициентах безопасности, принимаемых в соответствии с рассматриваемыми случаями нагружения; при этом во всех случаях помимо инерционных сил необходимо учитывать соответствующую подъемную силу ВС.
      Кроме того, прочность фюзеляжа проверяется на случаи динамического нагружения ВС.
      Местную прочность фюзеляжа следует проверить на нагрузки, полученные по результатам испытаний в аэродинамических трубах при числе М и углах атаки случаев A', D', С и "полет в неспокойном воздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
      Коэффициент безопасности для проверки местной прочности f=2,00.

      229. Дополнительные случаи нагружения фюзеляжа.
      Случай Нф. Следует рассматривать нагружение носовой части фюзеляжа (от носа до первого лонжерона крыла) инерционными силами в вертикальной и боковой плоскостях.
      В расчетной схеме следует принимать, что носовая часть фюзеляжа заделана на первом лонжероне.
      Эксплуатационная вертикальная перегрузка п ^э _у = 1,00.
      Эксплуатационную боковую перегрузку следует принимать равной п ^э _н = + 1,50 для ВС с площадью крыла S < 80 м ² и равной п ^э _н = + 1,00 для ВС с площадью крыла S > 100 м ² .
      Для 80 м ² < S < 100 м ² значение п ^э _н следует определять линейной интерполяцией между ее значениями для S = 80 и 100 м ² .
      Коэффициент безопасности f=2,00.
      Случай Кф (для ВС с шасси с носовым колесом не рассматривается).
      ВС следует рассматривать в положении, указанном на рис. 17.
      В центре тяжести ВС приложена нормальная земле сила, равная n ^э _E gm _noc , где n ^э _E - перегрузка случая Е _ш . _пос . Эксплуатационные нагрузки, действующие на основные стойки шасси (Р ^э ) и на переднюю часть ВС (N ^э ), определяются из условия статического равновесия.

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 17.

      Случай Мф (вынужденная посадка на воду).
      Необходимо обеспечить местную прочность фюзеляжа и тех люков, окон и дверей, при разрушении которых не обеспечивается плавучесть ВС в течение времени, необходимого для покидания ВС пассажирами и экипажем.
      Распределение расчетных нагрузок (нормальных к поверхности фюзеляжа давлений) при отсутствии более достоверных данных принимается согласно рис. 18.

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 18.

      230. Случаи нагружения элементов конструкции фюзеляжа.
      Негерметические кабины.
      Аэродинамические нагрузки на фонари кабины экипажа следует определять из испытаний в аэродинамической трубе при числе М и углах атаки случаев А' и "полета в неспокойном воздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
      Прочность передних стекол необходимо также проверить на случай С. Кроме того, прочность фонарей кабины экипажа в случаях А' и "полета в неспокойном воздухе" должна быть проверена при несимметричном распределении нагрузки по поперечному сечению фонаря. При этом с одной половины фонаря следует снять, а к другой прибавить 10% нагрузки, приходящейся на одну половину фонаря при симметричном распределении.
      Примечание 1. Величина эксплуатационного положительного давления должна быть увеличена на 0,3 q _{max max} за счет возможного разрежения внутри кабины экипажа.
      Примечание 2. Если фонарь включается в работу силовой части конструкции фюзеляжа, его прочность должна быть проверена на все случаи нагружения фюзеляжа с соответствующими коэффициентами безопасности.
      Герметические кабины.
      Максимальное давление в герметической кабине.
      Максимальное эксплуатационное давление в герметической кабине следует принимать равным: р ^э _изб = 1,15 р ^кл _изб , но не менее 1,3 р ^раб _изб ,
      где, р ^кл _изб - избыточное давление, соответствующее открытию выпускного предохранительного клапана-автомата;
      р ^раб _изб - максимальное избыточное рабочее давление в кабине.
      При испытании фюзеляжей на герметичность (как новых, так и после ремонтов) опрессовочное давление должно быть не больше максимального эксплуатационного давления.
      Разрежение внутри герметической кабины.
      Следует принимать р ^э _разр = - 0,3 q _{mах mах} , но не менее 4900 Па (500кгс/м ² ).
      Комбинированные нагрузки на герметические кабины.
      Прочность герметических кабин необходимо проверять:
      на совместное действие избыточного давления внутри кабины
р ^э _изб = р ^раб _изб и усилий, приходящихся на герметическую кабину как на часть ВС от действия эксплуатационных нагрузок (в том числе аэродинамических нагрузок на наружную поверхность кабины и фонаря) в наиболее неблагоприятных полетных случаях;
      2) на совместное действие разрежения в кабине р ^э _разр и наибольших усилий, приходящихся на герметическую кабину как на часть ВС от эксплуатационных нагрузок (в том числе аэродинамических нагрузок на наружную поверхность кабины и фонаря), уменьшенных на 25%.
      Следует принять р ^э _разр = - 0,22 q _{mах mах} , но не менее 4900 Па (500кгс/м ² ).
      При наличии на ВС надежно действующей системы ограничения обратного перепада давления (разрежения) в качестве р ^э разр может быть принято 1,15 р ^кл _разр , где р ^кл _разр - максимальная величина разрежения, соответствующая срабатыванию указанной системы ограничения.
      Нагрузки на окна, стекла фонарей, крышки люков и двери герметических кабин. Окна, стекла фонарей, крышки люков и двери, включая элементы крепления этих частей герметических кабин к фюзеляжу, должны проверяться на случаи "Максимальное давление в герметической кабине" и "Разрежение внутри герметической кабины" в комбинации с наибольшими аэродинамическими нагрузками, действующими на эти части в полете.
      Коэффициент безопасности f=2,00.
      Кроме того, указанные части герметических кабин должны проверяться на рабочее избыточное давление р ^раб _изб при коэффициенте безопасности f=3,00.
      Примечание. Прочность окон герметических кабин на разрежение следует определять при условии, что наружная температура воздуха минус 60 ⁰ С, а температура внутри кабины 20 ⁰ С.
      Если герметическая часть фюзеляжа разделена на отдельные отсеки и при этом не установлена система перепуска воздуха, выравнивающая давление между отсеками при внезапной разгерметизации, то прочность каждого отсека должна быть дополнительно обеспечена на действие рабочего избыточного давления р ^раб _изб в предположении, что любой соседний отсек разгерметизирован. При наличии системы перепуска эксплуатационное давление определяется в зависимости от площади отверстия, через которое происходит разгерметизация, и характеристик системы перепуска. Коэффициент безопасности f=1,30.
      Лобовые стекла фонаря кабины, защищающие экипаж, а также элементы конструкции, несущие эти стекла, должны выдерживать удар птицы массой 1,8 кг при наиболее неблагоприятных температурных условиях. При этом в качестве расчетной истинной скорости соударения должна быть принята скорость, превышающая на 10% максимальную из рекомендуемых в Руководстве по летной эксплуатации для высот от 0 до 2500 метров, скоростей набора, снижения и полета по маршруту, если такой полет предусмотрен на этих высотах. Однако скорость соударения более соответствующей значению V _{max э} не берется.

34. Случай нагружения управления

      231. Общие указания. Ниже приведены требования к прочности элементов механической части проводки управления, как при ручном, так и при бустерном управлении. При этом, если не указан меньший коэффициент безопасности, расчетную нагрузку следует определять f=2,0.
      Если в системе управления установлены специальные устройства, предназначенные для уменьшения усилий в проводке, разрешается для проверки прочности учитывать наличие указанных устройств; при этом расчетные условия должны быть установлены изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
      Усилия в деталях управления рулями (управляемым стабилизатором), элеронами, закрылками и предкрылками должны определяться при нейтральном (убранном) их положении, при крайних положениях и при любом промежуточном, если в этом положении усилия могут быть больше.
      Во всех случаях необходимо учитывать дополнительные усилия, возникающие в проводке от симметричной (для элеронов) или от асимметричной части (для горизонтального и двухкилевого вертикального оперения) шарнирного момента, которые взаимно уравновешиваются через проводку управления и на ручку (штурвал) или педаль не передаются.
      При наличии в системе управления вспомогательных и автоматических устройств (бустер, автопилот, автоматы устойчивости и управляемости, автомат изменения передаточных чисел и др.) усилия в деталях управления должны определяться с учетом действия этих устройств.
      При необратимом бустерном управлении значения эксплуатационного шарнирного момента M ^э _ш и коэффициента безопасности, в соответствии с которыми должна быть проверена прочность элементов управления между бустером и органом управления (отклоняемой поверхностью), определяются следующим образом:
      1) во всех случаях нагружения элеронов, рулей направления и высоты (управляемого стабилизатора), закрылков и предкрылков, за исключением случаев нагружения рулей и элеронов при полете в неспокойном воздухе, и рулей направления при остановке двигателей,
      если, М ^аэр > М ^{буст+доб} , M ^э _ш = М ^{буст+доб} при коэффициенте безопасности f=2,0;
      если, М ^аэр < М ^{буст+доб} , M ^э _ш = М ^аэр при коэффициенте безопасности f=2,0 или M ^э _ш в M ^{буст+доб} при коэффициенте безопасности f=1,5, что больше;
      2) в случаях нагружения рулей и элеронов при полете в неспокойном воздухе и рулей направления при остановке двигателей M ^э _ш = М ^аэр при коэффициенте безопасности f=1,5.
      За величину М ^аэр следует принимать максимальный эксплуатационный (до уравновешивания) шарнирный момент от аэродинамических сил, действующих на органы управления в рассматриваемых случаях их нагружения.
      За величину M ^{буст+доб} следует принимать максимальный момент, развиваемый бустером при номинальном давлении в гидросистеме и нулевой скорости перемещения штока с учетом момента от ручки (штурвала, педали), от автоматических устройств и т.п.; при двухкамерных бустерах следует рассматривать момент, развиваемый обеими камерами.
      Примечание. При определении М ^аэр для управляемого стабилизатора во всех случаях нагружения положение центра давления
_                                     _             _     _
х _д следует рассматривать в диапазоне (х _исп - 0,03) < х _д < {х _исп + 0,03),
     _              _
где, х _исп - значение х _д , определенное по результатам испытаний в аэродинамических трубах,

      232. Детали управления рулем высоты (управляемым стабилизатором).
      Для деталей управления рулем высоты (управляемым стабилизатором) эксплуатационную нагрузку на ручку (штурвал) управления (в месте приложения усилия пилота) следует принимать равной:
      640 Н (65 кгс) при m _взл < 2500 кг,
      1180 Н (120 кгс) при m _взл > 10000 кг.
      Если управление рулем высоты (стабилизатором) осуществляется штурвалом, обод которого состоит из двух отдельных частей (рогов), то указанное выше усилие делится поровну между обоими рогами. Дополнительно рассматривается действие только на один рог усилия, равного 65% указанного выше.

      233. Детали управления рулем направления.
      Эксплуатационную одностороннюю (на одну педаль) нагрузку от ноги пилота следует принимать равной:
      880 Н (90 кгс) при m _взл < 2500 кг,
      1230 Н (125 кгс) при m _взл > 10000 кг.
      Нагрузку на педаль следует направлять по линии, соединяющей центр сидения с точкой приложения ноги к педали. Для двухсторонней нагрузки (одновременно на две педали) следует брать усилие, равное удвоенному усилию при односторонней нагрузке.

      234. Детали управления элеронами.
      Нагрузка прикладывается к ручке вбок (в месте приложения усилия пилота) или при штурвальном управлении - вниз, по касательной к ободу штурвала с одной стороны. Эксплуатационную нагрузку на ручку следует принимать равной:
      320 Н (32,5 кгс) при m _взл < 2500 кг,
      640 Н (65 кгс) при m _взл > 10000 кг.
      Эксплуатационную нагрузку на штурвал следует принимать равной:
      640 Н (65 кгс) при m _взл < 2500 кг,
      780 Н (80 кгс) при m _взл > 10000 кг.
      Управление элеронами должно быть рассчитано также на эксплуатационные шарнирные моменты, полученные из испытаний в аэродинамических трубах в случаях нагружения элерона в неотклоненном положении, как указано в пункте 191.
      Примечание к пунктам 232 - 234.
      Для ВС, у которых 2500 кг < m _взл < 10000 кг, эксплуатационную нагрузку на ручку (штурвал, педаль) следует определять линейной интерполяцией между значениями эксплуатационных нагрузок на ручку (штурвал, педаль) при m _взл = 2500 и 10000 кг.

      235. Одновременное действие элеронами и рулями (стабилизатором).
      В этом случае детали управления должны быть проверены на одновременное действие нагрузок при управлении:
      рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления;
      рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами;
      рулем направления и элеронами.
      Величину этих нагрузок следует принять равной 75% эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения.

      236. Двойное управление.
      Детали управления следует проверять на изолированное действие одного пилота.
      Детали управления необходимо проверять на одновременное действие двух пилотов как в одну и ту же, так и в противоположные стороны; при этом нагрузку от каждого пилота следует принимать равной 75% нагрузки.

      237. Раздваивающиеся участки проводки управления.
      Прочность проводки управления элеронами, рулями высоты, рулями двухкилевого оперения и половинами стабилизатора, если они связаны между собой только элементами системы управления, должна быть дополнительно проверена на 65% нагрузок и действующих от ручки (штурвала) педали до соответствующей (левой или правой) половины органа управления. Рассматривается отклонение элерона (руля, половины стабилизатора) от нейтрального положения в любую сторону. Однако, если при уравновешивании шарнирных моментов центр давления перемещается за 50% хорды, то шарнирный момент и соответствующее усилие летчика принимаются исходя из того, что центр давления находится на 50% хорды.

      238. Дублированные участки проводки управления.
      Прочность каждой ветви дублированной проводки управления проверяется на 65% нагрузок.

      239. Детали управления разрезными элементами крыла.
      Для деталей управления закрылками, предкрылками и другими поверхностями управления, эксплуатационную нагрузку следует определять как усилие на ручку (штурвал), вычисляемое в соответствии с эксплуатационным шарнирным моментом рассматриваемой поверхности управления и передаточным числом механизма управления. Эксплуатационная нагрузка не берется меньше 320 Н (32,5 кгс) при возможном действии на ручку только одной рукой и меньше 640 Н (65 кгс) при возможном действии на ручку двумя руками.
      Детали управления следует дополнительно проверить на нагрузки, развиваемые приводом при заклинивании управляемой поверхности по одну сторону от оси симметрии ВС. Коэффициент безопасности f=1,3.

      240. Управление рычагами управления двигателями (РУД), кранами и др. (малые рукоятки управления).
      Для проверки прочности элементов проводки управления двигателем, кранами и другими агрегатами, управляемыми малыми рукоятками, эксплуатационное усилие от руки для этих рукояток берется не меньше 147 Н (15 кгс).

      241. Детали управления торможением колес ВС.
      При управлении одним пилотом на каждую педаль торможения должна быть приложена эксплуатационная нагрузка:
      490 Н (50 кгс) при m _взл < 2500 кг,
      690 Н (70 кгс) при m _взл > 10000 кг с линейной интерполяцией для промежуточных значений m _взл .
      Точка приложения нагрузки - передняя кромка педали.
      При двойном управлении дополнительно производится проверка прочности при действии двух пилотов, каждый из которых прикладывает 75% указанных выше нагрузок.

      242. Пневматические и гидравлические силовые цилиндры.
      Пневматические и гидравлические цилиндры, применяемые в системе управления для отклонения органов управления, уборки и выпуска посадочных закрылков, предкрылков, интерцепторов и других элементов, должны быть рассчитаны на прочность, предъявляемыми к элементам, частью которых они являются.
      Кроме того, прочность этих цилиндров должна проверяться на случай максимального внутреннего давления (p ^maх ).
      За p ^maх следует принимать максимальное возможное давление в цилиндре; при наличии в цилиндре предохранительного клапана p ^maх = 1,15 р _кл.раб , где, р _кл.раб ) - рабочее давление в цилиндре при наличии клапана.
      Для проверки герметичности силовые цилиндры должны подвергаться контрольному опрессовочному давлению по специальным техническим условиям. При этом величина опрессовочного давления должна быть не меньше p ^maх. Коэффициент безопасности по отношению к опрессовочному давлению должен быть не меньше чем f=1,50.

35. Случай нагружения воздушного винта

      243. Общие указания. Приведенным требованиям должен удовлетворять воздушный винт ВС, включая лопасть и силовые элементы втулки и управления шагом винта, узел заделки лопастей, корпус втулки с деталями крепления и элементы управления, передающие усилия от лопасти к цилиндровой группе воздушного винта.
      Степень применимости этих требований к винтам специального назначения или винтам необычной конструкции (например, с шарнирным креплением лопастей к втулке) устанавливается изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
      Статическая прочность воздушного винта должна проверяться на нагрузки случаев нагружения, которые могут быть расчетными для рассматриваемых элементов конструкции.
      При этом могут быть использованы результаты статических испытаний прототипа или образцов.
      Во всех случаях нагружения воздушного винта коэффициент безопасности должен приниматься равным f=2,00. Указанная величина коэффициента безопасности может быть уменьшена, если соответствующими исследованиями будет подтверждена возможность такого снижения.
      В элементах конструкции воздушного винта, подвергнутых поверхностному упрочнению, при эксплуатационной нагрузке не должно возникать местное пластическое состояние, приводящее к разупрочнению.

      244. Нагружение воздушного винта должно быть рассмотрено в
следующих случаях:
      А _д или А' _д в зависимости от того, для какого из них aq больше;
      D _д или D' _д в зависимости от того, для какого из них |aq| больше. Эти случаи нагружения следует рассматривать только для ВС с отрицательным углом заклинения гондол двигателей;
      М _д ;
      полет в неспокойном воздухе, если |aq| для него больше, чем в соответствующих маневренных случаях нагружения;
      полет со скольжением;
      комбинированное действие поступательных и угловых ускорений.
      Здесь а и q - соответственно угол атаки воздушного винта и скоростной напор в рассматриваемых случаях нагружения.

      245. При расчете нагрузок на воздушный винт и его элементы
необходимо руководствоваться следующим:
      частоту вращения воздушного винта и мощность двигателя следует принимать наибольшими из возможных в рассматриваемом случае нагружения;
      в случае М _д при работающем двигателе дополнительно необходимо учитывать воздействие бокового ветра, имеющего скорость 15 м/с.
      Если Руководством по летной эксплуатации допускается большая скорость ветра, то при расчете должно быть принято это ее значение. При остановившемся двигателе необходимо рассматривать весь режим торможения (от начала торможения до момента достижения максимальной отрицательной тяги).
      Случаи нагружения воздушных винтов могут быть уточнены на основании результатов расчета маневра или движения ВС при воздействии однократного порыва. Параметры режимов полета должны выбираться таким образом, чтобы создавались наиболее тяжелые условия нагружения воздушного винта.

      246. Определение нагрузок.
      Используемый метод определения нагрузок, действующих на лопасть и другие элементы воздушного винта, должен учитывать упругие колебания лопастей, влияние косой обдувки и кориолисовы силы, вызванные вращением ВС относительно нормальной и поперечной осей.
      Величины напряжений в элементах воздушного винта следует определять с учетом аэродинамического влияния фюзеляжа и крыла на основании результатов испытаний динамически подобной модели винта в аэродинамической трубе. На основании анализа спектра частот собственных изгибных и крутильных колебаний лопасти в эксплуатационном диапазоне частот вращения винта должно быть показано отсутствие опасных в отношении прочности явлений резонанса.

36. Особые случаи нагружения элементов конструкции ВС

      247. Грузовой пол и крепление грузов.
      Нагрузки, приходящиеся на тот или иной узел крепления приборов, оборудования, баков и других грузов, а также на грузовой пол от действия этих грузов, следует определять в соответствии с установленным для данного ВС расположением этих грузов и способами их крепления для всех вариантов загрузки ВС.
      Расчетные перегрузки в центре тяжести грузов необходимо определять в соответствии со всеми рассматриваемыми для ВС расчетными полетными и посадочными случаями с учетом инерционных сил поступательного и вращательного движений.
      Кроме того, для проверки прочности крепления приборов, оборудования, баков и других грузов, находящихся в фюзеляже, должен быть, рассмотрен случай аварийной посадки. В этом случае следует принимать, что в центре тяжести груза действуют расчетные нагрузки, соответствующие следующему диапазону перегрузок:
      для продольной нагрузки - от 0 (нуля) до 9 при направлении нагрузки вперед и от 0 (нуля) до 1,5 при направлении нагрузки назад;
      для нормальной нагрузки - от 0 (нуля) до 4 при направлении нагрузки вниз и от 0 (нуля) до 2 при направлении нагрузки вверх;
      для боковой нагрузки - от + 2,25 до - 2,25.
      Должны быть рассмотрены разные комбинации нагрузок, каждая из которых имеет одно из указанных направлений и величину, изменяющуюся от нуля до приведенных выше значений, однако результирующая нагрузка не должна превышать значения, соответствующего суммарной перегрузке 9. Для крепления грузов, перевозимых на ВС без пассажиров, по согласованию между изготовителем и компетентным органом государства-изготовителя могут быть приняты пониженные значения перегрузок.
      Для грузов, расположенных таким образом, что при отрыве они не могут нанести повреждения пассажирам и экипажу или воспрепятствовать покиданию ВС (например, в отсеках, находящихся ниже или впереди помещений для пассажиров и экипажа), случай аварийной посадки не рассматривается.

      248. Местные нагрузки от людей на стоянке.
      Прочность частей конструкции ВС, где могут находиться люди при обслуживании на стоянке, должна проверяться на расчетную местную нагрузку, равную 1760 Н(180 кгс).

      249. Кресла, спальные места и привязные ремни экипажа и пассажиров.
      Эксплуатационные нагрузки для кресел, спальных мест, привязных ремней и их креплений, а также для тех частей кабин и переходов, в которых могут находиться члены экипажа и пассажиры во время полета и посадки, следует определять в соответствии со всеми рассматриваемыми для ВС полетными и посадочными случаями с учетом инерционных сил поступательного и вращательного движений при коэффициентах безопасности, принятых для этих случаев.
      Кроме того, прочность кресел, спальных мест, привязных ремней и их креплений должна быть проверена на случай аварийной посадки.

      250. Узлы. Для основных стыковых и разъемных узлов и ушек
необходимо предусмотреть дополнительный коэффициент безопасности
f _доп = 1,25.

      251. Отливки. К ответственным отливкам, т.е. к отливкам тех деталей, разрушение которых препятствует безопасному завершению полета или посадке ВС, следует применять дополнительные коэффициенты безопасности:
      1)  f _доп = 1,50, если 100% отливок подвергаются:
      визуальному контролю;
      контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
      радиационному контролю;
      2) f _доп = 1,25, если кроме проверок по "а" 3 образца литых деталей показали достаточную прочность при f _доп = 1,25 и достаточную жесткость при эксплуатационной нагрузке.
      К остальным отливкам следует применять дополнительные коэффициенты безопасности:
      1) f _доп = 2,00, если  100% отливок подвергаются только визуальному контролю;
      2) f _доп = 1,50, если 100% отливок подвергаются:
      визуальному контролю;
      контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
      3) f _доп = 1,25, если 100% отливок подвергаются:
      визуальному контролю;
      контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
      радиационному контролю.

      252. Съемные элементы (участки) поверхности ВС (крышки и створки люков, зализы, обтекатели и др.).
      Величины местных нагрузок в зависимости от расположения рассматриваемого элемента на ВС должны определяться испытаниями модели в аэродинамической трубе при числах М и углах атаки, соответствующих случаям А', В, С, В', "полету в неспокойном воздухе", а также на режиме полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
      Коэффициент безопасности f=2,00.
      Кроме того, прочность всех крышек и створок люков, открывающихся в полете, необходимо проверять при полностью открытых люках. Величины нагрузок определяются по испытаниям в аэродинамических трубах при числе М и углах атаки и скольжения, соответствующих режимам, на которых может производиться полет с открытым люком. Коэффициент безопасности f=2,00.

      253. Узлы крепления тормозного парашюта.
      Прочность узлов крепления тормозного парашюта следует проверять на нагрузку:
      где, Р _{maх m.п} - максимальная динамическая сила, которая возникает при раскрытии тормозного парашюта на максимальной разрешенной скорости его применения. Направление силы принимается в конусе с образующей, составляющей угол 15 ⁰ с направлением потока.

      254. Кронштейны крепления органов управления.
      Прочность кронштейнов органов управления и самих органов управления должна быть проверена на действие инерционной нагрузки, направленной вдоль оси вращения и определяемой исходя из следующих перегрузок:
      n ^э = 24 - для вертикально расположенных органов управления;
      n ^э = 12 - для горизонтально расположенных органов управления.

      255. Противофлаттерные балансиры.
      Прочность противофлаттерных балансиров и их креплений должна быть проверена на инерционные нагрузки, возникающие при упругих колебаниях ВС при его полете в неспокойном воздухе.
      Эксплуатационная перегрузка при определении инерционных нагрузок на балансиры должна быть не менее:
      в вертикальной плоскости + 3,0n ^э _у ;
      в горизонтальной плоскости + 6,0.
      Здесь, n ^э _у - большее значение из n ^э _{у maх(а)} и n ^э _{у maх(а)} .

37. Особый случай нагружения, поднятие ВС

      256. Рассматриваются случаи:
      поднятие ВС или его агрегатов стропами, расчетная перегрузка 4,0;
      поднятие ВС на домкратах, расчетная перегрузка 2,0.
      В последнем случае вертикальные нагрузки, соответствующие указанной перегрузке, должны быть рассмотрены также совместно с горизонтальными нагрузками, действующими в любом направлении и соответствующими расчетной перегрузке 0,25; при этом горизонтальные составляющие нагрузок в точках опор домкратов распределяются пропорционально вертикальным и уравновешиваются инерционными силами так, чтобы вертикальные нагрузки не изменились.
      За расчетную массу ВС должна быть принята максимальная масса, разрешенная для того или другого способа поднятия ВС. Данные величины должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации.

38. Особый случай нагружения, нагрузки от ветра на стоянке

      257. Общие указания. Во всех приведенных случаях нагружения ВС при стоянке следует считать, что ВС находится в нормальном стояночном положении и может обдуваться в горизонтальной плоскости с любой стороны, а в вертикальной плоскости - в диапазоне углов + 15 ⁰ относительно горизонтальной плоскости.
      Следует принять, что ВС расчален и его органы управления застопорены в нейтральном положении. Должно быть рассмотрено действие ветра со скоростью V _B , равной 40 м/с.
      Кроме того, при скорости ветра 15 м/с следует рассмотреть нагружение незастопоренных (свободных) рулей и элеронов.
      Дополнительно при скорости ветра 15 м/с должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра, когда орган управления движется от нейтрального положения и ударяется об ограничитель крайнего положения при отсутствии противодействующего усилия пилота, если в Руководстве по летной эксплуатации нет указаний пилоту о необходимости такого действия. Если такие указания имеются, то при рассмотрении движения рулей (элеронов) разрешается учитывать противодействие пилота (при выключенных гидроусилителях), усилие пилота принимается равным 0,5 Р ^э , где Р ^э - усилие на элероны.
      На указанные случаи должны быть рассчитаны и приспособления для стопорения рулей и элеронов, а также узлы крепления элементов расчаливания к воздушному судну.
      Примечание. Если органы управления застопорены не в нейтральном положении, то при определении нагрузок на органы
управления и шарнирных моментов следует принимать значения с _у и
х _ч . d
------- не те, которые задаются, а значения, полученные из
   b
эксперимента в аэродинамических трубах или из расчета при соответствующих углах отклонения органов управления. Здесь x _ц.д - расстояние от передней кромки органа управления до центра давления, b - хорда органа управления.

      258. Случаи нагружения крыла.
      Элероны - в нейтральном положении.
      Симметричное нагружение.
      Направление ветра - спереди, V _B = 40 м/с, с _у = с _{у maх}
      Положение центра давления как в случае А.
      Несимметричное нагружение.
      Нагрузку следует определять так же, как в случае симметричного нагружения, но при этом необходимо принимать, что одна половина крыла не нагружена.

      259. Случаи нагружения элеронов, закрылков.
      Симметричное нагружение.
      Элероны - в нейтральном, а закрылки - в убранном положении.
      Направление ветра - сзади, V _B = 40 м/с.
      Следует принять коэффициент нормальной силы собственно
элеронов и закрылков с _п = 1,5 и положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55
  b

      Несимметричное нагружение.
      Нагрузку следует определять так же, как в случае симметричного нагружения, но при этом необходимо принимать, что нагружен элерон и закрылок только на одной половине крыла.
      Свободные элероны.
      Следует рассматривать свободные элероны в отклоненном положении в любую сторону до упора. Направление ветра - сзади; V _B = 15 м/с.
      Коэффициент нормальной силы сп = 1,5; положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55.
  b

      260. Случаи нагружения горизонтального оперения.
      Рули в нейтральном положении.
      Направление ветра - спереди; V _B = 40 м/с.
      Следует рассмотреть нагружение горизонтального оперения, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы сп = 1,2 и
положение центра давления  х _ч . d
                           ------- = 0,25.
                               b
      Направление ветра - сзади; V _B = 40 м/с. Следует рассмотреть нагружение рулей высоты, для которых нужно принять коэффициент нормальной силы с _п = 1,5 и положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55.
   b

      Свободные рули.
      Следует рассмотреть свободные рули в отклоненном положении в любую сторону до упора.
      Направление ветра - сзади; V _B = 15 м/с.
      Коэффициент нормальной силы сп = 1,5; положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55.
   b

      261. Случаи нагружения вертикального оперения.
      Руль направления в нейтральном положении.
      Направление ветра - сбоку; V _B = 40 м/с.
      Следует рассмотреть нагружение вертикального оперения, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы с _п = 2,0 и положение центра давления V _B = 0,40.
      Направление ветра - сзади; VB = 40 м/с.
      Следует рассмотреть нагружение руля направления, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы сп - 1,7 и положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55.
   b
      Свободный руль направления;
      Следует рассмотреть свободный руль направления в отклоненном положении в любую сторону до упора.
      Направление ветра - сзади; V _B = 15 м/с.
      Коэффициент нормальной силы с _п = 1,7; положение центра давления
х _ч . d
------- = 0,55.
   b

      262. Случаи нагружения системы расчаливания.
      Величины усилий в элементах расчаливания следует определять из условия равновесия следующих сил, действующих на ВС:
      эксплуатационных воздушных нагрузок от ветра;
      силы тяжести ВС;
      реакции земли в точках опоры;
      сил в элементах расчаливания.

39. Особый случай нагружения, буксировка ВС по аэродрому

      263. Приведенные требования обеспечивают прочность ВС в случае его буксировки по аэродрому при следующих условиях:
      скорость буксировки не должна превышать 10 км/ч на грунтовых взлетно-посадочных полосах (при прочности грунта, установленной для взлета и посадки ВС) и 20 км/ч на бетонированных взлетно-посадочных полосах;
      угол наклона любой из рулежных дорожек аэродрома, по которым буксируется ВС, не должен превышать + 3 ⁰ ;
      при поворотах ВС угол отклонения буксирной тяги от плоскости симметрии ВС в плане не должен превышать + 30 ⁰ ;
      буксировка может производиться как на гибкой, так и на жесткой тяге.
      В случае, если в Руководстве по летной эксплуатации предусматриваются условия буксировки, отличные от указанных, требования к прочности должны быть уточнены изготовителем.
      Рассматриваются следующие случаи нагружения.

      264. 1-й случай.
      На буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки, действует вдоль его оси параллельно поверхности аэродрома сила Р ^э , величина которой определяется из условия поглощения амортизацией буксирного приспособления заданной работы А, если нет других соображений, которые заставляли бы принять для силы Р ^э большее значение. Работу А следует определять по формуле:
                                   1
                  А = 0,15 maх ----------
                                   m _maх
                                1+ ------,
                                   m букс
      где, m _maх - максимальная масса ВС, с которой разрешена буксировка,
      m _букс - масса буксировщика,
      0,15 - размерный коэффициент, м ² /с ² .
      Значение Р ^э меньше чем 0,15 gm _max принимать не следует.
      При буксирном приспособлении с жесткой тягой работа А должна поглощаться как при растяжении, так и при сжатии тяги, и соответственно, буксирное приспособление должно рассчитываться для обоих направлений силы Р ^э .
      Для проверки прочности конструкции шасси и ВС необходимо учитывать стояночную нагрузку, действующую на стойку, и усилие, приходящееся на стойку от буксирного приспособления, в зависимости от способа буксировки.
      Примечание. Если буксировка производится одновременно за носовую и основные стойки шасси, прочность каждой стойки шасси в отдельности должна быть проверена на изолированное действие сил, равных 70% усилий, указанных в пункте 264.

      265. 2-й случай.
      На буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки за носовую стойку, действует боковая сила F ^э , прикладываемая в горизонтальной плоскости под прямым углом к продольной оси приспособления в точке его соединения с буксировщиком. Этот случай следует рассматривать только при буксировке жесткой тягой.
      Величину силы F ^э следует определять по формуле:

                F ^э =± + 0,05 Р ^э (Р ^э см. пункт 264),

      Однако:
      если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, F3 принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент М _{у mах} ;
      если буксировка ВС производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования и об этом имеется соответствующая запись в Руководстве по летной эксплуатации, то величина силы F ^э выбирается исходя из потребного момента для разворота носовой стойки на земле.
      Для проверки прочности конструкции шасси и ВС от действия боковой силы следует рассматривать два варианта нагружения:
      действует боковая сила F ^э и стояночная нагрузка на стойку;
      одновременно с боковой силой F ^э ' и стояночной нагрузкой на стойку действует сила Р ^э .

      266. В конструкции буксирного приспособления должны быть
предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих
нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более
эксплуатационных нагрузок. При буксирном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.

40. Случаи динамического нагружения ВС в неспокойном воздухе

      267. Прочность ВС должна быть рассмотрена с учетом динамического действия нагрузок при полете в неспокойном воздухе и посадке.

      268. Должны быть рассмотрены все высоты и скорости полета вплоть до Vmах mах и весь диапазон полетных масс ВС при соответствующих эксплуатационных центровках и при наиболее неблагоприятной загрузке ВС в отношении прочности той или иной его части. Следует рассмотреть действие однократного вертикального (восходящего или нисходящего) порыва с линейным участком нарастания интенсивности (рис. 19.).

      См. бумажный вариант

      Рис. 19.

      Принимается длина участка нарастания L > 30 метров. Значение максимальной интенсивности порыва следует определять исходя из того, чтобы максимальное значение приращения перегрузки в поперечном сечении фюзеляжа, проходящем через центр тяжести ВС, равнялось /\ п _у .
      Однако индикаторная скорость порыва:
                           ____
             W _инд = W _ист V Pн
                             Р _о

      не должна превосходить полуторакратное предельное значение.

      269. Следует рассмотреть динамическое действие непрерывной атмосферной турбулентности в вертикальном и боковом направлениях.
      Максимальное эксплуатационное приращение любого вида нагрузки  /\ (изгибающие моменты, местные перегрузки и т.д.) в вертикальном и боковом направлениях, дополнительной к ее значению в горизонтальном полете, следует определять по формуле:

      См. бумажный вариант

41. Случаи динамического нагружения ВС при посадке

      270. Должна быть рассмотрена посадка ВС на основное шасси с учетом раскрутки колес в положении среднем между указанным для случаев Е _{ш пос} и Е' _ш при вариантах загрузки, соответствующих посадочной и взлетной массе. Следует принять, что в начальный момент времени подъемная сила равна силе тяжести ВС. Расчет следует проводить при двух значениях работы, которую должна поглощать амортизационная система ВС при А ^э и А _mах .
      При поглощении амортизационной системой эксплуатационной работы А ^э следует рассматривать посадку с m _пос при двух значениях коэффициента трения пневматика о поверхность взлетно-посадочной полосы u = 0 и u = 0,8. При поглощении амортизационной системой максимальной работы А ^mах следует рассматривать посадку с m _пос и m _взл при двух значениях коэффициента трения u = 0 и u = 0,5.

42. Требования к обеспечению безопасности от флаттера,
дивергенции, реверса органов управления, аэроупругих
колебаний системы "ВС - система автоматического управления"
и шимми

      271. Общие указания. Должны быть проведены специальные исследования (расчеты, испытания моделей, частотные испытания планера и систем автоматического управления, летные испытания) по обеспечению безопасности ВС от флаттера, дивергенции, реверса органов управления, аэроупругих колебаний системы "ВС - система автоматического управления" и шимми. Объем этих исследований устанавливается изготовителем.

      272. Флаттер.
      Во всем диапазоне полетных масс ВС и на всех высотах полета возможность возникновения флаттера должна быть исключена вплоть до скорости V _{max max} , увеличенной в 1,2 раза. Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера.
      Перечень этих параметров и степень их изменения устанавливается изготовителем на основе опыта обеспечения безопасности от флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований.
      Если в результате проведенных исследований имеет место одно из следующих условий:
      флаттер возникает при скорости полета менее 1,25 V _{max max} ;
      схема ВС необычна, либо имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра;
      имеется необъясненное несоответствие между результатами расчетов и экспериментальных исследований, необходима летная проверка безопасности ВС от флаттера.

      273. Дивергенция.
      На всех высотах критическая скорость дивергенции должна удовлетворять условию

                         V _кр.див > 1,2 V _{max max.}

      274. Реверс.
      На всех высотах полета критическая скорость реверса органов управления должна удовлетворять следующим условиям:
      V _кр.див > 1,2 V _{max max} при V _{max max} < 600 км/ч;
      V _кр.див > 1,2 V _{max max} + 100 км/ч при V _{max max} > 600 км/ч;
      При скорости V _{max max} > 600 км/ч разрешается принимать меньший запас, если возможность уменьшения запаса обоснована результатами летных исследований.
      Примечание.

      См. бумажный вариант

      275. Аэроупругие колебания системы "ВС - система автоматического управления".
      Во всем диапазоне полетных масс ВС и на всех высотах и скоростях вплоть до V _{max max} должны быть обеспечены запасы аэроупругой устойчивости системы "ВС - система автоматического управления" по модулю годографа частотной характеристики разомкнутого контура не менее 3,0 и по фазе не менее 90 ⁰ . Если запас по модулю или по фазе менее указанного, безопасность полета от аэроупругих колебаний системы "ВС - система автоматического управления" должна быть подтверждена летными испытаниями.

      276. Шимми.
      Во всем диапазоне возможных масс и скоростей движения воздушного судна по взлетно-посадочной полосе при взлете и посадке должно быть обеспечено отсутствие шимми колес шасси.
      Отсутствие шимми должно быть подтверждено расчетами и испытаниями стоек шасси на копре с подвижной опорой. Испытания по решению изготовителя разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерениями в процессе летных испытаний будет убедительно доказана безопасность от шимми.

43. Флаттер воздушного винта

      277. "Классический" флаттер.
      Для обеспечения безопасности воздушного винта от "классического" флаттера необходимо, чтобы на всех режимах полета флаттер не возникал при скоростях, превышающих V _{max max} не менее чем на 20%, и при частотах вращения винта, превышающих максимальные допустимые не менее чем на 20%.
      Выполнение этих требований должно быть подтверждено расчетом или испытаниями динамически подобной модели в аэродинамической трубе.
      Примечание. Для воздушных винтов обычной компоновки с металлическими лопастями подтверждения безопасности от "классического" флаттера не требуется.

      278. "Срывной" флаттер.
      Для обеспечения безопасности воздушного винта от "срывного" флаттера при работе "на месте" должно выполняться условие л < 1,37,
      где,

      См. бумажный вариант

      Безопасность воздушного винта от "срывного" флаттера проверяется путем испытаний:
      динамически подобной модели винта в стендовых условиях;
      натурного винта при заводских стендовых и летных испытаниях.
      На основании анализа результатов этих испытаний могут быть уточнены требования к допустимой величине л .

44. Требования к температурной прочности

      279. Прочность элементов конструкции ВС, подвергающихся сколько-нибудь значительным температурным воздействиям от двигателя, должна быть проверена с учетом влияния этих воздействий. Прочность панелей конструкции ВС, соприкасающихся с выходящей струей двигателя, должна быть определена с учетом влияния этой струи на величину нагрузок, а также с учетом влияния вызванных ею температур.

45. Требования к статическим испытаниям

      280. Общие указания. Статические испытания опытного и серийных воздушных судов следует проводить по специальным программам.

      281. В программу испытаний должны быть включены случаи нагружения, предусмотренные изложенными в главах 28-41 требованиями к прочности и являющиеся расчетными для основных частей ВС, а также испытания всех частей и элементов конструкции летательного аппарата, для которых расчет на прочность не дает надежного решения.

      282. В процессе статических испытаний при нагружении до 67% расчетных нагрузок должна проводиться тщательная тензометрия в объеме, достаточном для обследования напряженного состояния конструкции ВС.

      283. Статические испытания частей ВС должны проводиться, как правило, до 100% расчетных нагрузок или до разрушения. Случаи нагружения, испытания на которые следует проводить до разрушения, выбираются на основе расчетов и опыта проектирования с учетом целесообразной очередности проведения статических испытаний различных частей ВС.
      При необходимости проверки какой-либо части ВС при статических испытаниях на несколько расчетных случаев, в которых при 100% расчетной нагрузки напряжения в отдельных элементах близки к разрушающим, следует доводить нагрузку до 100% в одном из расчетных случаев, а в остальных до 90-80% расчетной нагрузки. При этом, когда испытания проводятся до 80% расчетной нагрузки напряженное состояние должно обследоваться путем тензометрии при нагрузках, превышающих 67% расчетных.

      284. Прочность тех панелей и элементов конструкции ВС, для которых расчет показывает существенное влияние повышенных температур, должна проверяться статическими испытаниями, как с нагревом, так и без нагрева.

46. Условия проведения испытаний

      285. При проведении статических испытаний необходимо нагружать
распределенной нагрузкой несущую обшивку и все съемные элементы: крышки и створки люков, зализы и другие.

      286. Перед началом испытаний должен быть произведен тщательный осмотр поверхности всех частей ВС и отмечены все имеющиеся производственные дефекты в виде вмятин, складок и неровностей.

      287. Испытываемую конструкцию следует после предварительной обтяжки (до 40-50% расчетной нагрузки) нагрузить до 67% от расчетной (разрушающей) нагрузки, а затем разгрузить до первоначального состояния.
      При этом после снятия нагрузки, равной 67% расчетной, в силовых элементах конструкции не должно быть видимых остаточных деформаций. Последующее нагружение конструкции следует производить до нагрузок, указанных в программе для данного случая. При нагружении, по меньшей мере, до 90% расчетной нагрузки в конструкции не должно быть местных разрушений, которые в полете при наличии воздушного потока могут привести к разрушению ВС.
      Примечание: Остаточные деформации, полученные при статических испытаниях, могут не приниматься во внимание при оценке прочности ВС, если будет доказано отсутствие каких-либо остаточных деформаций в конструкции данной части ВС при летных испытаниях с воспроизведением режимов, соответствующих случаю нагружения, при котором наблюдались остаточные деформации при статических испытаниях.

      288. При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного изготовителем и отраженного в программе испытаний, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании.

      289. При испытаниях опытных ВС и первых испытаниях серийных ВС должен быть произведен подробный анализ всех разрушений, имевших место в процессе испытаний, и с учетом сравнения свойств материала в местах разрушений с кондиционными и геометрических размеров с указанными в чертежах сделан вывод о достаточной прочности конструкции или о необходимости или желательности изменений в конструкции или в технологии изготовления.
      При контрольных испытаниях серийной продукции анализ причин разрушений при нагрузке, большей или равной 100% расчетной, разрешается не проводить.

47. Требования к летным испытаниям

      290. Летные испытания проводятся с целью подтверждения по условиям прочности безопасности полетов на режимах, разрешенных Руководством по летной эксплуатации ВС данного типа. Указанная цель должна быть достигнута:
      исследованием в полете закономерностей и особенностей нагружения конструкции ВС и его отдельных частей в ожидаемых условиях эксплуатации, сравнением их с принятыми в расчете и при лабораторных испытаниях и, в случае необходимости, корректировкой последних на основе материалов летных испытаний;
      выполнением полетов с достижением предельных режимов;
      проведением при необходимости специальных летных испытаний по исследованию безопасности от флаттера, реверса, дивергенции, потери аэроупругой устойчивости ВС с системой автоматического управления, шимми, а также по определению эффективности системы активного управления нагрузками и демпфирования упругих колебаний (если такие системы установлены на ВС);
      исследованием повторяемости нагрузок на всех режимах эксплуатации ВС.

      291. Режимы летных испытаний должны назначаться таким образом, чтобы их достижению не препятствовали ограничения по условиям прочности и аэродинамики или конструктивные особенности ВС, делающие невозможным достижение этих режимов без чрезмерных усилий пилота и особого мастерства пилотирования.

      292. На основании результатов летных испытаний, в случае
необходимости, в Руководстве по летной эксплуатации вносятся
соответствующие изменения и дополнения.

      293. Должны быть измерены нагрузки (напряжения), действующие на элементы конструкции воздушного винта в наземных и летных условиях. Тензометрирование следует выполнять на всех режимах. Схема размещения тензодатчиков при этих испытаниях должна определяться на основании расчетов и результатов тензометрирования воздушного винта при стендовых испытаниях. Методика измерений (число тензометрируемых винтов, продолжительность записей, число полетов и др.) должна обеспечивать получение достоверных сведений об уровне напряженного состояния элементов воздушного винта и о повторяемости действующих нагрузок (напряжений). Полученные результаты измерений нагрузок (напряжений) следует приводить к условиям, задаваемым соответствующими случаями нагружения.

48. Требования к обеспечению безопасности полета
по условиям усталостной прочности конструкции

      294. Конструкция ВС должна быть такой, чтобы под воздействием повторяющихся в эксплуатации нагрузок и температур в течение определенной наработки (назначенного ресурса) ее повреждения, которые могут непосредственно привести к катастрофической ситуации, были практически невероятными.
      Удовлетворение этому требованию, помимо создания соответствующей конструкции ВС, должно обеспечиваться производственно-технологическими процессами изготовления и ремонта, техническим обслуживанием и соблюдением установленных правил и условий эксплуатации и подтверждаться результатами расчетов, исследованием фактических условий эксплуатации, в том числе действующих нагрузок, результатами лабораторных испытаний на выносливость и живучесть (безопасность повреждения) и опытом эксплуатации ВС данного типа и (или) ВС аналогичных типов.
      При установлении ресурса должны учитываться влияние износа и возможное снижение прочностных характеристик конструкции, вызываемое температурными воздействиями, коррозией, а также другими изменениями свойств конструкции, связанными со временем, условиями эксплуатации и хранения. В процессе эксплуатации должен осуществляться систематический контроль состояния конструкции, обеспечивающий выявление контролируемых факторов, приводящих к недопустимому снижению усталостной прочности конструкции (коррозия, износ, случайные механические повреждения).

      295. Ресурс конструкции ВС устанавливается по ресурсу конструктивных элементов, разрушение или появление повреждений в которых может непосредственно привести к катастрофической ситуации. Разрушения или повреждения в элементах конструкции, непосредственно не угрожающие безопасности полета, могут не приниматься во внимание при установлении ресурса всей конструкции.
      Если для отдельных элементов конструкции, которые могут быть заменены в процессе эксплуатации, имеется свой ресурс, для конструкции в целом ресурс следует устанавливать без учета ресурса этих элементов.

      296. Обеспечение достаточной выносливости ВС для опасных по усталостной прочности мест конструкции, устанавливаемых на основе расчетов и имеющегося опыта, должно предусматриваться (с учетом требуемого ресурса) уже на стадии проектирования. При этом должно быть обращено внимание на выбор соответствующего материала, общую напряженность конструкции, максимальное возможное снижение концентрации напряжений, рациональность технологии изготовления элементов конструкции и их сборки, надежность системы контроля качества изготавливаемой продукции, а также на максимальное повышение выносливости на основе использования соответствующих конструктивно-технологических мероприятий.
      Эффективность мероприятий должна проверяться лабораторными испытаниями на выносливость отдельных конструктивных элементов (узлов, стыков, панелей, отсеков и др.).

      297. При проектировании ВС следует предусматривать меры, обеспечивающие живучесть (безопасное повреждение) основной силовой конструкции, а именно:
      должны быть по возможности обеспечены условия осмотра или инструментального контроля основных силовых элементов конструкция в процессе эксплуатации ВС, особенно в местах повышенной концентрации напряжений и вероятных зонах возникновения усталостных повреждений;
      должно быть обеспечено, возможно, более медленное развитие вероятных усталостных повреждений с тем, чтобы остаточная прочность и жесткость конструкции вплоть до момента падежного обнаружения повреждения при осмотре (инструментальном контроле) были достаточны для безопасной эксплуатации ВС;
      для мест конструкции, недоступных для осмотра (инструментального контроля) в процессе эксплуатации либо характеризующихся неприемлемо высокой скоростью развития усталостных повреждений, а также для тех мест, усталостное повреждение которых может привести к опасным аэроупругим явлениям (флаттер, дивергенция и т.п.).

      298. По результатам работ в процессе проектирования должен быть проведен анализ возможности и условий (мероприятий) отработки ВС требуемого ресурса на основе расчетной оценки усталостной прочности конструкции и прогноза возможных мест возникновения усталостных повреждений.

      299. Безопасность конструкции по условиям усталостной прочности подтверждается на следующих этапах эксплуатации ВС:
      1) перед началом регулярной эксплуатации при установлении
начального назначенного ресурса;
      2) в процессе эксплуатации по мере выработки ранее установленного ресурса; при этом проводится последовательное (поэтапное) установление увеличенных значений назначенного ресурса (вплоть до ресурса до списания) на основе повышения достоверности сведений об условиях нагружения конструкции и характеристиках ее усталостной прочности, анализа и учета влияния условий эксплуатации и по мере накопления опыта эксплуатации.
      Значения начального назначенного ресурса и ресурса до списания должны соответствовать указанным в ожидаемых условиях эксплуатации.

      300. По результатам работ на всех этапах установления назначенных ресурсов, изготовитель и заказчик в установленном порядке должны внести соответствующие указания и рекомендации в эксплуатационную и ремонтную документацию.

      301. Основные определения:

      ресурс - наработка от начала эксплуатации или ее возобновления после ремонта до прекращения или приостановки эксплуатации;

      наработка - продолжительность эксплуатации ВС в полете и наземных условиях, выражаемая в часах налета, числе полетов/посадок или других единицах;

      предельное состояние - состояние конструкции, при котором ее дальнейшая эксплуатация должна быть прекращена из-за нарушения требований безопасности или ухода заданных параметров за установленные пределы, или снижения эффективности эксплуатации ниже допустимой;

      назначенный ресурс - суммарная наработка ВС, при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его состояния;

      ресурс до списания - ресурс ВС от начала эксплуатации до его списания, обусловленного предельным состоянием;

      повреждение - частичное разрушение, после которого сохраняется возможность противостоять нагрузкам определенной величины; усталостное повреждение - повреждение, вызванное усталостью;

      усталость - процесс постепенного накопления повреждений в конструкции (элементе, материале) под действием переменных напряжений, приводящий к изменению свойств, образованию и развитию трещин;

      усталостная прочность (сопротивление усталости) - свойство конструкции (элемента, материала) противостоять усталости;

      выносливость - свойство конструкции (элемента, материала) противостоять возникновению и развитию усталостных повреждений (выносливость на стадии до возникновения усталостных повреждений, выносливость на стадии развития усталостных повреждений);

      живучесть - свойство конструкции (элемента, материала) сохранять прочность при наличии повреждений (в том числе усталостных);

      остаточная прочность - прочность конструкции (элемента, материала) при наличии повреждения;

      безопасное повреждение - повреждение конструкция, не снижающее остаточную прочность ниже допустимого уровня;

      испытания на выносливость - экспериментальное определение количественных характеристик выносливости путем многократного приложения к конструкции переменных нагрузок;

      испытания на живучесть - экспериментальное определение остаточной прочности частично поврежденной конструкции;

      допустимая наработка в эксплуатации по условиям выносливости - наработка, в пределах которой необходимый уровень безопасности (предотвращение состояния, характеризующегося наличием усталостных повреждений, снижающих остаточную прочность ниже допустимого уровня) обеспечивается без специальных осмотров конструкции;

      допустимая наработка в эксплуатации с учетом живучести - наработка, в пределах которой обеспечение необходимого уровня безопасности требует специальных осмотров конструкции, направленных на предотвращение состояния, характеризующегося наличием повреждений, снижающих остаточную прочность ниже допустимого уровня;

      усталостная повреждаемость - условная мера усталости, определяемая расчетным способом (например, с использованием линейной гипотезы суммирования усталостной повреждаемости).

49. Установление назначенного ресурса

      302. Назначенный ресурс конструкции ВС, выражаемый количеством летных часов и числом полетов или количеством циклов функционирования, не должен превышать:
      либо допустимую наработку в эксплуатации по условиям выносливости конструкции;
      либо допустимую наработку в эксплуатации с учетом живучести (безопасного повреждения) конструкции.

      303. Определение допустимой наработки в эксплуатации по условиям выносливости конструкции.
      Допустимая наработка в эксплуатации по условиям выносливости конструкции определяется на основе результатов лабораторных испытаний на выносливость конструкции в целом и (или) таких испытаний на выносливость, которые по условиям нагружения и охвату возможных слабых мест приближаются к условиям испытаний конструкции в целом.
      Испытания на выносливость проводятся на совокупность внешних воздействий и переменных нагрузок, соответствующих воздействиям и нагрузкам на рассматриваемую конструкцию в эксплуатации. При невозможности проведения таких испытаний влияние нагрузок и (или) внешних воздействий, не прикладываемых к конструкции, должно быть оценено надежным образом.
      Испытаниям на выносливость подвергаются:
      крыло, в том числе элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации крыла;
      оперение (стабилизатор, киль, рули высоты и направления);
      фюзеляж с герметической кабиной и элементами их остекления;
      шасси, в том числе колеса и тормоза;
      система управления ВС;
      установки под двигатели.
      Примечание 1. Испытаниям на выносливость должны подвергаться также и другие части конструкции, агрегаты и установки, входящие в основную силовую схему конструкции, если их разрушение в полете или при движении по земле непосредственно угрожает безопасности полета.
      Примечание 2. При определении характеристик выносливости приемлемыми расчетно-экспериментальными методами, учитывающими результаты испытаний конструктивных элементов (панелей, узлов и т.п.), эти методы должны содержать обоснованную величину поправочного коэффициента к долговечности, определяемого с учетом масштабного фактора и степени соответствия напряженно-деформированного состояния натурной конструкции и образца.
      Примечание 3. К испытаниям на выносливость не допускается конструкция, прошедшая статические испытания.
      Программа испытаний на выносливость должна отражать все режимы нагружения, имеющие место в условиях эксплуатации, для которых сочетание величин переменных нагрузок и числа циклов нагружения может повлиять на ресурс.
      Если программа испытаний предусматривает нагружение конструкции ограниченным числом ступеней нагрузки, то характеристики выбранных ступеней должны, возможно, ближе соответствовать режимам, нагрузки которых вносят наибольшую долю усталостной повреждаемости. При этом для опасных по усталостной прочности мест конструкции соответствующим расчетом должны быть определены эквиваленты между нагрузками при испытаниях и в эксплуатации с учетом возможного отличия величины эквивалента на стадии до возникновения усталостного повреждения от значения на стадии развития усталостного повреждения, а также с учетом возможного рассеяния параметров условий эксплуатации.
      Примечание. Программа испытаний и величины эквивалентов должны подвергаться уточнению на основе учета опыта эксплуатации и сравнительного анализа результатов лабораторных испытаний на выносливость и данных по техническому состоянию парка ВС.
      Программа испытаний на выносливость должна основываться на:
      типовом полете (или совокупности типовых полетов совместно с
относительной долей их осуществления), включающем режимы буксировки,
выруливания на старт, опробования двигателей на земле, разбега, набора высоты, полета на крейсерском режиме, снижения, захода на посадку, пробега и заруливания на стоянку, с учетом их продолжительности (протяженности) и совокупности других параметров, характеризующих каждый из указанных режимов;
      повторяемости нагрузок, вызванных воздействием атмосферной турбулентности, с учетом различных высот полета и разных географических районов, соответствующих трассам эксплуатации ВС;
      повторяемости маневренных нагрузок, связанных с условиями и правилами эксплуатации ВС данного типа;
      повторяемости нагрузок при посадке, при работе двигателей и при движении по земле (буксировка, руление, разбег, пробег);
      повторяемости нагрузок при использовании средств механизации крыла и различных способов торможения ВС в воздухе и на земле, а также при применении и полете различного рода автоматических устройств;
      повторяемости избыточного давления в герметической кабине в процессе нормальной эксплуатации и при ее опрессовках после ремонтов.
      Примечание 1. Программы испытаний конструкции в целом или ее отдельных частей должны также учитывать такого рода нагрузки, как высокочастотные нагрузки от струи винта или реактивного двигателя, от пульсаций аэродинамического давления, нагрузки от неравномерного нагрева конструкции, нагрузки от дисбаланса колес и другие, если на основе проведенного анализа или имеющегося опыта установлено, что эти нагрузки могут повлиять на ресурс рассматриваемой конструкции.
      Примечание 2. При испытаниях на выносливость подвижных элементов силовой конструкции (система выпуска и уборки шасси, закрылков и др.) должно воспроизводиться необходимое сочетание переменных нагрузок и движения с целью учета влияния износа и коррозии в сочленениях, а также изменений напряженности, связанных с кинематикой движения, если на основе проведенного анализа или имеющегося опыта установлено, что это влияние может оказаться существенным.
      Допустимая наработка в эксплуатации, соответствующая характеристикам выносливости, полученным при лабораторных испытаниях идентичных конструкций по одной и той же программе, определяется делением на суммарный коэффициент надежности П среднего числа циклов (блоков) испытаний.
      Примечание: При наличии результатов испытании по различным программам допускается их использование после соответствующего пересчета к единой программе.
      Величина суммарного коэффициента надежности П должна определяться как:

                        П = П ₁ П ₂ П ₃ П ₄
 

            Числовые значения коэффициентов, входящих в это произведение, принимаются в соответствии с приведенными ниже указаниями.
      Величина коэффициента П учитывающего уровень соответствия структуры программы испытаний на выносливость характеру реальных нагрузок в эксплуатации, принимается равной:
      П ₁ = 1,0 при программе испытаний, достаточно полно отражающей совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок, как по величине, так и по последовательности их действия;
      П ₂ = 1,5, когда вся совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок сведена в программе испытаний к последовательности условных циклов с постоянной амплитудой нагрузки с использованием при этом соответствующих расчетных методов.
      Примечание. Если цикл с постоянной амплитудой нагрузки отражает наиболее характерное нагружение конструкции, определяющее ее усталостную повреждаемость, величина коэффициента П ₁ может быть при соответствующем обосновании принята в диапазоне 1 < П ₁ < 1,5.
      Величина коэффициента П ₂ , учитывающего степень опасности разрушения, принимается равной: П ₂ = 1, если испытаниями и (или) расчетом показано, что усталостное повреждение в начале своего развития может быть надежно обнаружено при послеполетных осмотрах и (или) при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности;
      П ₂ = 1,2 во всех остальных случаях.
      Величина коэффициента П ₃ , учитывающего достоверность данных о повторяемости нагрузок, действующих на ВС, принимается равной:
      П ₃ = 1,0, если используются надежные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок, полученные на данном типе ВС (или для характеристик атмосферной турбулентности на ВС с параметрами, близкими к рассматриваемому) за сравнительно большой период эксплуатации, и учтены возможные различия в нагружении, связанные с особенностями эксплуатации, географическими условиями, протяженностью трасс и т.п.;
      П ₃ = 1,5, если используются осредненные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок без анализа возможных различий в нагружении отдельных групп или экземпляров ВС.
      Примечание. В зависимости от степени учета возможных различий в нагруженности величина П ₃ по результатам специального анализа может быть принята в диапазоне 1 < П ₃ < 1,5;
      П ₃ = 2, если используются материалы о повторяемости нагрузок, полученные на основе приемлемого расчетного метода.
      Примечание. При использовании способа оценки повторяемости нагрузок, приводящего к заведомо завышенным ее значениям, величина коэффициента может быть снижена вплоть до величины П ₃ = 1.
      Величина коэффициента П ₄ , учитывающего разброс свойств выносливости, принимается в соответствии с таблицей 3. в зависимости от числа испытанных идентичных конструкций.

                                                  Таблица 3.

      Примечание 1. При испытаниях на выносливость правый и левый конструктивные элементы считаются идентичными.
      Примечание 2. Если при испытаниях идентичных конструкций отношение максимального числа циклов (блоков) N _max к минимальному N _min при достижении одинакового состояния (до образования усталостного повреждения, до возникновения повреждения определенной величины, до полного или частичного разрушения отдельных конструктивных элементов) превышает значения, приведенные в таблице 4., число испытываемых конструкций должно быть увеличено. При невозможности увеличения числа конструкций, а также при необходимости увеличения их числа сверх шести установление коэффициента П ₄ проводится по результатам специального анализа.

                                                  Таблица 4.

      Примечание 3. Если идентичные конструктивные элементы не доведены до одинакового состояния (до образования усталостного повреждения, до возникновения повреждения определенной величины, до полного или частичного разрушения отдельных конструктивных элементов), определение среднего числа циклов (блоков) и выбор коэффициента в соответствии с таблицей 3. должны проводиться по результатам специального анализа.
      Если во время испытаний на выносливость разрушается или повреждается какой-либо конструктивный элемент, то его следует заменить новым или провести ремонт поврежденного места; рекомендуется до замены (ремонта) после обнаружения повреждения провести нагружение до определенного приемлемого числа циклов с целью изучения длительности развития повреждения. Испытания должны продолжаться для выявления других критических мест конструкции и проверки эффективности ремонта. При этом наработка замененного или отремонтированного конструктивного элемента отсчитывается с начала его испытаний, а всей остальной конструкции - по суммарному объему испытаний.
      Примечание. Если замена или ремонт вызывают существенное изменение напряженного состояния в элементах остальной конструкция, эти изменения должны быть учтены соответствующим уточнением величин эквивалентов. При невозможности или ненадежности такого учета дальнейшие испытания таких элементов считаются незачетными.

      304. Определение допустимой наработки в эксплуатации с учетом живучести (безопасного повреждения) конструкции.
      Допустимая наработка конструкции в эксплуатации с учетом живучести (безопасного повреждения) определяется на основе лабораторных испытаний на выносливость и живучесть конструкции в целом, соответствующих расчетов выносливости, а также таких лабораторных испытаний на живучесть, которые по условиям нагружения и закрепления приближаются к условиям испытаний конструкции в целом.
      Лабораторные испытания на живучесть (безопасность повреждения) проводятся с целью подтверждения того, что остаточная прочность конструкции при возможном ее усталостном повреждении или частичном (полном) разрушении отдельных конструктивных элементов сохраняет величину, необходимую для обеспечения безопасности полета. Места и степень повреждений, создаваемых при лабораторных испытаниях на живучесть, определяются в зависимости от конкретного типа конструкции и возможности обнаружения повреждения в эксплуатации с учетом контролепригодности конструкции и скорости развития повреждений под действием переменных нагрузок, ожидаемых в эксплуатации.
      Минимальная допустимая остаточная прочность при наиболее неблагоприятном возможном расположении повреждения (разрушения) по отношению к неповрежденной части конструкции должна соответствовать нагрузке в диапазоне от 0,67Р ^р до Р ^р , где Рр - расчетная нагрузка соответствующего случая нагружения, определяющая необходимую прочность рассматриваемого места неповрежденной конструкции. Величина нагрузки в каждом конкретном случае определяется на основе специального анализа.
      Для герметической части фюзеляжа должны быть рассмотрены следующие условия:
      сочетание нагрузок случаев нагружения, величина которых принимается в указанном выше диапазоне, и избыточного давления в кабине P ^daa _eca ;
      сочетание эксплуатационного избыточного давления в кабине P ^Y _eca = l,15 P ^daa _eca и нагрузок, возникающих в горизонтальном полете на крейсерской высоте при выполнении наиболее неблагоприятного из типовых полетов.
      Примечание: При наличии обосновывающих экспериментальных материалов величины коэффициентов надежности П ₄ для стадии развития усталостного повреждения могут быть снижены по сравнению с указанными в таблице 3.
      При наличии дополнительного анализа возможного взаимного расположения мест возникновения усталостных повреждений, скорости развития повреждений и надежности их обнаружения в эксплуатации, показывающего допустимость эксплуатации по техническому состоянию, как исключение может быть принято значение коэффициента надежности, меньшее чем П = 2.
      После окончания лабораторных испытаний на выносливость и живучесть должна быть проведена полная проверка состояния конструкции, в том числе с использованием инструментальных методов контроля, с разборкой (расклепкой) неразъемных соединений с целью выявления возможных усталостных повреждений, обнаружение которых в процессе испытаний затруднено или не представляется возможным.

      305. Установление начального назначенного ресурса.
Рекомендуется, чтобы объем лабораторных испытаний на выносливость конструкции ВС, проведенных с удовлетворительными результатами, к моменту установления начального назначенного ресурса соответствовал не менее чем однократному (без коэффициента надежности) ресурсу до списания.
      Величины нагрузок и их повторяемость в предполагаемых условиях эксплуатации ВС определяются на основе материалов по ВС аналогичных типов, результатов прогноза условий эксплуатации, данных по измерениям нагрузок в процессе проведенных летных испытаний и расчетов.

      306. Установление увеличенных значений назначенного ресурса.
      Назначенный ресурс последовательно (по этапам) увеличивается по мере выработки начального или очередного назначенного ресурса на основании:
      уточнения характера и условий эксплуатации парка ВС;
      уточнения, при необходимости, нагруженности агрегатов ВС по результатам специальных летных испытаний;
      накопления статистики по повторяемости перегрузок в центре тяжести при полетах ВС данного типа;
      результатов, в случае необходимости, дополнительных лабораторных испытаний на выносливость и живучесть (безопасность повреждений), в том числе конструкций с наработкой в эксплуатации;
      опыта эксплуатации ВС данного типа.
      Безопасность эксплуатации в пределах назначенных ресурсов должна контролироваться опытом эксплуатации всего парка и группы головных рейсовых ВС. В качестве ВС головной группы должны назначаться ВС, максимально опережающие по наработке остальной парк. Численность и состав группы головных ВС устанавливаются конкретно для каждого типа ВС.
      На каждом ВС головной группы в повышенном объеме и непрерывно должен проводиться учет условий его эксплуатации, а также должны определяться условия нагружения на базе штатных и, в случае их установки, специальных средств.
      На ВС головной группы в первую очередь должны использоваться наиболее эффективные методы оценки технического состояния, в том числе новейшие средства неразрушающего контроля целостности конструкции.
      Одновременно с установлением увеличенных назначенных ресурсов должны быть определены и уточнены условия обеспечения безопасности полетов в пределах установленного ресурса, а именно:
      определены места конструкции, подлежащие систематическому контролю в эксплуатации и при ремонтах, а также перечень замен и доработок конструкции с указанием сроков (периодичности) этих мероприятий;
      обеспечен контроль условий эксплуатации ВС и их соответствие условиям, принятым при установлении очередного назначенного ресурса.

50. Дополнительные указания по обеспечению ресурса воздушного винта

      307. Общие указания. Безопасность воздушного винта по условиям выносливости должна быть оценена на следующих основных этапах проектирования, изготовления и эксплуатации винта:
      в процессе проектирования (перспективная оценка выносливости;
      перед началом заводских летных испытаний (для обеспечения безопасности их проведения);
      после окончания заводских, государственных и эксплуатационных испытаний (установление начального назначенного ресурса для массовой эксплуатации);
      в процессе массовой эксплуатации по мере выработки ранее установленного назначенного ресурса (последовательное, по этапам, установление продленных значений назначенного ресурса для массовой
эксплуатации по мере повышения достоверности сведений об условиях нагружения конструкции и ее характеристиках выносливости, влиянии на выносливость условий эксплуатации и по мере накопления опыта эксплуатации).
      При определении ресурса воздушного винта следует использовать систему коэффициентов надежности, выраженных в виде:
      запаса по напряжениям П ₀ , на который должны умножаться амплитуды действующих нагрузок (напряжений);
      запаса по долговечности П _N = П ₁ П ₅ , на который должно делиться значение ресурса, соответствующее наихудшему результату испытаний на выносливость.
      Значения коэффициента надежности П _а , учитывающего разбросы характеристик выносливости и измеренных нагрузок (напряжений), должны определяться в зависимости от числа испытанных на выносливость образцов конструкции n по графику, приведенному на рис. 20. Указанные величины запаса П _о могут быть уточнены на основании оценки рассеяния характеристик выносливости рассматриваемой конструкции, характера изменения кривой выносливости при больших значениях наработки и степени стабильности уровня переменных нагрузок (напряжений), измеренных в полете. Минимальное значение этого коэффициента надежности для лопастей воздушного винта ограничивается величиной П _а = 1,3.

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 20.

      Величина коэффициента надежности п ₁ учитывающего неточность при составлении программы испытаний на выносливость и при использовании расчетных методов оценки ресурса, должна приниматься равной П = 2,0. Указанная величина коэффициента надежности П ₁ может быть уменьшена при условии проведения программных испытаний на выносливость, отражающих повторяемость нагрузок (напряжений) как по величине, так и по последовательности их действия.
      При установлении начального назначенного ресурса для металлических лопастей воздушного винта должен вводиться дополнительный коэффициент надежности П ₅ , учитывающий возможное ухудшение характеристик выносливости, вызванное эксплуатацией. Величина этого коэффициента надежности должна приниматься равной П ₅ = 3,0 при обычных эксплуатационных условиях. Указанное значение коэффициента надежности П ₅ может быть уточнено на основании сравнительных данных по испытаниям на выносливость лопастей воздушного винта, имевших наработку в эксплуатации и не бывших в эксплуатации. Число образцов лопастей с наработкой должно быть достаточным для характеристики типичных условий наземной и летной эксплуатации и возникающих при этом повреждений.

      308. Перспективная оценка выносливости.
      Перспективная оценка выносливости воздушного винта должна проводиться на стадии проектирования с целью выявления потенциальных возможностей его конструкции в отношении выносливости и обеспечения соответствия заданным требованиям по ресурсу до списания.
      Нагрузки для оценки напряженного состояния элементов конструкции воздушного винта на стадии проектирования следует определять для наиболее характерных режимов полета. Используемые при этом данные о предполагаемом графике типового полета следует выбирать в зависимости от типа и назначения ВС по согласованию с заказчиком.
      Характеристики выносливости элементов конструкции воздушного винта следует определять на основе обобщенных данных по результатам испытаний на выносливость элементов воздушных винтов аналогичных конструкций, в том числе и с наработкой в эксплуатации. В отдельных случаях могут быть использованы результаты испытаний на выносливость лабораторных образцов из того же материала, что и рассматриваемый элемент конструкции, с учетом возможной концентрации напряжений.

      309. Обеспечение безопасности проведения заводских летных испытаний.
      На основе совместного анализа нагрузок и результатов испытаний на выносливость должны быть получены данные, необходимые для решения вопроса о возможности начала заводских летных испытаний. Помимо материалов по прочности, при этом должны использоваться:
      результаты испытаний на выносливость элементов конструкции воздушного винта.
      Примечание. Эти испытания могут не проводиться, если имеются надежные данные о выносливости воздушных винтов или элементов конструкции, достаточно близких к рассматриваемому, как по конструкции, так и по технологии их изготовления;
      результаты тензометрирования при испытаниях динамически подобных моделей и стендовых испытаниях воздушного винта, а также воздушных винтов аналогичных конструкций;
      материалы по оценке повторяемости нагрузок (напряжений), учитывающей особенности программы заводских летных испытаний (продолжительность программы испытаний в целом и отдельных режимов, общее число полетов и т.д.).
      В процессе заводских летных испытании должно проводиться тензометрирование воздушных винтов.

      310. Установление начального назначенного ресурса.
      Начальный назначенный ресурс воздушного винта должен устанавливаться на основании следующих данных:
      результатов тензометрирования воздушных винтов при заводских летных испытаниях;
      графика типового полета, уточненного в случае необходимости на основании материалов, представленных заказчиком к моменту установления начального назначения ресурса;
      результатов испытаний на выносливость элементов конструкции воздушного винта.
      Примечание: Для установления начального назначенного ресурса рекомендуется испытывать на выносливость не менее 10-15 лопастей воздушного винта.

      311. Испытания на выносливость должны проводиться на совокупность нагрузок, действующих на рассматриваемый элемент конструкции воздушного винта. При невозможности проведения таких испытаний влияние на прочность нагрузок, не прикладываемых к конструкции при испытаниях, должно быть надежным образом оценено. По характеру приложения нагрузок испытания на выносливость могут быть двух типов:
      программные (многоступенчатые) испытания;
      испытания при постоянной амплитуде нагрузок (напряжений).

      312. При оценке амплитудного спектра нагрузок (напряжений) следует учитывать все измеренные на рассматриваемых режимах при заводских летных испытаниях амплитуды при соответствующих средних нагрузках (напряжениях) цикла.
      Одновременно с установлением начального назначенного ресурса должны быть разработаны рекомендации по контролю, в том числе и инструментальному, за состоянием поверхностей лопастей и других элементов конструкции воздушного винта.

51. Конструкция и системы ВС

      313. Требования глав 51-92 настоящих Норм распространяются на следующие функциональные системы ВС:
      управления;
      шасси;
      торможения колес;
      гидравлические и пневматические;
      жизнеобеспечения (герметические кабины, регулирования давления в кабине, кондиционирования, кислородное оборудование);
      противообледенительные;
      сбора полетной информации;
      защиты ВС от атмосферного электричества.
      Требования распространяются также на аварийно-спасательное оборудование ВС, эксплуатационную технологичность конструкции, конструкционные материалы, пассажирские кабины и багажно-грузовые отсеки.

      314. Конструкция ВС, его систем и агрегатов должна соответствовать общим требованиям.

      315. Требования, изложенные в главах 51-92 настоящих Норм, должны обеспечиваться в ожидаемых условиях эксплуатации. При этом работоспособность агрегатов, функциональных систем должна быть обеспечена в условиях внешних воздействий, имеющих место на ВС в процессе эксплуатации ВС в полете и на земле.

      316. Трубопроводы, агрегаты и другие элементы систем должны:
      обеспечиваться средствами контровки всех крепежных деталей;
      соединяться арматурой, обеспечивающей необходимую герметичность соединений, в соответствии с эксплуатационной документацией.

      317. Конструкция трубопроводов и их элементов функциональных систем ВС должна:
      1) выдерживать без потери нормированной герметичности нагрузки от давления и пульсаций рабочего тела системы, вибрации, монтажные и температурные напряжения, деформации конструкции планера, инерционные силы, которые действуют на трубопроводы и их элементы в ожидаемых условиях эксплуатации ВС в пределах установленного для этих трубопроводов назначенного ресурса;
      2) подвергаться испытаниям на герметичность, плотность (опрессовке) и прочность.
      Испытания на усталость отдельных трубопроводов и их элементов, отказ которых может привести к ситуации хуже усложнения условий полета, должны базироваться на нагрузках, действующих в реальной эксплуатации ВС, и учитывать как нагрузки от рабочего тела системы, так и внешние нагрузки;
      3) иметь подтвержденный расчетом и (или) испытаниями на выносливость назначенный ресурс;
      4) обеспечивать гарантированные зазоры с конструкцией ВС, ее подвижными элементами, а также иметь элементы, компенсирующие возможные деформации трубопроводов.

      318. Все устройства, непреднамеренное срабатывание которых может привести к нежелательным последствиям (особой ситуации), должны быть защищены от их случайного срабатывания.

      319. Системы дистанционного управления и контроля, их размещение и монтаж должны обеспечивать:
      контроль работы управляемых объектов;
      простоту управления в полете;
      возможность перехода функциональной системы на любой режим работы, предусмотренный Руководством по летной эксплуатации;
      надежное функционирование.

      320. Шум в кабинах ВС не должен оказывать вредного воздействия на экипаж. В условиях полета должна быть обеспечена разборчивая речевая связь между членами экипажа на своих местах.

      321. Потребляющие электроэнергию функциональные системы или их элементы (приемники) должны соответствовать требованиям.

52. Системы управления ВС

      322. В главах 49, 50 и в настоящей главе изложены требования к системам управления ВС относительно продольной, поперечной и вертикальной осей, к системам улучшения характеристик устойчивости и управляемости, балансировки ВС, а также к системам управления механизацией крыла.

      323. Общие требования к функциональным, статическим и динамическим характеристикам систем управления. Системы управления должны обеспечивать характеристики управляемости, устойчивости и маневренности ВС в ожидаемых условиях эксплуатации в соответствии с требованиями глав 7-22 настоящих Норм. При непреднамеренном выводе или самопроизвольном выходе ВС за эксплуатационные ограничения (вплоть до достижения предельных ограничений) не должно происходить такого ухудшения характеристик системы управления, которое препятствует возвращению ВС на предусмотренные Руководством по летной эксплуатации режимы.

      324. Системы управления должны иметь статические и динамические характеристики, обеспечивающие, с учетом воздействия на системы управления нагрузок и вибраций, выполнение требований глав 7-22 настоящих Норм.

      325. Системы управления должны работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование.

      326. Деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению запаса по отклонению органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления в ожидаемых условиях эксплуатации и при воздействии функциональных отказов, не отнесенных к практически невероятным.

53. Надежность систем управления

      327. При отказах в системах управления, в том числе при отказах двигателей и взаимодействующих систем, системы управления должны обеспечивать выполнение заданных в пункте 322 функций в соответствии с требованиями главы 49. Дополнительно должны быть выполнены требования, изложенные ниже.

      328. Рассматривается любой один отказ в каждом канале управления (тангаж, крен, курс), включая взаимодействующие системы, за исключением отказов типа механического заклинивания, рассоединения и разрушения, которые оговорены особо. После одного такого отказа характеристики устойчивости, управляемости и маневренности должны оставаться в пределах, установленных в главах 16-19 для нормального полета.

      329. Рассматривается любая комбинация двух последовательных отказов, не отнесенная к практически невероятному событию. После двух таких отказов допустимо такое ухудшение характеристик устойчивости, управляемости и маневренности, при которой обеспечивается безопасный переход на другие режимы и продолжение полета ВС на этих режимах, включая безопасное его завершение. При этом не должно возникнуть ситуации хуже аварийной.

      330. Рассматривается любое заклинивание, рассоединение или разрушение подвижных элементов систем управления, если не показано, что такой отказ практически невероятен. В том случае, если рассматриваемый отказ отнесен к категории более частой, чем "практически невероятный", должно быть показано, что сохранится возможность завершения полета в условиях ситуации не хуже аварийной.

      331. На основании анализа отказов и испытаний должны быть определены:
      степень влияния отказов на характеристики устойчивости, управляемости и возмущения, создаваемые ими в движении ВС, и на характеристики системы управления;
      действия экипажа, необходимые для парирования отказов;
      области безопасных режимов полета при различных отказах.

      332. Для выполнения требований рекомендуется следующее:
      применение резервирования, при котором обеспечивается: разделение функциональной системы, агрегата, элемента на независимые подсистемы, элементы, выполняющие идентичные функции; способность системы, агрегата, элемента выполнять заданные функции при отказе части подсистем, элементов, агрегатов; возможность перехода на другие режимы, на которых повышается безопасность полета при наличии отказов в системе управления;
      исключение возможности возникновения в момент отказа подсистемы, агрегатов, элементов возмущений на выходе систем управления, которые могут вызвать превышение ВС установленных ограничений и не могут быть парированы экипажем;
      применение системы контроля, обеспечивающей: контроль состояния систем управления во время предполетной проверки и непрерывный контроль в полете; при необходимости - автоматическое отключение отказавших подсистем, элементов, агрегатов; необходимое извещение экипажа через средства сигнализации об отказах в системах управления и при необходимости выдачу инструкции экипажу по пилотированию ВС в условиях воздействия опасных отказов;
      обеспечение высокой надежности элементов систем управления, особенно элементов, образующих в системе "общие точки".

      333. Для деталей подвижных соединений и механизмов, отказ которых может привести к ситуации хуже аварийной, должны быть определены предельные величины износов и предусмотрены методы и средства контроля величины износа в эксплуатации.

54. Бустерное управление

      334. При применении на ВС бустерного управления должно быть обеспечено выполнение установленных требований.

      335. На ВС с необратимым бустерным управлением без перехода на безбустерное управление питание силовых приводов органов управления должно осуществляться от независимых гидравлических или электрических подсистем.
      Рекомендуется чтобы, по крайней мере, одна подсистема обеспечивала питанием только гидравлические агрегаты систем управления.
      Параметры системы питания должны быть выбраны таким образом, чтобы обеспечивались полет и посадка ВС при отказе, как минимум, любых двух подсистем питания, при этом ситуация допускается не хуже аварийной.
      Распределение источников гидравлического и электрического питания на двигателях ВС должно выполняться с учетом отказа минимального числа систем питания при отказе любого двигателя.
      При отказе всех двигателей управление ВС должно обеспечиваться в соответствии с требованиями. Если при этом не обеспечивается электрическое и (или) гидравлическое питание для управления ВС, то должны быть предусмотрены аварийные источники питания, не связанные с двигателями.

      336. При применении на ВС необратимого бустерного управления с переходом на аварийное безбустерное управление при отказе бустерной системы должны быть обеспечены:
      сохранение в течение 20-10 секунд практически неизменного режима полета, предшествовавшего отказу;
      возможность перевода ВС на режим полета, допускающий аварийное безбустерное управление;
      при необходимости синхронное отключение привода и загрузочного устройства;
      надежное ограничение максимальных усилий, возникающих на штурвале и педалях управления в момент перехода;
      усилия на штурвале и педалях от трения и демпфирования при неработающем силовом приводе, не превышающие усилий, указананных в пункте 123 настоящих Норм.

55. Системы улучшения характеристик устойчивости, управляемости ВС
и ограничения предельных режимов

      337. В случае применения на ВС автоматических систем улучшения характеристик устойчивости и управляемости и ограничения предельных режимов, они должны отвечать требованиям.
      В случаях, когда безопасность полета не может быть обеспечена без автоматических систем, отказ этих систем должен относиться к практически невероятным событиям.

      338. В случае применения на ВС систем ограничения предельных режимов, воздействующих на рычаги и органы управления, должна быть предусмотрена возможность, в случае отказа этих систем, их "пересиливания" пилотом, при этом усилия пересиливания должны быть выбраны с учетом требований пунктов 121, 122 настоящих Норм.

56. Система балансировки

      339. Скорости и диапазоны перемещения триммерных механизмов, управляемого и переставного стабилизатора от систем ручной и автоматической (не относящейся к автопилоту) балансировки должны быть ограничены значениями, при которых обеспечивается:
      нормальное, без раскачки, пилотирование ВС пилотом;
      исключение возможности возникновения ситуации хуже, чем усложнение условий полета, в случае любого отказа в системах управления триммерными механизмами, управляемым и переставным стабилизатором.
      Если диапазоны перемещения триммерных механизмов и стабилизатора таковы, что при отказе триммерных механизмов или стабилизатора в крайнем положении или при отказе их систем управления, в том числе вызывающих перемещение их в крайнее положение, не обеспечивается парирование отказа одним пилотом, продолжение полета и выполнение посадки, такие отказы системы управления триммерами и стабилизатором должны относиться к практически невероятным событиям.

57. Электродистанционная система управления

      340. Конструкция системы электродистанционного управления рулями ВС должна отвечать требованиям. Не обеспечивающая выполнение требований глав 52 и 53 настоящих Норм электродистанционная система управления должна быть резервирована механическим управлением.

      341. При переходе с электродистанционного управления на механическое резервное управление величины усилий на рычагах управления не должны превышать указанные в настоящих Нормах. При этом должна исключаться возможность возникновения аварийной ситуации.

      342. Электрическое питание электродистанционной системы управления, если она не резервирована механическим управлением, должно имегь резервирование, исключающее полное (даже кратковременное) обесточивание.

      343. Электродистанционная система управления, использующая слаботочные сигналы (если она не резервирована механическим управлением), должна сохранять работоспособность в условиях различного рода внешних воздействий (например, электромагнитных полей, статических разрядов, ударов молний, вибраций и т.д.).

58. Системы управления закрылками, предкрылками и
аэродинамическими средствами торможения

      344. Системы управления закрылками, предкрылками и аэродинамическими средствами торможения должны отвечать требованиям. Указатели и (или) сигнализаторы положения закрылков и предкрылков рекомендуется располагать вблизи рукояток управления закрылками и предкрылками. Указатели должны иметь отметки рекомендуемых положений.

      345. Скорость отклонения закрылков и предкрылков должна быть ограничена значением, исключающим возможность возникновения особой ситуации при их выпуске и уборке.

      346. Движение закрылков и предкрылков на противоположных крыльях должно быть синхронизировано, если при несимметричном их отклонении возникает особая ситуация. При применении средств синхронизации должны предусматриваться меры, исключающие возможность возникновения ситуации хуже аварийной при любом отказе в средстве синхронизации, приводящем к несимметричному отклонению закрылков и предкрылков.

      347. При применении электродистанционных систем для управления закрылками, предкрылками и аэродинамическими средствами торможения при одном или двух последовательных отказах в этих системах не должно происходить самопроизвольного отклонения поверхностей управления, приводящего к ситуации хуже аварийной.

59. Элементы системы управления

      348. Размещение механизмов, тяг, тросов, цепей и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями и трения подвижных деталей системы управления об элементы конструкции ВС, а также попадание в систему посторонних предметов. Должны предусматриваться меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления.

      349. В системах управления рулями, элеронами, интерцепторами и стабилизатором должна предусматриваться возможность контроля длины винтовой нарезки и глубины завинчивания тендеров тросов и регулируемых тяг.

      350. Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы изменения в натяжении тросов во всем рабочем диапазоне их перемещения в ожидаемых условиях эксплуатации не ухудшали характеристик управляемости ВС.

      351. Ролики и барабаны тросовой системы должны быть снабжены предохранительными устройствами, предотвращающими сход тросов. Каждый ролик должен находиться в плоскости троса в пределах не более + 3 ^о для исключения трения троса о реборду ролика.

      352. Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки. Ограничители углов отклонения органов управления должны располагаться вблизи рулевых поверхностей или на бустерах.

      353. Если ВС имеет устройство для стопорения рулей, элеронов и стабилизатора (при управляемом и переставном стабилизаторе) при стоянке его на земле, должны быть исключены возможность вылета ВС с застопоренными рулями, элеронами и стабилизатором, а также самопроизвольное включение устройства в полете. В случае применения внешних устройств стопорения рулей (например, струбцин) также должны быть приняты меры, исключающие вылет ВС с застопоренными рулями. На ВС с необратимым бустерным управлением демпфирование рулевых поверхностей при ветровых возмущениях на стоянке должно, как правило, обеспечиваться силовыми приводами.

      354. Конструкция систем управления должна быть такой, чтобы исключалась возможность неправильного монтажа, сборки и регулировки при техническом обслуживании, а также неправильного функционирования.

      355. Назначенный ресурс из условий функционирования в заявленных ожидаемых условиях эксплуатации систем управления ВС должен быть установлен по результатам лабораторных испытаний на стендах функционирования. Программы лабораторных испытаний должны учитывать условия функционирования систем.

60. Шасси ВС

      356. Шасси ВС должно обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
      1) управляемость ВС при разбеге, пробеге, рулении, маневрировании и буксировке;
      2) возможность разворотов ВС на 180 ^о на взлетно-посадочных полосах аэродромов заданного класса;
      3) амортизацию динамических нагрузок, возникающих при рулении, разбеге и пробеге.

      357. Шасси и его створки должны автоматически надежно фиксироваться в выпущенном и убранном положениях таким образом, чтобы была исключена возможность самопроизвольного выпадения шасси и открытия либо закрытия створок при допустимых эксплуатационных перегрузках и складывания при движении ВС по земле, в том числе при его буксировке.

      358. Шасси должны иметь устройство, позволяющее производить буксировку ВС с максимальной допустимой рулежной массой, оговоренной Руководством по летной эксплуатации, по искусственному покрытию или грунту с прочностью не менее допустимой (в зависимости от класса аэродрома).

      359. Система уборка шасси должна иметь блокировку, исключающую возможность уборки шасси на земле.

      360. Управление уборкой и выпуском всех опор шасси должно быть простым и осуществляться одним управляющим органом, имеющим фиксацию всех положений. Конструкция фиксирующего устройства управляющего органа должна исключать возможность непреднамеренных выпуска и уборки шасси. Количество элементарных операций, потребных для выполнения выпуска или уборки шасси, должно быть не более двух, включая перемещение предохранительного устройства.

      361. Характеристики колес, тормозов и шип шасси должны соответствовать взлетно-посадочным характеристикам ВС и обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
      1) длительные стоянки с заторможенными колесами и руление ВС с максимальной допустимой рулежной массой;
      2) взлеты с максимально допустимыми взлетными массами и скоростью;
      3) посадки с максимально допустимыми посадочными массами и скоростью при интенсивном торможении без перегрева элементов колес, тормозов и шин, имеющих температурные ограничения;
      4) прерванные взлеты с максимальной допустимой взлетной массой при интенсивном торможении колес без их разрушения и воспламенения в процессе прерванного взлета;
      5) посадки с отказавшей механизацией крыла, предусмотренные Руководством по летной эксплуатации, при интенсивном торможении колес без их разрушения и воспламенения в процессе выполнения пробега.

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

      363. Характеристики тормозов в течение всего установленного назначенного ресурса тормоза и колеса должны обеспечивать выполнение требований.

      364. Колебания величин фрикционных усилий в тормозах и эксплуатационный дисбаланс колес и шин не должны вызывать вибрации конструкции ВС, приводящей к ухудшению условий работы экипажа.

      365. Все тормозные колеса должны быть оборудованы сигнализаторами превышения предельных температур. Колеса с бескамерными шинами должны иметь устройства, предохраняющие шины от температурного разрушения.

      366. При допустимом износе шин, указанном в Руководстве по технической эксплуатации, в ожидаемых условиях эксплуатации должны обеспечиваться характеристики управляемости и устойчивости ВС на земле, предусмотренные в настоящих Нормах.

      367. ВС должен быть оборудован системой для аварийного выпуска шасси и его фиксации в полностью выпущенном положении. Эта система должна быть сконструирована так, чтобы она могла надежно выполнять свои функции после отказа основной системы выпуска либо источников ее энергопитания.

      368. ВС должен быть оборудован сигнализацией о необходимости выпуска шасси, положения опор шасси и не фиксации хотя бы одной из опор шасси в выпущенном положении.

      369. Сигнализация о необходимости выпуска шасси, если они не выпущены, должна осуществляться по двум каналам, работающим независимо друг от друга:
      по скоростному каналу, работающему при достижении заданной скорости полета и меньше и при положении рычагов управления двигателями (РУД) всех двигателей ниже заданного.
      Примечание. Величина заданной приборной скорости должна устанавливаться применительно к каждому конкретному типу ВС и обеспечивать срабатывание сигнализации при заходе на посадку на ВС с не отклоненной посадочной механизацией с учетом возможных вариаций посадочной массы, погрешностей датчика скорости и отклонений в технике пилотирования. Верхний предел заданной скорости должен определяться исключением возможности ложного срабатывания сигнализации в полете по кругу. Заданное положение рычагов управления двигателями для каждого конкретного типа ВС должно исключать срабатывание сигнализации в процессе взлета и ухода на второй круг, в то же время это положение должно обеспечивать срабатывание сигнализации при заходе на посадку с одним (двумя) неработающим двигателем, на ВС с двумя и тремя (четырьмя) двигателями соответственно;
      по каналу посадочной механизации, работающему в процессе отклонения посадочной механизации (при наличии управляющего сигнала в канале выпуска посадочной механизации).

      370. Световая сигнализация о необходимости выпуска шасси и не фиксации хотя бы одной из опор шасси в выпущенном положении должна осуществляться световым табло "Шасси выпусти" (категория предупреждающих сигналов) в проблесковом режиме работы. При наличии на ВС централизованной системы сигнализации световое табло "Шасси выпусти" должно работать в постоянном режиме и располагаться на общей панели предупреждающих сигналов. При оборудовании ВС блоком речевых команд рекомендуется в качестве звуковой сигнализации предусмотреть команду "Шасси выпусти".

      371. Световая сигнализация о положении шасси должна осуществляться светосигнализаторами выпущенного положения каждой опоры шасси (категория уведомляющих сигналов) и промежуточного положения каждой опоры шасси (категория предупреждающих сигналов). При фиксации каждой опоры шасси в убранном положении световая сигнализация о положении шасси должна отсутствовать (светосигнализаторы не должны светиться).

      372. Цвет и яркость световых сигналов должны соответствовать требованиям.

      373. Должна быть предусмотрена возможность контроля ламп светосигнализаторов и светового табло "Шасси выпусти", а также возможность замены перегоревших ламп и предохранителя в полете.

      374. Должно быть обеспечено электропитание сигнализации шасси от бортового аварийного источника.

61. Системы торможения колес

      375. Системы торможения колес ВС должны обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
      1) надежное торможение колес при стоянке, рулении, маневрировании, пробеге, прерванном взлете, буксировке и перед страгиванием;
      2) возможность одновременного, а также дифференцированного торможения тормозных колес основных опор шасси;
      3) затормаживание колес всех опор шасси после отрыва (при необходимости);
      4) фиксированное торможение ВС на стоянке.

      376. В случае разрушения трубопроводов одного или нескольких тормозов колес величина утечки рабочей жидкости из гидросистемы должна ограничиваться таким образом, чтобы обеспечивалось сохранение работоспособности тормозов остальных колес.

      377. Управление тормозами колес должно быть простым, удобным и не препятствовать выполнению других операций по управлению ВС.

      378. Системы торможения колес должны приводиться в действие только перемещением управляющих органов (педалей, гашеток) без каких-либо подготовительных или контрольных операций за исключением перехода на режим форсированного торможения, при котором допускается одна дополнительная операция.

      379. Передача управления тормозами от одного пилота к другому должна быть простой и не требовать никаких ручных переключений.

      380. Должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность посадки ВС с заторможенными колесами, или должно быть показано, что посадка с заторможенными колесами не приводит к ситуации хуже сложной.

      381. Система торможения колес должна быть резервирована так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации единичный отказ или разрушение любого элемента системы и источников ее энергопитания при использовании всех рекомендованных Руководством по летной эксплуатации средств торможения не приводили к увеличению тормозного пути более чем в 1,5 раза при отказе на любой скорости, при которой допускается включения тормозов.
      Резервирование может осуществляться применением независимых параллельно работающих систем либо, аварийной системой, имеющей изолированные (автономные) источники энергопитания.

      382. В случае если источники энергопитания резервной системы торможения являются ограниченными, должно обеспечиваться количество полных торможений, достаточное для остановки ВС при пробеге и сруливания его с взлетно-посадочной полосы по методике, рекомендованной Руководством по летной эксплуатации.

      383. Пользование резервной и аварийной системами не должно вызывать "юза" колес, приводящего к разрушению шин, во всем эксплуатационном диапазоне скоростей ВС на рулении, посадке и прерванном взлете.

      384. Установившееся давление в тормозах колес при торможении, как от основной, так и от резервной систем при неработающей противогазовой автоматике должно быть приблизительно пропорционально рабочему ходу управляющих органов и прилагаемому к ним усилию.
      Пользование управляющими органами системы торможения во всех предусмотренных режимах ее работы не должно требовать от пилота приложения чрезмерных усилий.

      385. Для ВС всех типов время затормаживания и растормаживания колес от основной и резервных систем должно определяться из условий обеспечения приемлемых характеристик торможения и управляемости ВС на рулении и пробеге, а для ВС с неуправляемой передней опорой - и на разбеге. При этом максимальное время полного затормаживания и растормаживания колес не должно превышать 1,5 секунд в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Примечание. После длительной стоянки перед выруливанием при температуре наружного воздуха ниже минус 30 ^о для обеспечения требуемого быстродействия тормозной системы допускается ее прокачка включением тормозов.

      386. Холостой ход управляющих органов систем торможения должен быть не более 25 % от общего хода и выбираться с меньшим, чем при начальном рабочем ходе, усилием.

      387. Наличие противогазового устройства в основной тормозной системе обязательно, если не доказано, что при торможении не происходит разрушения шин и ухудшения характеристик управляемости ВС при движении по земле в ожидаемых условиях эксплуатации.

      388. Система управления тормозами должна иметь контрольные приборы и сигнализацию, позволяющие удостовериться в исправности системы и информирующие экипаж о возникновении отказов.
      Если предусмотрено автоматическое изменение режимов работы системы, не связанное с включением специальных рычагов управления или ступенчатых загружателей, должна предусматриваться световая сигнализация указанного изменения.

62. Гидравлические и пневматические системы

      389. Гидравлические и пневматические системы должны быть сконструированы таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось надежное выполнение функций питания приводов, входящих в другие системы ВС, на всех режимах, на которых работа указанных приводов предусматривается.

      390. Мощность источников давления гидравлических и пневматических систем должна быть достаточной для обеспечения работоспособности системпотребителей при наиболее неблагоприятном сочетании их одновременной работы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации. Когда часть этой мощности снимается с аккумулятора, его энергоемкость должна быть достаточной для выполнения потребного числа рабочих циклов (операций) с необходимыми интервалами времени между ними.

      391. В кабине экипажа должны быть предусмотрены:
      средства контроля давления в каждой системе;
      сигнализация или средства контроля количества рабочей жидкости и давления наддува в гидробаке;
      сигнализация об отказе каждой системы;
      сигнализация (контроль) включения аварийных источников.

      392. Должны быть предусмотрены меры, исключающие превышение давления в системе на различных режимах работы (в том числе при переходных процессах, при тепловом объемном расширении жидкости или газа, при отказе любого из элементов системы, а также в процессе ее проверки) сверх давления опрессовки элементов системы.

      393. Гидравлические и пневматические системы не должны вызывать пожара или взрыва на ВС и должны удовлетворять применимым к ним требованиям пожарной безопасности.

      394. Для защиты агрегатов систем от отказов и неисправностей по причине загрязнения жидкости (газа) системы должны быть оборудованы фильтрами очистки с отсечными и перепускными устройствами. В пневмосистеме с источниками питания от компрессоров, кроме того, должны быть предусмотрены отстойники для удаления из газа воды и масла.

      395. Элементы гидравлических и пневматических систем должны быть выполнены, установлены или (и) защищены таким образом, чтобы в случае утечки:
      1) токсичная гидрожидкость или ее пары в установленной концентрации не могли проникнуть в кабины экипажа и пассажиров;
      2) попадание нетоксичной жидкости в кабины экипажа и пассажиров не приводило к ситуации хуже усложнения условий полета.

      396. Если гидронасос имеет привод от двигателя ВС, то любой возможный отказ гидронасоса, включая отказ из-за отсутствия рабочей жидкости, не должен приводить к нарушению работоспособности двигателя.

      397. Гидравлические и пневматические системы должны быть выполнены по принципу резервирования. Кратность резервирования гидравлических и пневматических систем должна определяться требованиями, предъявляемыми к обслуживаемым ими потребителям, с целью обеспечения выполнения требований (в части питания потребителей).

      398. Должны проводиться испытания агрегатов, соединительной арматуры и трубопроводов систем на герметичность, на прочность и плотность (опрессовка) и на разрушение, а также испытания системы на герметичность.
      Примечание: Агрегаты систем, подвергающиеся нагрузке, комбинированной из давления рабочего тела и из внешних нагрузок, должны испытываться с учетом последних.

63. Пассажирские кабины, багажно-грузовые отсеки и
грузовые кабины воздушного судна

      399. Настоящие требования распространяются на пассажирские кабины, багажно-грузовое и грузовое оборудование.

      400. Багажно-грузовые отсеки и грузовые кабины должны оборудоваться средствами крепления (швартовки) багажа и груза, отвечающими требованиям.

      401. Технологические люки в пассажирской кабине, доступные пассажирам, должны открываться только специальным приспособлением (инструментом).

      402. Конструкция полов в буфетах, кухнях, туалетах и вестибюлях (в районе входных дверей) должна быть влагонепроницаемой.

      403. Системы водоснабжения и канализации, установленные на ВС, должны быть изготовлены из коррозионностойких материалов, и исключать попадание влаги в конструкцию, агрегаты и коммуникации ВС. Система водоснабжения не должна ухудшать качество воды (заправленной).

      404. Полы багажно-грузовых отсеков и грузовых кабин ВС должны оборудоваться средствами защиты, сводящими к минимуму возможность проникновения жидкости из этих отсеков и кабин в другие отсеки ВС.
      Должна быть предусмотрена возможность контроля и удаления жидкости и влаги при случайном их попадании на конструкцию ВС. Агрегаты и коммуникации в зоне багажно-грузовых отсеков должны быть защищены от попадания жидкости и влаги.

      405. Входные двери, аварийные выходы и загрузочные люки должны оборудоваться запирающими устройствами, исключающими самопроизвольное, а также и непреднамеренное их открытие.

      406. Входные двери, аварийные выходы и загрузочные люки должны оборудоваться сигнализацией закрытого (открытого) положения, а также индикацией положения запирающих устройств.

64. Герметические кабины, системы кондиционирования и
регулирования давления воздуха

      407. Система кондиционирования воздуха должна соответствовать требованиям по расходу, давлению и скорости его изменения, температуре, влажности, газовому составу и скорости движения воздуха в кабине в ожидаемых условиях эксплуатации на земле, а также на всех этапах и режимах полета.
      Требования распространяются на ВС как с герметическими, так и с негерметическими кабинами.

      408. Воздух в кабине ВС, в том числе на выходе из системы кондиционирования воздуха, должен отвечать следующим санитарно-гигиеническим требованиям. Содержание окиси углерода не должно быть выше 20 мг/м ³ , окислов азота - 5 мг/м ³ , паров топлива (в пересчете на углерод) - 300 мг/м ³ , ароматических углеводородов - 5 мг/м ³ , паров и аэрозолей синтетических смазочных масел - 2 мг/м ³ , паров и аэрозолей минеральных смазочных масел 5 мг/м ³ , фторорганических соединений - 0,5 мг/м ³ (в пересчете на фтористый водород), формальдегида - 0,5 мг/м ³ , альдегидов (суммарно) - 0,6 мг/м ³ . Средневзвешенная концентрация озона в воздушной среде кабины на высотах свыше 7000 м с продолжительностью полета до трех часов, включая время набора высоты и снижения, не должна превышать
0,2 мг/м ³ .
      При продолжительности полета свыше трех часов средневзвешенная концентрация озона в воздушной среде кабины не должна превышать 0,1 мг/м ³ за все время полета.
      При совместном присутствии в воздухе кабины двух или нескольких веществ однонаправленного биологического действия сумма отношений фактических концентраций каждого из них по их предельно допустимым концентрациям не должно быть выше единицы. Не допускается присутствие других вредных веществ, влияющих на работоспособность и здоровье экипажа и пассажиров.

      409. Наддув кабины должен осуществляться не менее чем от двух источников сжатого воздуха. При этом система кондиционирования воздуха должна состоять не менее чем из двух независимых подсистем. При выходе из строя одной из них или при прекращении подачи воздуха от 50% источников сжатого воздуха температура в кабине не должна падать ниже +5 ^о С и не должна превышать значений в зависимости от времени работы системы после возникновения отказа, приведенных на графике (рис. 21). При отказе 50% источников сжатого воздуха должна обеспечиваться подача его от оставшихся источников ко всем потребителям.

      Рис.21.
      см. бумажный вариант

      410. Температура воздуха в кабине экипажа и в пассажирской кабине должна задаваться независимо. Изменение параметров воздуха, подаваемого в одну из них, не должно приводить к изменению параметров воздуха в другой. Указанное требование не является обязательным при одновременном выполнении следующих условий:
      1) общий объем кабины экипажа и пассажирской кабины не превышает 23 м ³ ;
      2) система подачи воздуха в кабины и воздухообмена между ними обеспечивает температуру в кабинах экипажа и пассажиров, с разницей не более 3 ^о С;
      3) экипажу обеспечена возможность регулирования температуры в кабине.

      411. 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 секунд.

      412. Питание электрических приводов запорных устройств системы кондиционирования воздуха, агрегатов системы регулирования давления и распределителей, регулирующих температурный режим и подачу воздуха в кабину.

      413. Размещение трубопроводов и агрегатов системы кондиционирования воздуха должно быть таким, чтобы при их возможном разрушении воздействие горячего воздуха с температурой более 200 ^о С на элементы конструкции и другие системы ВС не приводило к ситуации хуже сложной.

      414. Конструкция теплозвукоизоляции кабины ВС должна выполняться таким образом, чтобы максимально сократить скапливание в ней влаги. Должны быть приняты меры для предотвращения накопления влаги в фюзеляже.

      415. Все агрегаты систем кондиционирования и регулирования давления должны быть работоспособны:
      1) в условиях максимальных возможных вибраций в месте их установки (пункты 1077-1078);
      2) при крайних значениях температуры рабочей среды в месте их установки (пункты 1077-1078);
      3) при температуре и влажности окружающего воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации и пунктов 1077-1078.

      416. 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 12 кг/ч, а на каждого члена экипажа не менее 24 кг/ч.

      417. Снижение относительной влажности воздуха в кабине не должно оказывать вредного воздействия на экипаж.

      418. На всех этапах полета должно обеспечиваться поддержание в кабинах ВС установившейся температуры воздуха в пределах 17-25 ^о С.
      Указанные значения температуры воздуха должны достигаться не более чем через 20 мин после взлета при условии наземной подготовки.

      419. На земле в ожидаемых условиях эксплуатации при пониженных температурах наружного воздуха система кондиционирования воздуха должна обеспечивать температуру воздуха в кабинах не ниже +10 ^о С; при повышенных температурах наружного воздуха (более 33 ^о С) система должна обеспечивать снижение температуры в кабинах на 8 ^о С по сравнению с наружной. Не допускается сосредоточенная подача воздуха в кабину.

      420. Температура отдельных поверхностей интерьера, до которых могут дотронуться пассажиры и члены экипажа, не должна превышать +50 ^о С или быть ниже +5 ^о С.

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

      422. Система кондиционирования воздуха должна иметь средства сигнализации, предупреждающие экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений.

      423. Для герметической кабины должны быть заявлены максимальное избыточное давление (положительное и отрицательное), допустимое любым ограничивающим давление устройством, максимальное эксплуатационное (рабочее) избыточное давление и максимальная высота полета. Эти ограничения должны быть указаны в эксплуатационной документации.
      Примечание. Под герметической кабиной подразумевается наддуваемый объем фюзеляжа ВС, в котором поддерживается избыточное, т.е. повышенное по отношению к внешней атмосфере, и регулируемое по определенной программе давление воздуха.

      424. В ожидаемых условиях эксплуатации барометрическая высота в гермокабине не должна быть более 2400 метров во всем диапазоне высот полета.

      425. Герметическая кабина, устройства подачи воздуха и система регулирования давления должны быть сконструированы таким образом, чтобы в случае их отказа или неисправности пассажиры не подвергались опасности, при этом:
      1) высота в кабине не должна превышать 3000 метров после любого умеренно вероятного отказа;
      2) высота в кабине не должна превышать 4500 метров после любого маловероятного отказа.
      При этом должно быть показано, что, применяя предусмотренные Руководством по летной эксплуатации процедуры, возможно:
      уменьшить высоту в кабине до 2400 метров на оставшуюся часть полета или обеспечить кислородное питание для находящихся на борту лиц и завершить полет.

      426. При любых умеренно вероятных отказах системы кондиционирования воздуха и системы регулирования давления воздуха в гермокабине скорость изменения давления воздуха в гермокабине не должна превышать 5 мм рт. ст./с на повышение давления и 10 мм рт. ст./с на понижение.

      427. На всех режимах полета, предусмотренных в Руководстве по летной эксплуатации, система регулирования давления воздуха в гермокабине должна автоматически ограничивать максимальное положительное избыточное давление при максимальной подаче воздуха в кабину и максимальный обратный перепад давления при отсутствии подачи.

      428. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна обеспечивать экипажу возможность в особых ситуациях снизить избыточное давление в герметической кабине до величины, обеспечивающей безопасное открытие входных дверей, аварийных люков и форточек. Должна быть предусмотрена защита от непреднамеренного включения разгерметизации.

      429. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна предотвращать в случае аварийной посадки ВС на воду попадание ее внутрь гермокабины через выпускные клапаны, если они расположены ниже ватерлинии.

      430. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна иметь средства сигнализации, предупреждающие экипаж о приближении к эксплуатационным ограничениям по избыточному давлению в кабине и высоте в ней.

65. Кислородные системы

      431. ВС с негерметической кабиной.
      Для ВС с негерметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании того, что барометрическая высота в кабине равна высоте полета.

      432. ВС с герметической кабиной.
      Для ВС с герметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании предположения, что разгерметизация кабины случится на высоте и в пункте полета, которые являются самыми критическими с точки зрения необходимости в кислороде, и что после разгерметизации кабины ВС снизится без превышения его эксплуатационных ограничений до безопасной высоты и продолжит полет в соответствии с Руководством по летной эксплуатации, на высоте, позволяющей достигнуть места безопасной посадки с учетом остатка топлива.
      После разгерметизации кабины барометрическая высота в кабине принимается равной высоте полета, если только не доказано, что отказное состояние, не отнесенное к практически невероятному, не приведет к выравниванию высоты в кабине с высотой полета. Достигаемая при этом максимальная высота в кабине, которая не должна превышать 12000 метров, принимается в качестве основания для сертификации и определения запаса кислорода.
      Примечание: В качестве доказательства невозможности выравнивания высоты в кабине с высотой полета принимаются материалы расчетов, стендовых и летных испытаний, представляемые изготовителем.

      433. Кислородное оборудование предназначено:
      для защиты экипажа, бортпроводников и пассажиров от кислородного голодания;
      для защиты экипажа от действия на глаза и органы дыхания дыма, окиси углерода (угарного газа) или других вредных газов;
      для профилактического питания кислородом экипажа;
      для терапевтического питания кислородом пассажиров.

66. Количество кислорода на ВС

      434. Количество кислорода для экипажа.

      435. На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 метров до 3600 метров включительно кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 минут.

      436. На ВС с негерметической кабиной и высотой полета выше 3600 метров (но не более 6000 метров) кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации в течение всего полета на этой высоте.

      437. На ВС с герметической кабиной и высотой полета более 3000 метров для случая разгерметизации кабины должно быть предусмотрено кислородное питание, но не менее чем на 2 часа полета.

      438. Для уменьшения утомляемости экипажа при продолжительности полета более 4 часов на ВС с герметичной и негерметичной кабинами должно быть предусмотрено профилактическое кислородное питание.
      Запас кислорода определяется расчетом, исходя из того, что производится питание чистым кислородом в течение 10 минут через каждые два часа полета и перед снижением со средней легочной вентиляцией - 10 л/мин.
      Примечание. Для ВС с герметической кабиной потребное количество кислорода рассчитывается только для первой половины продолжительности полета на максимальную дальность.

      439. Количество кислорода для пассажиров и бортпроводников.
      На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 метров до 4200 метров включительно должно обеспечиваться кислородным питанием 10 % пассажиров от общего количества мест и все бортпроводники в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 минут.
      На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 4200 метров до 4500 метров включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 30 % пассажиров и все бортпроводники в течение всего полета на указанных высотах.
      На ВС с негерметической кабиной и высотой полета выше 4500 метров (но не более 6000 метров) кислородным питанием должны обеспечиваться все пассажиры и бортпроводники в течение всего полета на этих высотах.
      Примечание: Количество кислорода, необходимое для каждого отдельного полета, должно, по меньшей мере, равняться количеству кислорода, рассчитанному на основании требований, с учетом не вырабатываемого остатка кислорода, определяемого конструкцией оборудования.
      На ВС герметической кабиной при высоте в кабине, определенной в соответствии с пунктом 432, кислородным питанием должны обеспечиваться:
      1) все лица, находящиеся в пассажирской кабине, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 4500 метров;
      2) не менее 30 % лиц, занимающих пассажирскую кабину, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 4200 метров до 4500 метров включительно;
      3) не менее 10 % лиц, находящихся в пассажирской кабине, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 3000 метров до 4200 метров включительно.
      При применении аварийной кислородной системы для пассажиров общее количество кислорода должно быть рассчитано на не менее чем 10 минут потребления всеми лицами, находящимися в пассажирской кабине, включая бортпроводников.
      Для ВС с герметической кабиной должно быть обеспечено терапевтическое питание для 2 % пассажиров, но не менее одного пассажира в течение всего полета после разгерметизации кабины при высоте более 2400 метров. Питание должно обеспечиваться минимум от двух точек. При этом может учитываться запас кислорода, требуемый для защиты бортпроводников от дыма.

67. Источники снабжения кислородом

      440. Подача кислорода членам экипажа и пассажирам должна осуществляться от раздельных источников. В случае применения общего источника должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие резервирование необходимого количества кислорода для членов экипажа, находящихся на своих рабочих местах.
      Для удовлетворения требований по обеспечению кислородным питанием экипажа и пассажиров могут применяться также переносные кислородные источники.

      441. В случае применения химического источника кислорода (генератора) в стационарной системе или в качестве переносного он должен быть спроектирован и установлен в соответствии со следующими требованиями:
      1) генератор должен быть пожаровзрывобезопасным;
      2) должна быть предусмотрена возможность визуального отличия нормального (рабочего) состояния источника от состояния после срабатывания;
      3) должно быть предупреждение о нагреве вследствие работы источника, если температура поверхности источника или устройств для его размещения и крепления, до которых может дотронуться член экипажа или пассажир, может достигать 40 ^о С и более.

68. Кислородное оборудование для экипажа

      442. Кислородное оборудование для защиты экипажа от кислородного голодания.
      Кислородное оборудование (регуляторы подачи, кислородные приборы, кислородные маски) членов экипажа должно быть легочно-автоматического типа с возможностью ручного переключения на смесь кислорода с воздухом и на чистый кислород. Должна также предусматриваться аварийная подача кислорода.
      Кислородное оборудование каждого члена экипажа, находящегося на своем рабочем месте, во время полета должно находиться в состоянии полной готовности.
      Каждый член экипажа, находящийся на рабочем месте, должен снабжаться кислородной маской, по возможности универсальной по размерам, плотно прилегающей к лицу, имеющей соответствующее крепление, удерживающее ее в нужном положении на лице.
      Кислородная маска при ее использовании должна:
      позволять члену экипажа без затруднений выполнять свои обязанности в полете;
      позволять вести внешнюю и внутреннюю радиосвязь.
      На ВС с высотой полета до 9000 метров маска каждого члена экипажа должна находиться в таком месте и состоянии, которые позволяют ему достать ее со своего рабочего места и легко применить.
      На ВС с высотой полета более 9000 метров у каждого члена экипажа должна находиться кислородная маска, которая с помощью одной руки может быть надета на лицо не более чем за 5 секунд.

      443. Кислородное оборудование для защиты экипажа от дыма, окиси углерода и других вредных газов (дымозащитное оборудование).
      На ВС на рабочих местах каждого члена экипажа должно быть установлено оборудование для защиты членов экипажа от воздействия на органы дыхания и глаза дыма, окиси углерода и других вредных газов во время исполнения своих обязанностей в кабине экипажа. Для этих целей для каждого члена экипажа должен быть предусмотрен запас кислорода не менее 300 литров, приведенных к расчетным условиям (давление 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар), температура 20 ^о С).
      Кислородная маска, используемая для защиты органов дыхания, должна отвечать требованиям и быть пригодной для ее применения с дымозащитными очками. Может также использоваться маска, закрывающая все лицо.
      Очки и маска, предназначенные для защиты глаз, не должны препятствовать выполнению предписанных функций с точки зрения ограничения поля зрения, запотевания стекол, искажения рассматриваемых предметов и их цвета, а также должны позволять применять очки с диоптрийной коррекцией, имеющие оправу установленного образца.
      Для перемещения в разгерметизированной кабине или задымленных отсеках должен быть предусмотрен переносной кислородный прибор (блок) легочного автоматического типа с источником, емкостью не менее 300 литров, приведенных к нормальным расчетным условиям (давление 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар), температура 20 ^о С). Прибор (блок) должен быть оборудован дымозащитной маской, закрывающей все лицо, и размещен в кабине экипажа.

69. Кислородное оборудование для пассажиров и бортпроводников

      444. Аварийное кислородное оборудование.
      Для защиты от кислородного голодания пассажиров на ВС должны применяться стационарные кислородные системы или переносное оборудование. При этом должны быть использованы кислородные маски непрерывной подачи, достаточно плотно прилегающие к лицу, имеющие простое крепление, удерживающее маску в нужном положении. Переносные кислородные приборы могут быть приспособлены для одновременного подключения к ним 2-4 масок.
      На воздушных судах с герметической кабиной при высоте в кабине более 4500 метров, определенной в соответствии с пунктом 432, общее число кислородных точек (штуцеров и масок) должно превышать число мест на ВС не менее чем на 10 %. Кислородные точки должны располагаться вблизи каждого места пассажира, а также по возможности равномерно по всей кабине. После подачи масок они должны находиться в поле обзора и в зоне досягаемости пассажиров, находящихся на своих местах. В каждой туалетной и умывальной комнатах должно быть установлено по две кислородные точки.
      Подача кислорода пассажирам после разгерметизации кабины производится в соответствии с нижеследующим:
      при высоте в кабине более 4200 ⁺³⁰⁰ метров все кислородные маски автоматически подаются, кислород подведен, но подачи нет. Подача кислорода начинается одновременно с надеванием маски;
      при высоте в кабине 4200 ⁺³⁰⁰ метров и ниже приведение в действие кислородных масок производится бортпроводником.

      445. Терапевтическое кислородное оборудование.
      Терапевтическое питание пассажиров кислородом должно обеспечиваться с помощью переносных кислородных приборов (блоков) или кислородных точек стационарной системы.

      446. Кислородное переносное оборудование бортпроводников.
      Каждый бортпроводник, занятый оказанием помощи пассажирам после разгерметизации кабины, должен быть обеспечен маской с переносным кислородным прибором (блоком) с запасом кислорода не менее чем на 15 минут питания. Бортпроводники, на которых согласно Руководства по летной эксплуатации возложены функции оказания помощи пассажирам при задымлении кабины, должны быть дополнительно обеспечены дымозащитными масками. Прибор с подстыкованной к нему дымозащитной маской должен соответствовать требованиям и должен быть установлен в месте, легкодоступном для бортпроводника.

70. Безопасность использования и размещения кислородного
оборудования на воздушном судне

      447. В стационарной кислородной системе должно быть предусмотрено устройство для стравливания кислорода из баллонов за борт в случае аварийного повышения давления при пожаре.

      448. При размещении кислородного оборудования на ВС должны быть выполнены следующие требования:
      Элементы кислородного оборудования не должны располагаться в пожароопасной зоне и должны быть защищены от нагрева, распространяющегося за пределы такой зоны.
      Элементы кислородного оборудования должны устанавливаться таким образом, чтобы вытекающий наружу кислород, как при нормальной их работе, так и в случае поломки не мог вызвать воспламенения скопления масел, жидкостей или паров, имеющего место при нормальной работе, отказе или поломке какого-либо другого оборудования.
      Элементы кислородного оборудования должны быть удалены от элементов электрооборудования, содержащих негерметичные источники искрообразования.
      Источники кислорода и трубопроводы, соединяющие источники кислорода с перекрывными и редуцирующими устройствами, должны размещаться так, чтобы свести к минимуму возможность и опасность их разрушения при аварийной посадке.

71. Эксплуатация кислородного оборудования

      449. Конструкция кислородного оборудования и его размещение на ВС должны обеспечивать удобство пользования управляющими и контролирующими органами в полете и доступ к элементам кислородного оборудования при его обслуживании.
      Источники кислорода, находящиеся на ВС, должны иметь устройства контроля запаса кислорода. Для контроля запаса кислорода в стационарных кислородных системах такие устройства должны быть расположены также в кабине экипажа.

      450. Должно быть предусмотрено устройство, позволяющее членам экипажа контролировать подачу кислорода в маску.

      451. Все кислородные маски должны быть приспособлены для легкой очистки и дезинфекции. Желательно, чтобы для кислородных масок членов экипажа эти операции могли быть выполнены с помощью специальной бортовой аптечки.

      452. На воздушных судах оборудованных аварийной кислородной системой, перед полетом пассажирам должны быть сообщены и продемонстрированы правила и методы пользования кислородными масками. С этой целью на ВС должны быть предусмотрены демонстрационные маски и места их размещения.

72. Противообледенительная защита

      453. Характеристики и конструкция ВС, допускаемого для эксплуатации в условиях обледенения, должны обеспечивать безопасность полетов в условиях обледенения на всех эксплуатационных высотах и скоростях.

      454. Защита ВС должна обеспечиваться без возникновения особых ситуаций в диапазоне следующих условий длительного обледенения, приведенных в таблице 5.

                                                   Таблица 5.

      При предельных значениях водностей и температур допускаегся усложнение условий полета.
      Примечание: Под защитой понимается комплекс конструктивных, аэродинамических и иных мероприятий (включающих установку на ВС противообледенителыюй системы).

      455. Защита ВС должна обеспечиваться без возникновения сложной ситуации в следующих условиях кратковременного обледенения, приведенных в таблице 6 (при этом отказ силовой установки по причине обледенения не допускается).

                                                   Таблица 6.

      456. Противообледенительная система планера ВС должна проектироваться в соответствии с требованиями, а противообледенительная система силовых установок, датчиков приборов высотно-скоростных параметров (приемники воздушного давления, датчики углов атаки и скольжения и др.) и сигнализаторов обледенения - в соответствии с требованиями.
      При работе противообледенительной системы допускаются остаточные льдообразования на элементах планера и силовой установки, не приводящие к возникновению особых ситуаций.

      457. В случае применения на ВС противообледенительной системы, функционирование которой связано с работой двигателей, соответствие требованиям настоящей главы следует определять также и при отказе одного (критического) двигателя на любом этапе полета. При этом должно быть показано, что снижение эффективности противообледенительной системы не приводит к возникновению аварийной ситуации.

      458. ВС должен быть оборудован средствами сигнализации обледенения, обеспечивающими своевременное предупреждение экипажа, выдачу сигнала об обледенении в течение всего времени полета в условиях обледенения.
      При сертификации ВС должно быть показано, что характеристики, конструкция сигнализатора и место его установки на ВС обеспечивают выдачу сигнала о начале обледенения не позднее, чем произойдет образование льда толщиной до 0,5 миллиметра на эталонном цилиндре диаметром 10-15 миллиметров.
      Рекомендуется устанавливать на ВС визуальный указатель или интенсиметр обледенения, а также предусматривать автоматическое включение (управление) противообледенительной системой при обязательном наличии ее ручного включения и выключения.

      459. Должна быть обеспечена возможность проверки исправности и работоспособности противообледенительной системы на земле, а также контроль за ее работой в полете. Для членов экипажа днем и ночью должна быть обеспечена возможность прямого или косвенного контроля наличия льда на поверхностях и частях ВС. Конкретные поверхности и части, подлежащие визуальному контролю, определяются по результатам анализа в процессе проектирования и сертификации ВС.

      460. Работа противообледенительной системы не должна вызывать изменений летных характеристик ВС, приводящих к усложнению условий полета, и создавать помехи в работе навигационного и радиотехнического оборудования, превышающие допустимый уровень, установленный настоящими Нормами, а также вызывать нарушения в работе или отказ других систем ВС.

      461. Эксплуатация противообледенительной системы планера и двигателей должна обеспечиваться на всех эксплуатационных режимах работы двигателей в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.
      Возможное образование льда на элементах силовой установки и сброс льда, как при работающей противообледенительной системы, так и при запаздывании включения противообледенительной системы, не должны приводить к неблагоприятным последствиям.

      462. При попадании ВС в условия обледенения с неработающей противообледенительной системой планера должна быть обеспечена возможность завершения полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации без возникновения аварийной ситуации.

      463. Для ВС, имеющих не защищенные от обледенения отдельные несущие поверхности и другие элементы конструкции, должна быть обеспечена безопасность полета в условиях обледенения на всех эксплуатационных высотах и скоростях в соответствии с требованиями.

      464. В условиях обледенения не должно происходить заклинивания или повреждения льдом органов управления и механизации ВС.

      465. Для ВС, не предназначенных для полетов в условиях обледенения, должна быть обеспечена безопасность полета при непреднамеренном попадании в условия обледенения в течение времени, необходимого в соответствии с Руководством по летной эксплуатации для выхода из зоны обледенения без возникновения аварийной ситуации.
      На указанных воздушных судах рекомендуется предусматривать сигнализацию обледенения, а также защиту от обледенения силовых установок, остекления кабины экипажа, датчиков приборов высотно-скоростных параметров и др.

      466. Соответствие ВС требованиям настоящей главы, а также требованиям глав 9, 10, 13, 14 и 15, относящимся к полету в условиях обледенения, должно быть подтверждено расчетами и комплексом наземных и летных испытаний, включая испытания в условиях естественного обледенения. Рекомендуемый перечень испытаний:
      1) лабораторные и стендовые испытания отдельных частей ВС или их моделей в "сухом" воздухе и в условиях искусственного обледенения;
      2) испытания моделей ВС или его отдельных частей с имитаторами льда в аэродинамической трубе;
      3) летные испытания противообледенительной системы ВС в "сухом" воздухе;
      4) летные испытания ВС или его частей в контролируемых условиях искусственного обледенения;
      5) летные испытания ВС с имитаторами льда;
      6) летные испытания ВС в контролируемых условиях естественного обледенения.

73. Система сбора полетной информации

      467. Накопленная системой сбора полетная информация предназначена для установления и анализа причин летных происшествий и предпосылок к ним и может быть использована для оценки технического состояния авиационной техники, контроля режимов работы систем и агрегатов ВС, оценки действий экипажа.
      В состав системы сбора полетной информации должны входить:
      бортовое средство сбора параметрической информации;
      бортовое средство сбора звуковой информации.
      Примечание. Для ВС массой менее 10 тонн и с числом членов экипажа не более 2 требование в части установки бортового средства сбора звуковой информации является рекомендательным.
      Бортовое средство сбора параметрической информации и бортовое средство сбора звуковой информации не должны нарушать работоспособности контролируемых систем и оборудования ВС при нормальной работе, а при отказах в блоках этих бортовых средств и в линиях связи не приводить к ситуации хуже, чем усложнение условий полета.
      В системе сбора полетной информации должны быть предусмотрены устройства, обеспечивающие переключение бортового средства сбора параметрической информации и бортового средства сбора звуковой информации на аварийный источник электроэнергии.
      Примечание. Для бортового средства сбора параметрической информации исключение составляют сигналы, снимаемые с самолетных систем, не обеспеченных аварийным питанием.
      Включение и выключение бортовых средств должны производиться автоматически, а также вручную. Выключение в полете этих бортовых средств должно быть исключено.
      Должна быть обеспечена синхронизация параметрической и звуковой информации.
      Бортовое средство сбора параметрической информации и бортовое средство сбора звуковой информации должны нормально функционировать в условиях внешних воздействий согласно пунктам 1077 и 1078.
      Защищенные накопители бортового средства сбора параметрической информации и бортового средства сбора звуковой информации должны обеспечивать сохранность накопленной в полете информации в случае летного происшествия в условиях внешних воздействий, оговоренных пунктами 1077 и 1078.
      Защищенные накопители бортового средства сбора параметрической информации и бортового средства сбора звуковой информации рекомендуется устанавливать в местах, обеспечивающих максимальную вероятность сохранения информации при летных происшествиях.
      Защищенные накопители бортового средства сбора параметрической информации и бортового средства сбора звуковой информации должны окрашиваться в ярко-оранжевый или ярко-желтый цвет и иметь надписи:
      "АВАРИЙНЫЙ САМОПИСЕЦ" - на русском языке
      и "FLIGHT RECORDER" - для бортового средства сбора параметрической информации
      "VOICE RECORDER" - для бортового средства сбора звуковой информации на английском языке.

74. Бортовое средство сбора параметрической информации

      468. Бортовое средство сбора параметрической информации должно обеспечивать регистрацию следующих групп параметров:
      служебные параметры (время, номер рейса, номер ВС, дата полета);
      параметры, характеризующие движение ВС;
      параметры, характеризующие положение органов управления ВС;
      параметры, характеризующие состояние силовой установки;
      параметры, характеризующие состояние систем ВС.

      469. Защищенный накопитель бортового средства сбора параметрической информации должен обеспечивать накопление и сохранение информации не менее, чем за последние 25 часов работы бортового средства сбора параметрической информации.

75. Бортовое средство сбора звуковой информации

      470. Бортовое средство сбора звуковой информации должно обеспечивать непрерывную запись переговоров по внутренней и внешней связи, спецсигналов, поступающих в телефоны пилотов и громкоговорители, а также открытых переговоров в кабине экипажа.

      471. Бортовое средство сбора звуковой информации должно иметь не менее четырех независимых каналов записи.
      Распределение информации рекомендуется выполнять следующим:
      по 1-му каналу - левый пилот (с использованием аппаратуры внутренней связи);
      по 2-му каналу - правый пилот (с использованием аппаратуры внутренней связи);
      по 3-му каналу - открытый микрофон (микрофоны), установленный (ые) в кабине экипажа;
      по 4-му каналу - записи времени.
      Информация, накопленная бортовым средством сбора звуковой информации, должна сохраняться не менее чем за последние 30 минут работы бортового средства сбора звуковой информации.
      Качество воспроизведения речи по каналам, работающим с аппаратурой внутренней связи, при воспроизведении на специальном наземном устройстве должно быть не хуже 95.

76. Аварийно-спасательное оборудование

      472. ВС должен быть оснащен комплексом бортового аварийно-спасательного оборудования, удовлетворяющим требованиям, с целью сведения к минимуму возможности травмирования пассажиров и членов экипажа и обеспечения возможности их эвакуации в случае аварийной посадки ВС.

      473. В зоне возможных перемещений головы, туловища и ног человека, зафиксированного в кресле, должны отсутствовать элементы конструкции и оборудования, которые могут его травмировать при воздействии перегрузок при аварийной посадке ВС.

      474. Выступающие элементы конструкции и оборудования кабин ВС, которые могут травмировать людей, сидящих при взлете и посадке или передвигающихся по ВС в нормальном полете, на стоянке и при аварийной эвакуации, должны иметь закругленные обводы углов или мягкую обивку.

      475. Если ВС разделен на отдельные кабины (салоны), ширина прохода между которыми меньше, то каждая кабина (салон) в отдельности должна удовлетворять требованиям пункта 432.

77. Кресла и средства фиксации

      476. Для каждого человека, находящегося на борту ВС, должно быть предусмотрено кресло (сиденье) с соответствующими средствами фиксации.
      Каждое кресло (сиденье), узлы его крепления к ВС, средства фиксации в нем человека и узлы их крепления к креслу (сиденью, конструкции ВС) должны быть спроектированы.
      При этом масса пассажира и бортпроводника должна приниматься равной 80 кг, а члена экипажа - 90 кг.
      Кресла (сиденья) пассажиров и бортпроводников должны быть установлены по направлению или против направления полета ВС. При установке кресел против направления полета ВС должна быть обеспечена опора для головы человека при аварийной посадке ВС.
      Кресла всех членов экипажа должны быть оснащены поясными и плечевыми привязными ремнями. Кресла летного состава экипажа должны быть также оснащены механизмом автоматического стопорения плечевых привязных ремней.
      Кресла бортпроводников должны располагаться около аварийных выходов, находящихся на уровне пола кабины.
      Примечание. Если количество бортпроводников превышает количество аварийных выходов, находящихся на уровне пола кабины, то остальные бортпроводники могут располагаться в любом другом месте пассажирской кабины, в зависимости от их функциональных обязанностей и распределения пассажиров в кабине.

      477. Кресла пассажиров должны быть оснащены:
      1) поясными привязными ремнями, или;
      2) поясными и плечевыми привязными ремнями, или;
      3) поясными привязными ремнями и энергопоглощающей опорой, поддерживающей туловище и голову человека.

      478. Регулируемые, складываемые и поворотные кресла (сиденья) должны быть спроектированы так, чтобы в предписанных положениях они не перемешались в узлах крепления в условиях нагружения. Должна быть обеспечена фиксация этих кресел (сидений) при их установке в рабочее и нерабочее положения.

78. Аварийные выходы для экипажа

      479. В кабине экипажа ВС должны быть предусмотрены легкодоступные аварийные выходы для экипажа по одному на каждом борту фюзеляжа или в виде одного верхнего люка.
      Примечание. Подобные выходы можно не предусматривать на ВС с количеством пассажирских мест не более 20, если экипаж может воспользоваться аварийными выходами для пассажиров, расположенными в непосредственной близости от кабины экипажа.

      480. Аварийные выходы для экипажа должны иметь размеры по проему не менее:
      1) бортовые выходы - 480 x 510 миллиметров;
      2) верхний люк - 500 х 510 миллиметров при прямоугольной форме или диаметр 640 миллиметров при круглой форме люка.
      В качестве аварийных выходов для экипажа могут быть использованы форточки, если в их проем может быть вписан установленный аварийный выход.

      481. На ВС должна быть предусмотрена дверь из кабины экипажа в пассажирскую кабину (вестибюль), которая должна:
      1) открываться в сторону пассажирской кабины;
      2) иметь замок, закрываемый из кабины экипажа;
      3) иметь оптический "глазок", обеспечивающий обзор из кабины экипажа пространства перед закрытой дверью;
      4) фиксироваться в открытом положении.

79. Аварийные выходы для пассажиров. Типы и расположение

      482. Типы и общее расположение аварийных выходов для пассажиров должны соответствовать пункту 495.

      483. Тип I. Выход этого типа должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 610 миллиметров и высотой не менее 1220 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
      Выход типа I должен располагаться на уровне пола кабины.

      484. Тип II. Выход этого типа должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 510 миллиметров и высотой не менее 1120 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
      Выход типа II должен быть на уровне пола кабины, если он не расположен над крылом. При расположении выхода над крылом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола не более 250 миллиметров, а расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 430 миллиметров.

      485. Тип III. Выход этого типа должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 510 миллиметров и высотой не менее 910 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
      Выход типа III должен располагаться выше уровня пола кабины, при этом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола кабины не более 510 миллиметров. При расположении выхода над крылом расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 690 миллиметров.

      486. Тип IV. Выход этого типа должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 480 миллиметров и высотой не менее 660 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
      Выход типа IV должен располагаться над крылом, при этом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола кабины не более 740 миллиметров, а расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 910 миллиметров.

      487. Подфюзеляжный выход. Выход данного типа представляет собой выход из пассажирской кабины через обшивку нижней части фюзеляжа. Размер и форма выхода данного типа должны соответствовать выходу типа I (при нормальном положении ВС на земле).

      488. Выход в хвостовой части (конусе) фюзеляжа. Выход данного типа представляет собой выход в хвостовой части фюзеляжа из пассажирской кабины через обшивку и открываемый хвостовой обтекатель (конус) фюзеляжа.
      Выход данного типа должен соответствовать, как минимум, выходу типа III.

      489. Тип А. Аварийный выход может быть определен как выход типа А, если он удовлетворяет следующим требованиям:
      1) выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 1070 миллиметров и высотой не менее 1830 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/6 ширины проема;
      2) выход должен располагаться на уровне пола кабины;
      3) если имеется только один продольный проход, то выход должен располагаться так, чтобы поток пассажиров направлялся к нему по продольному проходу как из носовой, так и хвостовой частей пассажирской кабины;
      4) от каждого выхода до ближайшего продольного прохода должен быть свободный поперечный проход шириной не менее 910 миллиметров;
      5) если имеются два или более продольных проходов, то между ними должны быть свободные поперечные проходы шириной не менее 510 миллиметров, ведущие к поперечным проходам от ближайшего продольного прохода до аварийного выхода;
      6) около каждого такого выхода должно быть предусмотрено, как минимум, одно кресло для бортпроводника;
      7) около каждого выхода с обеих сторон поперечного прохода должны быть предусмотрены свободные места глубиной не менее 300 миллиметров и шириной не менее 600 миллиметров, для того чтобы члены экипажа могли оказывать помощь при эвакуации пассажиров, не уменьшая установленную в данном пункте ширину поперечного прохода;
      8) каждый выход, расположенный не над крылом, для которого требуется вспомогательное средство, должен быть оснащен двухдорожечным аварийным трапом или эквивалентным средством, обеспечивающим эвакуацию людей двумя автономными потоками;
      9) каждый выход, расположенный с превышением над крылом более 430 миллиметров, должен быть оснащен вспомогательным средством, для облегчения спуска эвакуирующихся на крыло.

      490. Аварийные выходы над крылом, должны быть расположены таким образом, чтобы обеспечивался безопасный выход человека на крыло при нормальном положении ВС на земле и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.

      491. Выходы, размеры которых превышают, независимо от того, прямоугольной они формы или нет, могут применяться в том случае, если:
      1) проем выхода установленного типа может быть вписан в проем этого выхода;
      2) основание проема этого выхода имеет плоскую горизонтальную поверхность шириной не менее ширины нижней кромки проема выхода установленного типа;
      3) расстояние от нижней кромки этого выхода до пола кабины и поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не превышает значения этих расстояний для выхода установленного типа.

      492. Аварийные выходы для пассажиров необходимо располагать по длине фюзеляжа с учетом следующих факторов:
      1) размещения пассажиров в кабине и обеспечения их беспрепятственного подхода к аварийным выходам;
      2) предотвращения перемещений пассажиров через потенциально опасные зоны (горячих частей двигателей, вращающихся винтов и т.п.).

      493. Если требуется только по одному аварийному выходу на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа и не предусмотрен подфюзеляжный выход в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, то выходы на уровне пола должны располагаться в хвостовой части пассажирской кабины (если только другое их расположение не улучшает условия аварийной эвакуации пассажиров).

      494. Если требуется более одного аварийного выхода на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа, то должно быть предусмотрено, как минимум, по одному выходу на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа поблизости от носовой и хвостовой частей пассажирской кабины.

80. Количество аварийных выходов

      495. Минимальное количество и типы аварийных выходов для пассажиров с каждого борта фюзеляжа должны соответствовать количеству пассажирских мест на ВС в соответствии с таблицей 7.

                                                         Таблица7.

      496. При увеличении пассажировместимости ВС при его модификации или при создании ВС с максимальным количеством пассажирских мест свыше 179, но не более 299, количество и типы аварийных выходов, расположенных по одному на обоих бортах фюзеляжа, должны соответствовать данным, приведенным в таблице 8.

                                                         Таблица8.

      Примечание: Если в результате проведенных исследований и испытаний по эвакуации будет доказана возможность увеличения пропускной способности аварийного выхода при увеличении его размеров в пределах от размеров выхода типа I до размеров выхода типа А, то допускается увеличение количества пассажирских мест, приходящихся на каждый такой выход, в соответствии с результатами исследований и испытаний.

      497. При количестве пассажирских мест свыше 299 каждый аварийный выход на борту фюзеляжа должен быть выходом типа А или типа I. На каждую пару выходов типа А, расположенных по одному на обоих бортах фюзеляжа, разрешается иметь не более 100 пассажирских мест, а на каждую пару выходов типа I - не более 45 пассажирских мест.

      498. Если в дополнение к требуемым бортовым аварийным выходам предусмотрен подфюзеляжный аварийный выход или выход в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, обеспечивающий скорость эвакуации пассажиров не менее скорости эвакуации через выход типа III, когда ВС находится в положении, наименее благоприятном для эвакуации, соответствующем поломке одной или более стоек шасси, допускается увеличение количества пассажирских мест сверх пределов:
      1) для подфюзеляжного выхода на 12 дополнительных пассажирских мест;
      2) для выхода в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, имеющего проем в герметичной перегородке на уровне пола кабины высотой не менее 1530 мм и оснащенного вспомогательным средством в соответствии ст. 512, на 25 дополнительных пассажирских мест;
      3) для выхода в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, имеющего проем в герметичной перегородке, соответствующий, как минимум, выходу типа III, верхняя кромка которого находится на высоте не менее 1420 мм от пола кабины, на 15 дополнительных пассажирских мест.

      499. ВС, на которых расположение крыла не позволяет иметь аварийные выходы над крылом, вместо каждого выхода типа IV должен применяться выход, соответствующий, как минимум, выходу типа III.

      500. Каждый аварийный выход в пассажирской кабине, установленный сверх минимального необходимого количества аварийных выходов, должен соответствовать требования.

81. Аварийные выходы при посадке на воду

      501. Если аварийные выходы, предусмотренные на ВС, не отвечают требованиям, то должны быть предусмотрены дополнительные аварийные выходы, удовлетворяющие этим требованиям.

      502. На ВС с количеством пассажирских мест 10 и менее должен быть предусмотрен выход на каждом борту фюзеляжа, соответствующий, как минимум, выходу типа IV, нижняя кромка которого находится выше ватерлинии.

      503. На ВС с количеством пассажирских мест 11 и более должен быть предусмотрен выход на каждом борту фюзеляжа, соответствующий, как минимум, выходу типа III, нижняя кромка которого находится выше ватерлинии. При этом на каждую группу пассажиров из 35 человек или часть такой группы должно быть предусмотрено не менее двух выходов (по одному на каждом борту фюзеляжа).
      Примечание. Если в результате проведенных исследований или испытаний будет доказана возможность улучшения условий эвакуации пассажиров при использовании выходов больших размеров или другим способом, то можно увеличить количество пассажиров, приходящихся на каждый выход.

      504. Если боковые выходы не могут находиться выше ватерлинии, то они должны быть заменены равным количеством легкодоступных верхних аварийных люков размерами не менее размеров выхода типа III.
      На ВС с количеством пассажирских мест 36 и менее два боковых выхода типа III можно заменить одним верхним аварийным выходом.

82. Устройство аварийных выходов

      505. Каждый аварийный выход должен открываться изнутри и снаружи ВС. Аварийные выходы для экипажа в виде форточек могут открываться только изнутри ВС, если имеются другие аварийные выходы, расположенные в непосредственной близости от кабины экипажа и обеспечивающие легкий доступ в нее и эвакуацию из этой кабины.

      506. Двери и крышки аварийных выходов должны, как правило, открываться наружу ВС. Двери и крышки, открывающиеся внутрь ВС, могут применяться только при наличии средств, предотвращающих скопление около двери или крышки внутри ВС такого количества людей, которое может помешать ее открытию.
      Двери аварийных выходов должны автоматически фиксироваться в полностью открытом положении с обеспечением возможности последующей их расфиксации вручную.

      507. Должна быть обеспечена возможность открытия каждого аварийного выхода при отсутствии деформации фюзеляжа:
      1) с усилием не более 15 кгс, необходимым для приведения в действие средств (рукоятки) открытия выхода, при нахождении ВС на земле в нормальном положении и любом возможном положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси;
      2) в течение не более 10 секунд от момента начала приведения в действие средств открытия выхода до момента его полного открытия.

      508. Средства и способы открытия аварийных выходов должны быть простыми, удобными и одинаковыми для однотипных аварийных выходов. Открытие каждого аварийного выхода должно осуществляться одним человеком без применения вспомогательных приспособлений (инструмента, ключей, съемных ручек и т.п.).
      Приведение в действие средств открытия аварийных выходов должно осуществляться одной-двумя простыми операциями.

      509. Должны быть предусмотрены устройства для запирания каждого аварийного выхода в пассажирской кабине и предотвращения возможности его самопроизвольного открытия в полете, а также случайного открытия людьми, находящимися в ВС, и в результате отказа любого одного элемента запирающего устройства.
      Члены экипажа (бортпроводники) должны иметь возможность визуального осмотра запирающего устройства, для того чтобы убедиться, что все аварийные выходы в пассажирской кабине полностью заперты.
      Кроме того, в кабине экипажа должна быть предусмотрена сигнализация закрытого положения аварийных выходов.

      510. Должны быть приняты конструктивные меры для снижения возможности заклинивания аварийных выходов в результате деформации фюзеляжа при аварийной посадке ВС.

      511. Каждый аварийный выход, за исключением аварийных выходов, расположенных над крылом, нижняя кромка которого находится на высоте 1800 миллиметров и более от поверхности земли при нормальном положении ВС и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси, должен быть оснащен вспомогательным средством для обеспечения безопасного спуска пассажиров и экипажа на землю.

      512. Вспомогательным средством каждого аварийного выхода для пассажиров должен быть самостоятельно поддерживающийся в рабочем положении аварийный трап или другое эквивалентное средство, которое должно:
      1) автоматически вводиться в действие в процессе открытия аварийного выхода изнутри ВС. При этом на каждом аварийном выходе для пассажиров, который является также входной или служебной дверью, должны быть предусмотрены средства для предотвращения ввода их в действие при открытии двери изнутри и снаружи ВС в условиях обычной эксплуатации;
      2) автоматически принимать рабочее положение в течение не более 10 секунд от начала открытия аварийного выхода;
      3) обеспечивать безопасный спуск людей при нормальном положении ВС на земле и при разрушении одной или более стоек шасси;
      4) самостоятельно принимать нормальное рабочее положение при скорости ветра до 13 м/с любого направления.

      513. Вспомогательным средством для аварийных выходов экипажа может быть аварийный трап, аварийный канат или другое эквивалентное средство.
      Аварийный канат должен:
      1) иметь достаточную длину и диаметр не менее 15 миллиметров с узлами через 400 миллиметров по всей его длине;
      2) крепиться над верхней кромкой проема аварийного выхода или около нее;
      3) выдерживать вместе с узлами крепления статическую нагрузку 180 кгс.

      514. От каждого надкрыльевого аварийного выхода для эвакуации людей должны быть предусмотрены пути, имеющие нескользкую поверхность, за исключением поверхностей закрылков, используемых для соскальзывания людей на землю.
      Ширина пути эвакуации должна быть не менее 1070 миллиметров для аварийных выходов типа А и не менее 600 миллиметров для всех остальных аварийных выходов, за исключением случаев когда предусмотрены специальные средства для упорядочения движения эвакуируюшихся людей.

      515. Если то место крыла, на котором заканчивается путь эвакуации людей через надкрыльевые аварийные выходы, находится от поверхности земли на расстоянии 1800 миллиметров и более при нормальном положении ВС на земле с выпущенным шасси, то должно быть предусмотрено средство для облегчения спуска людей на землю.
      Это средство должно обеспечивать безопасный спуск людей при нормальном положении ВС и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.
      Если путь эвакуации проходит по закрылку, то высота расположения его задней кромки должна измеряться при отклонении закрылка на минимальный посадочный угол, указанный в Руководстве по летной эксплуатации, в том числе и при особых случаях полета.

      516. Кромки аварийных выходов, в том числе и форточек кабины экипажа, не должны иметь острых краев, выступов и т.п., представляющих опасность для пассажиров и экипажа при их аварийной эвакуации.

      517. Если для открытия аварийного выхода применяются силовые приводы, то должна быть обеспечена возможность открытия выхода вручную.

      518. Если аварийный выход оснащен предохранительным ограждением (лентой), то должны быть предусмотрены средства для ее фиксации в полете в положении, при котором она не перекрывает проем аварийного выхода.

      519. Каждая входная дверь для пассажиров на борту фюзеляжа в пассажирской кабине должна классифицироваться как аварийный выход типов А, I и II и должна соответствовать требованиям, предъявляемым к аварийным выходам этого типа.
      Если у такой двери установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован таким образом, чтобы после воздействия установленных нагрузок и при поломке одной или более стоек шасси трап не ухудшил условия эвакуации людей через этот выход.

      520. В каждой двери и крышке аварийного выхода должны быть предусмотрены иллюминаторы или другие эквивалентные устройства, которые должны обеспечивать:
      1) осмотр перед открытием аварийного люка поверхности земли, где должны находиться нижние концы установленных в рабочее положение вспомогательных средств для спуска людей на землю, при нормальном положении ВС;
      2) освещение внутри фюзеляжа в светлое время суток подходов и проходов к аварийным выходам, средств открытия аварийных выходов, маркировки и аварийно-спасательного оборудования, размещенного около аварийного выхода.
      Примечание. Допускается использование иллюминаторов, расположенных в непосредственной близости от аварийного выхода, для освещения внутри фюзеляжа.

83. Маркировка

      521. На ВС должна быть предусмотрена маркировка всего комплекса аварийно-спасательного оборудования.

      522. Маркировка и расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должны быть контрастны по отношению к фону и различимы на расстоянии, равном ширине кабины.

      523. Расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должно быть обозначено надписью "Выход" (при необходимости - с указывающей стрелкой), видной пассажирам и экипажу при их подходе к выходу по продольному проходу с расстояния, равного ширине кабины.
      Надписи должны располагаться:
      1) для указания расположения выхода - над проходом около каждого аварийного выхода для пассажиров или в другом месте на потолке, если это более удобно, за исключением тех случаев, когда одна надпись служит для указания расположения более чем одного выхода, если каждый из этих выходов может быть легко обнаружен от этой надписи;
      2) для обозначения аварийного выхода - над или рядом с каждым аварийным выходом для пассажиров, за исключением тех случаев, когда одна надпись служит для обозначения двух аварийных выходов, если оба они хорошо видны от этой надписи;
      3) для указания аварийных выходов за перегородкой, разделяющей пассажирские кабины, - на каждой перегородке.

      524. Для каждого аварийного выхода внутри ВС должны быть предусмотрены маркировка возле средства (ручки) открытия и инструкция по открытию выхода, которые должны выполняться:
      1) для каждого аварийного выхода - в виде надписи на выходе или около него, которую можно прочесть с расстояния не менее 760 миллиметров. Кроме того, средства открытия аварийных выходов типов III и IV должны быть освещены с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м ² . Если средства открытия этих выходов закрыты крышкой, то должна быть предусмотрена надпись с указанием о снятии крышки, освещаемая с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м ² ;
      2) для каждого аварийного выхода типов А, I и II с механизмом, открываемым вращательным движением ручки в виде:
      стрелки красного (или другого контрастного с фоном) цвета шириной не менее 20 миллиметров с основанием острия вдвое большей ширины, занимающей не менее 70 ^о длины дуги с радиусом, который равен не менее 3/4 длины ручки;
      слов "Открыто" и "Закрыто", написанных буквами красного (или другого контрастного с фоном) цвета, высотой не менее 25 миллиметров, горизонтально около острия и основания стрелки соответственно;
      ограничительных черных или красных меток около слов "Открыто" или "Закрыто", показывающих соответствующие крайние положения ручки.

      525. Каждый аварийный выход, открываемый снаружи, и средства его открытия должны иметь соответствующую маркировку снаружи фюзеляжа, показывающую его расположение и указывающую способ его открытия.

      526. Наружная маркировка каждого аварийного выхода для пассажиров, расположенного на каждом борту фюзеляжа, должна включать цветную окантовку выхода шириной 50 миллиметров.

      527. Каждая наружная маркировка, включая цветную окантовку выхода, должна контрастировать по цвету с окружающей поверхностью фюзеляжа так, чтобы ее можно было легко различить.

      528. Если средства открытия аварийного выхода расположены только на одном борту фюзеляжа, то заметная маркировка с указанием этой особенности должна быть нанесена на другом борту фюзеляжа.

      529. Около надкрыльевых аварийных выходов на поверхности крыла должны быть нанесены стрелки-указатели черного цвета прерывистыми линиями шириной 40 миллиметров на светлом фоне крыла, указывающие направление эвакуации людей, при этом отношение контрастности поверхности крыла и маркировки должно быть не менее 5:1.

      530. Если снаружи фюзеляжа предусмотрены места вскрытия дополнительных аварийных выходов, то эти места должны быть обозначены уголками размерами 90 х 90 х 30 миллиметров с надписью "Вскрывать в этой зоне". Цвет уголков и надписей должен контрастировать с цветом фюзеляжа. Если расстояние между уголками превышает 2000 миллиметров, то между ними должны быть нанесены промежуточные метки размером 90 х 30 миллиметров.

      531. Надписи, относящиеся к аварийно-спасательному оборудованию, внутри и снаружи ВС должны быть выполнены, как правило, на русском и английском языках - черными буквами на белом фоне.
      Примечание. По соглашению между государством-изготовителем и государством регистрации надписи могут быть выполнены на двух других языках.
      Основные надписи должны выполняться буквами высотой не менее 20 миллиметров на фоне высотой не менее 40 миллиметров, дополнительные поясняющие надписи - буквами высотой не менее 10 миллиметров на фоне высотой не менее 20 миллиметров.

84. Аварийное освещение

      532. На ВС должна быть предусмотрена система аварийного освещения, не зависящая от системы электроснабжения ВС.

      533. Система аварийного освещения должна включать:
      1) внутреннее аварийное освещение - освещаемую маркировку аварийных выходов и путей эвакуации, источники общего освещения кабин и освещения аварийных выходов;
      2) наружное аварийное освещение.

      534. Табло аварийных выходов должны удовлетворять следующим требованиям:
      1) на ВС с количеством пассажирских мест 10 и более:
      каждое табло должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 миллиметров на освещенном белом фоне и должно иметь площадь не менее 135 см ² , исключая буквы. Контраст между освещенными фоном и буквами должен составлять не менее 10:1. Отношение высоты букв к их толщине должно быть не более 7:1 и не менее 6:1. Начальная яркость фона должна быть не менее 85 кд/м ² . Равномерность свечения фона должна быть не более 3:1;
      каждое табло должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 миллиметров на освещенном белом фоне площадью не менее 135 см ² , исключая буквы. Табло должно иметь начальную яркость фона не менее 1,3 кд/м ² ;
      2) на ВС или в пассажирских кабинах с количеством пассажирских мест менее 10 табло должны иметь надпись красными буквами высотой не менее 25 миллиметров на белом фоне высотой не менее 50 миллиметров. Табло должно иметь начальную яркость фона не менее 85 кд/м ² ;
      3) все табло должны иметь внутреннее электрическое освещение или должны быть самосветящимися за счет неэлектрических средств. Цвета надписей и фона могут быть изменены на противоположные, если табло являются самосветящимися за счет неэлектрических средств.

      535. Система общего аварийного освещения пассажирской кабины должна обеспечивать средний уровень освещенности не менее 0,55 люкса, измеряемый вдоль оси продольного прохода (или проходов) для пассажиров и поперечных проходов между продольными проходами на высоте подлокотников кресел с интервалом 1000 миллиметров, и уровень освещенности не менее 0,10 люкса внутри каждого интервала в 1000 миллиметров.
      Примечание. Продольным проходом для пассажиров является проход вдоль пассажирской кабины от самого переднего аварийного выхода для пассажиров или пассажирского кресла до самого заднего аварийного выхода для пассажиров или пассажирского кресла в зависимости от того, что расположено ближе к носовой или хвостовой частям пассажирской кабины.

      536. Уровень освещенности каждого поперечного прохода, ведущего к каждому аварийному выходу, который находится на уровне пола, от продольного прохода до проема аварийного выхода должен быть не менее 0,22 люкса при измерении по линии, проходящей по середине прохода на высоте 150 миллиметров от пола.

      537. Система аварийного освещения должна быть спроектирована с учетом следующих требований, за исключением случаев, при которых вспомогательные средства имеют собственное освещение:
      1) источники внутреннего и наружного освещения должны включаться вручную из кабины экипажа и с того места в пассажирской кабине, которое легкодоступно с ближайшего кресла (сиденья) бортпроводника;
      2) источники внутреннего и наружного освещения должны продолжать гореть (после их включения) или автоматически загораться при прерывании нормального электроснабжения, за исключением тех случаев, когда такое прерывание электроснабжения вызвано вертикальным разрывом и разделением фюзеляжа при аварийной посадке ВС. Должна быть предотвращена возможность непреднамеренного выключения тумблера (или другого привода) управления системой аварийного освещения;
      3) в кабине экипажа должно быть сигнальное устройство, которое должно срабатывать, когда электропитание на ВС включено, а управляющее устройство системы аварийного освещения не включено.

      538. Система наружного аварийного освещения должна обеспечивать освещенность:
      1) на каждом надкрыльевом аварийном выходе:
      не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг вне кабины;
      не менее 0,55 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на минимальной ширине 1070 миллиметров для выхода типа А и 610 миллиметров для всех остальных аварийных выходов вдоль 30 % нескользкой части пути эвакуации, которая наиболее удалена от выхода;
      не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг при нахождении ВС с выпущенным неповрежденным шасси;
      2) на каждом ненадкрыльевом выходе, для которого не требуется вспомогательное средство для спуска людей, не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг при нахождении ВС с выпущенным неповрежденным шасси.

      539. Вспомогательное средство для спуска людей на землю должно быть освещено таким образом, чтобы из ВС его можно было видеть в рабочем положении.

      540. Если вспомогательное средство для спуска людей освещается системой наружного аварийного освещения, то уровень освещенности должен быть не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательного средства, установленного в рабочее положение, при нахождении ВС, как в нормальном положении, так и в любом возможном положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.

      541. Если для освещения вспомогательного средства для спуска людей используется отдельная система освещения, которая не используется для освещения других вспомогательных средств, не зависит от системы аварийного освещения - ВС и автоматически приводится в действие при установке вспомогательного средства в рабочее положение, то эта отдельная система освещения:
      1) не должна подвергаться повреждениям при укладке и размещении вспомогательного средства на ВС;
      2) должна обеспечивать уровень освещенности.

      542. Электроснабжение каждого элемента системы аварийного освещения должно обеспечивать требуемый уровень освещенности в течение не менее 10 минут после аварийной посадки ВС.

      543. Если для питания системы аварийного освещения используются аккумуляторы, то они могут подзаряжаться от системы электроснабжения ВС при условии, что зарядная цепь спроектирована таким образом, чтобы предотвращалась возможность самопроизвольной разрядки аккумуляторов при повреждении зарядной цепи.

      544. Элементы системы аварийного освещения (включая аккумуляторы, реле, лампы, переключатели и т.п.) должны сохранять работоспособность после воздействия перегрузок при аварийной посадке ВС.

      545. Система аварийного освещения должна быть спроектирована таким образом, чтобы после любого единичного поперечного вертикального разрыва (разъединения) фюзеляжа при аварийной посадке ВС:
      1) выходило из строя не более 25 % всех аварийных электроламп, требуемых для данной кабины, кроме непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа;
      2) электроосвещение каждой маркировки выходов продолжало действовать, кроме маркировок, непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа;
      3) по крайней мере, одна из требуемых наружных электроламп аварийных выходов на каждом борту фюзеляжа продолжала действовать, кроме электроламп, непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа.

      546. В пассажирской кабине должны быть установлены световые табло с надписью "Застегнуть ремни. Не курить", выполненные на русском и английском языках красными буквами высотой не менее 20 миллиметров на белом фоне высотой не менее 40 миллиметров, которые должны быть видны с любого пассажирского кресла только при включенном табло, или на двух языках по соглашению между государством-изготовителем и государством регистрации.
      Табло должно включаться из кабины экипажа.

85. Проходы к аварийным выходам

      547. Ширина продольных проходов в пассажирской кабине между креслами (при любом возможном положении кресла и его подвижных выступающих в проход элементов) должна быть не менее значений, приведенных в таблице 9.

                                                    Таблица 9.

      548. На ВС с одним продольным проходом в пассажирской кабине в любом одном ряду с каждой стороны прохода должно быть не более трех пассажирских мест (кресел, сидений).
      На ВС с двумя и более продольными проходами в пассажирской кабине на каждый продольный проход должно приходиться не более трех пассажирских мест (кресел, сидений) в любом одном ряду с каждой стороны прохода.

      549. Должны быть предусмотрены беспрепятственные проходы в перегородках между пассажирскими кабинами и поперечные проходы от каждого продольного прохода к каждому аварийному выходу типов I и II шириной не менее 510 миллиметров.

      550. От каждого прохода должен быть предусмотрен поперечный проход к каждому аварийному выходу типов III и IV:
      1) на ВС с количеством пассажирских мест 19 и менее - шириной не менее 305 миллиметров;
      2) на ВС с количеством пассажирских мест 20 и более шириной не менее 380 миллиметров.

      551. Проем каждого аварийного выхода не должен перекрываться креслами (при любом возможном положении кресла и его подвижных выступающих в проход элементов), сиденьями и другими выступающими элементами.

      552. Около каждого аварийного выхода, оснащенного вспомогательным средством, должно быть предусмотрено свободное пространство шириной не менее 600 миллиметров и глубиной не менее 300 миллиметров для того, чтобы член экипажа мог оказывать помощь пассажирам при эвакуации, не уменьшая ширину прохода.

      553. Ни в одной перегородке, разделяющей пассажирские кабины, не должны устанавливаться двери. В проходе между пассажирскими кабинами допускается наличие портьер, если они фиксируются в открытом положении и при этом не перекрывают проем прохода.

      554. Пол всех проходов не должен иметь ступенек, а наклон плавных переходов пола не должен превышать 5 ^о . Покрытие пола проходов должно быть нескользким и закреплено так, чтобы оно не перемещалось при движении по нему людей.

      555. Если для подхода к верхним аварийным выходам предназначено вспомогательное приспособление, то это приспособление должно постоянно находиться в рабочем положении или легко и быстро приводиться в рабочее положение одним человеком без применения инструмента и т.п.

      556. Должны быть приняты меры, предотвращающие загромождение аварийных выходов и проходов к ним вследствие перемещения ручной клади в кабинах при аварийной посадке ВС в условиях нагружения.

86. Дополнительное аварийно-спасательное оборудование

      557. ВС должен быть оборудован системой оповещения пассажиров, обеспечивающей передачу ясно слышимых сообщений на каждое пассажирское место, рабочее место бортпроводника, в кухни, туалеты и другие помещения, в которых могут находиться люди.
      Система должна обеспечивать подачу сообщений с рабочих мест в кабине экипажа и старшего бортпроводника (ответственного за руководство эвакуацией пассажиров).

      558. Если на ВС предусмотрены места бортпроводников, то ВС должен быть оборудован системой внутренней связи, работающей независимо от системы оповещения пассажиров и обеспечивающей двухстороннюю связь между кабиной экипажа и каждой пассажирской кабиной, а также каждым кухонным отсеком, расположенным выше или ниже уровня основной пассажирской кабины.
      Средства связи должны быть установлены на таком количестве рабочих мест бортпроводников, чтобы обеспечивалось наблюдение с подобных мест за всеми аварийными выходами в пассажирской кабине, расположенными на уровне пола кабины.
      Если на ВС отсутствуют бортпроводники, то должна быть предусмотрена возможность передачи информации из пассажирской кабины в кабину экипажа.

      559. Экипаж должен иметь преимущество в вызове бортпроводников, т.е. сообщения из кабины экипажа должны перекрывать все другие сообщения. Линия связи должна автоматически переключаться на аварийное электропитание при обесточивании ВС.

      560. В кабине экипажа (независимо от количества пассажирских мест) должен быть один портативный мегафон-громкоговоритель с автономным питанием.
      В пассажирских кабинах с количеством пассажирских мест 20 и более должны быть подобные мегафоны-громкоговорители в количестве, указанные в таблице 10.

                                                       Таблица10.

      Все мегафоны-громкоговорители должны размещаться в легкодоступных местах, обозначенных соответствующей маркировкой (при наличии бортпроводников в кабине - рядом с их рабочими местами).

      561. В кабине экипажа (независимо от количества пассажирских мест на ВС) должна быть аварийная аптечка со средствами оказания первой медицинской помощи в полете. В пассажирских кабинах должны быть подобные аварийные аптечки в количестве, указанные в таблице 11.

                                                      Таблица 11.

      Все аптечки должны размещаться в легкодоступных местах, обозначенных соответствующей маркировкой (при наличии бортпроводников на ВС - рядом с их рабочими местами).

      562. Для проведения полетов над пустынными, арктическими или тропическими районами на ВС должна быть предусмотрена возможность размещения снаряжения со средствами жизнеобеспечения людей и сигнализации, соответствующими условиям района, над которым осуществляется полет.
      Для размещения и крепления этого снаряжения должны быть определены специальные места его расположения в соответствии с назначением.

      563. В кабине экипажа должен быть один аварийный топор.

87. Аварийно-спасательное оборудование при полетах
над водными пространствами

      564. При вынужденной посадке на воду ВС должен сохранять плавучее и устойчивое положение в течение времени, необходимого для аварийной эвакуации всех пассажиров и членов экипажа.

      565. Для подтверждения возможности совершения вынужденной посадки ВС на воду и определения параметров нахождение его на плаву должны быть проведены соответствующие исследования по определению:
      1) режимов и методов пилотирования ВС при вынужденной посадке на воду;
      2) положения и времени нахождения ВС на плаву;
      3) ватерлинии и расстояния от поверхности воды до нижней кромки аварийных выходов в допустимом диапазоне центровок ВС.

      566. При полетах над водными пространствами на ВС должно быть следующее аварийно-спасательное оборудование:
      1) при продолжительности полета менее 30 минут от берега индивидуальные спасательные плавсредства - спасательные жилеты для взрослых и детей по количеству пассажиров и членов экипажа, а также демонстрационные жилеты.
      Жилеты должны размещаться под пассажирскими креслами и около рабочих мест членов экипажа и бортпроводников таким образом, чтобы обеспечивалась возможность их быстрого и легкого извлечения людьми, сидящими в креслах.
      Количество и места размещения детских и демонстрационных жилетов устанавливаются в зависимости от количества и расположения пассажирских мест на ВС.
      Жилеты пассажиров и членов экипажа не могут быть демонстрационными;
      2) при продолжительности полета свыше 30 минут от берега, дополнительно к подпункту 1 настоящего пункта:
      групповые спасательные плавсредства - надувные спасательные плоты (и аварийные запасы к ним со средствами жизнеобеспечения) в количестве, достаточном для размещения всех людей, находящихся на борту ВС, в случае потери одного плота наибольшей номинальной вместимости;
      автоматические плавучие радиомаяки с характеристиками, которые должны быть размещены в легкодоступных местах около аварийных выходов, предназначенных для эвакуации при посадке на воду (вместе с плотами или около них).

      567. Спасательные плоты и аварийные запасы должны размещаться около аварийных выходов, предназначенных для эвакуации при посадке на воду, таким образом, чтобы обеспечивалась возможность легкого и свободного доступа к ним и выброса из ВС каждого плота не более чем двумя человеками, а также, чтобы предотвращалась возможность непредвиденного повреждения и случайного наполнения плотов внутри ВС.
      Спасательные плоты могут быть размещены вне кабины ВС, при этом обеспечиваются автоматический ввод их в действие с управлением из кабины экипажа (или рабочих мест бортпроводников) и возможность ввода их в действие вручную при отказе автоматической системы, а места их размещения обозначены маркировкой, поясняющей способ их использования.

      568. Около каждого аварийного выхода, предназначенного для эвакуации при посадке на воду, должны быть скобы (ручки) для удержания плотов, аварийных запасов и аварийных радиомаяков. Скобы (ручки), как правило, должны устанавливаться сбоку от выхода и выдерживать нагрузку не менее усилия рассоединения разобщающего устройства привязного фала плота.

      569. Если на ВС предусмотрены дополнительные средства аварийной сигнализации и связи, находящиеся вне аварийных запасов, то они должны быть размещены в легкодоступных местах и снабжены (на упаковке) маркировкой, поясняющей способ использования этих средств.

88. Демонстрация аварийной эвакуации

      570. До проведения демонстрации аварийной эвакуации должны быть завершены испытания всего комплекса аварийно-спасательного оборудования, в том числе каждого аварийного выхода.

      571. На ВС с количеством пассажирских мест 11 и более должно быть продемонстрировано, что при максимальном заявленном количестве пассажиров и членов экипажа (включая бортпроводников) эвакуация всех людей из ВС на землю обеспечивается за 90 секунд.
      Лица, эвакуирующиеся из ВС с использованием наземного помоста или трапа, считаются находящимися на земле, когда они достигнут основания помоста или нижней части трапа.
      Демонстрация должна проводиться при следующих условиях:
      1) в темное время суток или в светлое время суток в искусственно созданных условиях ночной темноты. При этом должны использоваться только система аварийного освещения, аварийные выходы с одного борта фюзеляжа или 50 % всех равноценных аварийных выходов и предназначенное для этих выходов бортовое аварийно-спасательное оборудование при нормальном положении ВС на земле;
      2) все аварийно-спасательное оборудование должно быть установлено в соответствии с принятым перечнем для данного типа ВС;
      3) каждая наружная дверь и выход и каждая внутренняя дверь или портьера должны находиться в положении, соответствующем нормальному взлету;
      4) поясные и плечевые ремни должны быть застегнуты;
      5) состав пассажиров должен быть следующим:
      не менее 40 % женщин;
      5 % лиц старше 60 лет с пропорциональным количеством женщин;
      6) лица, имеющие опыт в обращении с выходами и аварийным оборудованием, могут быть использованы при демонстрации в качестве членов экипажа. Эти лица должны находиться на местах членов экипажа, предписанных для них при взлете и посадке, и никто из них не должен сидеть рядом с аварийным выходом, если только это место не является местом, предписанным для данного члена экипажа во время взлета и посадки. Они должны оставаться на предписанных местах до получения сигнала о начале эвакуации и эвакуироваться через аварийные выходы, через которые эвакуируются пассажиры;
      7) перед началом демонстрации аварийной эвакуации не разрешается проводить репетиции или тренировки пассажиров. Допускается только ознакомление пассажиров с расположением аварийных выходов и "Инструкцией по безопасности для пассажиров";
      8) для эвакуации людей с крыла на землю можно использовать наземный помост или трап при условии, что скорость спуска по ним не превышает скорости спуска по средствам, входящим в состав аварийно-спасательного оборудования;
      9) все лица, эвакуирующиеся из ВС через выходы, расположенные не над крылом, должны эвакуироваться при помощи средств, являющихся частью оборудования ВС;
      10) должна быть проведена демонстрация эвакуации экипажа из кабины экипажа (отдельно от эвакуации пассажиров) в условиях, оговоренных в данном пункте.

      572. Демонстрацию аварийной эвакуации не обязательно повторять после увеличения количества пассажирских мест не более чем на 5 % по сравнению с количеством мест, для которого ранее были проведены испытания по эвакуации, если путем анализа можно подтвердить, что все пассажиры ВС могут эвакуироваться в течение не более 90 секунд.

89. Инструкция по безопасности для пассажиров

      573. Для каждой основной компоновки ВС должна быть составлена "Инструкция по безопасности для пассажиров", в которой должны быть указаны:
      1) пути эвакуации людей из ВС при аварийной посадке на сушу и на воду;
      2) расположение и маркировка аварийно-спасательного оборудования и мест вскрытия фюзеляжа;
      3) расположение и способы открытия аварийных выходов изнутри ВС, а при необходимости и снаружи ВС;
      4) способы использования надувных спасательных жилетов, а при необходимости и других групповых и индивидуальных спасательных плавсредств;
      5) способы ввода в действие надувных аварийных трапов и других эквивалентных средств и их использования для эвакуации;
      6) расположение кресел пассажиров или зон их установки и проходов между ними;
      7) при необходимости расположение и способы использования кислородных масок.

90. Эксплуатационная технологичность ВС.
Документация эксплуатационная

      574. Требования распространяются на все системы ВС.

      575. Конструкция ВС и его систем должна обеспечивать возможность выполнения всех работ, предусмотренных эксплуатационной документацией.

      576. Конструктивное выполнение изделий (штуцеров, трубопроводов, разъемов коммуникаций и др.) в сочетании с маркировкой должно исключать возможность их неправильного монтажа, сборки и регулировки при техническом обслуживании.

      577. Эксплуатационная документация по номенклатуре, оформлению и содержанию должна соответствовать сертифицируемому типу ВС и документам общего назначения, определяющим правила технической эксплуатации.

      578. Указания и рекомендации, изложенные в эксплуатационной документации, должны быть сформулированы четко и не допускать возможности неоднозначного их толкования.

91. Материалы и технология

      579. Материалы, применяемые для изготовления ВС, его систем и агрегатов, должны быть выбраны с учетом ожидаемых условий эксплуатации и соответствовать установленным для них нормам. Выбранные материалы должны сохранять механические, антикоррозионные, физические и другие свойства, обеспечивающие надежность и долговечность работы деталей и элементов конструкции в течение назначенного для них ресурса и календарного срока службы.

      580. Технологические процессы изготовления элементов конструкции ВС должны быть стабильными и обеспечивать постоянство характеристик деталей и узлов, влияющих на работоспособность в пределах установленных ресурсов и сроков службы в ожидаемых условиях эксплуатации.

      581. Конструкционные и декоративно-отделочные неметаллические материалы в кабинах пассажиров и членов экипажа должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Не следует применять материалы, выделяющие значительное количество токсичных продуктов при воздействии пламени.

      582. В процессе эксплуатации декоративно-отделочные, конструкционные неметаллические материалы кабин и системы кондиционирования воздуха не должны выделять вредных продуктов в количествах, превышающих требования по составу воздуха в кабинах.

      583. Материал, используемый для изготовления остекления, в случае разрушения не должен образовывать опасных осколков. Материал, который внезапно может стать непрозрачным, не должен использоваться для остекления кабины экипажа.

92. Защита ВС от атмосферного электричества
(молнии и электростатического заряда)

      584. Воздействие атмосферного электричества на ВС не должно приводить к аварийной или катастрофической ситуации в полете.
      Соответствие требованиям настоящей главы должно быть показано путем испытаний и расчетов с предъявлением доказательной документации.
      Испытания и расчеты на воздействие молнии следует производить из условий воздействия на ВС электрических разрядов, содержащих:
      импульсную составляющую с пиковым током не менее 200 кА, крутизной переднего фронта 10 ¹¹ А/с и переносимым зарядом не менее 4 К;
      постоянную составляющую с током не менее 200 А и переносимым зарядом не менее 200 К.

      585. Металлические элементы конструкции ВС, по которым возможно протекание токов молнии, должны быть соединены в общую электрическую массу. Проводники, соединяющие эти элементы конструкции, должны иметь поперечное сечение не менее 6 мм ² при изготовлении их из меди, а при изготовлении из другого материала иметь эквивалентную проводимость. Сопротивление в местах соединений между элементами конструкции должно быть не более 600 мкОм для неподвижных и не более 2000 мкОм - для подвижных соединений. В самолетной документации должна быть представлена схема размещения этих проводников или таблица сопротивлений металлизации с указанием контрольных точек и величин максимальных допустимых сопротивлений между контрольными точками.

      586. Наружные неметаллические части (например, элементы конструкции из диэлектрических и композиционных материалов, остекление и т.д.), повреждения которых могут приводить к аварийной или катастрофической ситуации в результате воздействия молнии на ВС, должны иметь защитные устройства.

      587. Топливная система и баки ВС должны быть выполнены таким образом, чтобы в результате воздействия молнии на ВС возможность пожара и взрыва в них исключалась, для чего:
      1) баки не должны размещаться в зоне менее 500 миллиметров от конца крыла;
      2) толщина наружных стенок, кессон-баков, выполненных из алюминиевых сплавов, должна быть не менее 2 миллиметров; на внутренних сторонах стенок баков, выполненных из других материалов, не должно быть горячих точек, способных воспламенить пары топлива;
      3) не должно быть искр внутри баков.

      588. Отверстия дренажных систем и систем слива топлива должны быть расположены таким образом и иметь такую конструкцию, чтобы в них не возникали коронные разряды, способные воспламенить смесь топлива.

      589. При прохождении тока молнии по корпусу ВС не должно быть отказов или ложных срабатываний функциональных систем и устройств, которые могут привести к аварийной или катастрофической ситуации.

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

      591. При приземлении общая масса ВС должна автоматически соединиться с взлетно-посадочной полосой, при этом сопротивление заземляющего устройства не должно превышать 10 ⁷ Ом.
      На воздушном судне должно быть предусмотрено устройство с сопротивлением не более 0,5 Ом для подсоединения к наземному контуру заземления при стоянке ВС.

93. Маршевый газотурбинный двигатель

      592. В главах 93-128 изложены требования к маршевым газотурбинным двигателям ВС всех весовых категорий с числом двигателей не менее двух. Выполнение этих требований является обязательным для обеспечения летной годности двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.

      593. Соответствие газотурбинного двигателя требованиям, изложенным в главах 93-128 должно устанавливаться на основании анализа технической документации, расчетов, стендовых, наземных и летных испытаний, а также на основе анализа опыта эксплуатации:
      1) при сертификации двигателя "до установки на ВС" - в объеме требований глав 93-121;
      2) при сертификации ВС - в объеме требований глав 93-123. На этом этапе сертификации засчитываются положительные результаты той части летных испытаний двигателя при его сертификации "до установки на ВС", которая удовлетворяет требованиям глав 122 и 123;
      3) при контроле серийно выпускаемых и ремонтных газотурбинным двигателям - в объеме требований глав 124-128.

      594. В технической документации на двигатель должны быть представлены Руководство по технической эксплуатации, основные данные и ожидаемые условия эксплуатации.
      Указанные сведения составляют официальный статус двигателя при его испытаниях, сертификации и эксплуатации.
      Ожидаемые условия эксплуатации, включая осредненные полетные циклы (полетные циклы), должны являться основой для составления программ испытаний двигателя и его деталей, подтверждающих соответствие двигателя требованиям глав 93-128.

      595. Расчеты характеристик и испытания двигателя, элементов его конструкции и агрегатов для определения летной годности в ожидаемых условиях эксплуатации должны производиться для атмосферных условий. Характеристики двигателя в полете до высоты 4500 метров должны указываться с поправкой на влажность при высокой температуре.

      596. Применение на двигателе готовых изделий должно согласовываться с разработчиками этих изделий с учетом условий их работы на двигателе.

      597. Двигатель должен предъявляться на сертификацию:
      1) с полностью укомплектованными агрегатами, системами, коммуникациями и датчиками;
      2) с комплектом технической документации, необходимой для эксплуатации и технического обслуживания двигателя;
      3) с комплектами бортового инструмента, приспособлений, контрольно-измерительной и диагностической аппаратуры, обеспечивающими выполнение технического обслуживания, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания двигателя;
      4) с комплектами запасных агрегатов, деталей и расходных материалов, необходимых для выполнения технического обслуживания в соответствии с Регламентом технического обслуживания.

      598. Агрегаты и системы двигателя, потребляющие электроэнергию, должны соответствовать требованиям главы 165 настоящих Норм.

      599. Определения:

      опытный двигатель - двигатель, не проходивший государственные испытания;

      Примечание: государственные испытания двигателя - испытания эпытного двигателя, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия двигателя требованиям нормативно-технической документации и Норм летной годности, определяющим сертификацию двигателя "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности;

      серийный двигатель - двигатель, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции и применяемым материалам двигателю, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности;

      модифицированный двигатель - двигатель, являющийся развитием серийного двигателя, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность;

      ремонтный двигатель - серийный двигатель, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса;

      максимальный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый максимальной тягой (мощностью) на земле или в полете в течение ограниченного времени;

      взлетный режим - максимальный режим работы двигателя на земле (H = 0, М = 0) при взлете ВС;

      максимальный продолжительный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый пониженными по сравнению с максимальным режимом значениями частоты вращения ротора (роторов) и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать с ограниченной по времени общей наработкой;
      Примечание 1. Условия применения максимального, взлетного и максимального продолжительного режимов, а также, допустимая суммарная наработка на этих режимах за ресурс указываются в Руководстве по технической эксплуатации.
      Примечание 2. Регламентация этих режимов (ограничения по условиям и длительности их применения) не лишает пилота права выходить за пределы этих ограничений в опасной ситуации.

      режим реверсирования тяги - установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве;

      режим земного малого газа - установившийся режим, работы двигателя на земле при минимальной частоте вращения ротора и тяге (мощности), при которых обеспечивается его устойчивая работа и требуемая приемистость;

      режим полетного малого газа - установившийся режим работы двигателя при минимальной допустимой частоте вращения ротора, обеспечивающей требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку;

      режим проверки приемистости - режим работы двигателя на стенде с тягой (мощностью) не более 15 % от ее значения на взлетном режиме, от которого проверяется время регламентированной приемистости, не превышающее 5 секунд, до достижения 95 % взлетной тяги (мощности);
      Примечание. Время регламентированной приемистости может определяться от режима полетного малого газа, если этот режим установлен для двигателя;

      мощность воздушного винта (N _в ) - мощность, затрачиваемая на вращение воздушного винта;

      эквивалентная мощность (N _экв ) - сумма мощности воздушного винта и мощности реактивной струи турбовинтового двигателя;

      нормальный запуск - переменный процесс раскрутки ротора (роторов) двигателя от неподвижного состояния (или режима авторотации) до достижения режима малого газа с сохранением времени запуска и других параметров в пределах, установленных технической документацией;

      ложный запуск - раскрутка ротора двигателя пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания;

      холодный запуск - нормальный запуск, осуществляемый не ранее чем через два часа после выключения двигателя, или через другой, установленный технической документацией, промежуток времени;

      горячий запуск - нормальный запуск, осуществляемый не позже чем через 15 минут после выключения работающего двигателя;

      максимальный допустимый крутящий момент (применительно только к двигателям со свободной турбиной) - максимальный крутящий момент, приложение которого в течение периода времени до 20 секунд не приводит к опасным последствиям для двигателя;

      максимальная частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации частота вращения ротора на максимальном (взлетном) режиме;

      температура газа (в одном из сечений газовоздушного тракта двигателя) - среднемассовая температура заторможенного потока газа (в этом сечении);

      отказы двигателя с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
      1) разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпусов (нелокализованные разрушения);
      2) нелокализованные пожары;
      3) отказы, вызывающие повышение содержания в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций;
      4) отказы, приводящие к возникновению недопустимой тяги в направлении, противоположном движению ВС;
      5) отказы, исключающие возможность выключения двигателя.

      600. Ожидаемые условия эксплуатации двигателя включают указанные ниже параметры (режимы) полета, параметры состояния и воздействия на двигатель внешней среды и эксплуатационные факторы, в том числе их изменение (там, где это возможно) по времени за полетный цикл. Полетный цикл должен включать в себя ожидаемые установившиеся режимы работы и переменные процессы двигателя, начиная от его запуска на земле до выключения после посадки ВС, а также все режимы при проведении работ по техническому обслуживанию, отнесенные к одному полетному циклу.
      Параметры (режимы) полета:
      1) высота полета;
      2) скорость (число М) полета;
      3) углы наклона двигателя в пространстве;
      4) перегрузки.
      Параметры состояния и воздействия на двигатель окружающей среды:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) направление и скорость ветра;
      3) электрические воздействия;
      4) размеры, масса, скорость птиц, кусков льда, града, воды (дождя), попадающих на вход двигателя.
      Эксплуатационные факторы:
      1) ресурсы двигателя (в часах и полетных циклах), срок службы (календарное время);
      2) режимы работы двигателя, число и последовательность выходов на эти режимы за один полетный цикл и допустимая непрерывная и общая продолжительность работы на определенных режимах (в том числе на режимах авторотации и реверсирования тяги), а также сведения о переменных процессах;
      3) характеристика профиля полета;
      4) область и число запусков по высоте и скорости полета;
      5) величина отбора воздуха и мощности;
      6) потери полного давления в самолетном воздухозаборнике;
      7) неоднородность потока воздуха на входе в двигатель;
      8) применяемые марки топлива, масла, присадок, технических жидкостей и газов;
      9) температура и давление топлива на входе в двигатель;
      10) параметры энергопитания агрегатов двигателя, в том числе пускового устройства;
      11) температура под капотом силовой установки с указанием характерных зон;
      12) покрытие и состояние взлетно-посадочной полосы и места стоянки ВС;
      13) периодичность и виды технического обслуживания и диагностики технического состояния двигателя;
      14) величины механических повреждений деталей двигателя в эксплуатации;
      15) особенности компоновки двигателя на ВС, в том числе определяющие особенности технического обслуживания двигателя;
      16) загрязнение топлива механическими примесями и свободной водой (на входе в двигатель).

      Наработка - продолжительность эксплуатации двигателя в полете и наземных условиях, выраженная в часах, числе полетных циклов, числе включений и т.п.;

      Назначенный ресурс двигателя (деталей) - суммарная наработка двигателя (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния.
      Примечание: В пределах назначенного ресурса двигателя могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно-назначенного ресурса двигателя (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного техническими условиями на двигатель. Временно назначенный ресурс двигателя устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, обязательная замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно-назначенного ресурса двигателя его эксплуатация может быть продолжена.

      Основные детали - детали, разрушение или последствия разрушения которых могут привести к опасным для ВС последствиям;
      Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки двигателя и эксплуатации его прототипов.
      Ресурс двигателя до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта;
      Примечание. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного техническими условиями на двигатель. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных в Регламенте технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей.

      Осредненный полетный цикл (полетный цикл) - изменение по времени давления и температуры воздуха на входе в двигатель и изменение частот вращения роторов двигателя и других параметров, характеризующих режимы работы двигателя на ВС. Полетный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых полетных циклов с использованием данных о фактических условиях работы двигателя в эксплуатации;

      испытательный цикл - изменение по времени частот вращения роторов, положений регулирующих органов и условий на входе в двигатель при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в полетных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;

      установившийся режим - режим работы двигателя, при котором его параметры не изменяются по времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации);

      переменный процесс - процесс изменения во времени параметров двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, полная и частичная приемистости, дросселирование, сброс газа, останов и другие).

94. Конструкция двигателя

      601. Двигатель вместе с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного ресурса и срока службы отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час наработки двигателя как события практически невероятные. Подтверждение выполнения этого требования должно проводиться на основе анализа конкретной схемы и реальной конструкции, материалов статистической оценки надежности подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатов испытаний данной конструкции.

      602. При ожидаемых условиях эксплуатации как на установившихся режимах, так и при переменных процессах (допускаемых конструкцией двигателя и его автоматики) в двигателе не должен возникать помпаж компрессора. Помпаж, возникающий в полете в результате непредвиденных факторов (появление маловероятной неисправности, возможные ошибки экипажа и т.п.), не должен приводить к отказам двигателя с опасными последствиями.

      603. Двигатель должен быть спроектирован так, чтобы возможное при эксплуатации попадание в него посторонних предметов (птиц, воды, дождя, кусков льда и града) не вызывало последствий, при условиях, регламентированных требованиями этого пункта.

      604. Двигатель и его агрегаты должны быть спроектированы и изготовлены так, чтобы была обеспечена возможность осмотра, технического обслуживания и замены деталей, агрегатов и других элементов конструкции двигателя в эксплуатации в соответствии с Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания двигателя.

      605. Пожарная защита двигателя.
      На двигателе должны быть предусмотрены:
      1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
      2) система обнаружения перегрева (пожара);
      3) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на двигателе, где возможно их возгорание;
      4) устройства экстренного выключения двигателя.
      На двигателе должны быть выполнены огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
      1) элементы органов системы управления выключением двигателя;
      2) трубопроводы или емкости (баки), содержащие топливо, масло или их пары и рабочую жидкость гидросистемы;
      3) электропровода системы управления "органами средств выключения двигателя и других систем, которые признаны необходимыми для обеспечения контроля за двигателем во время пожара и после пожара;
      4) воздухопроводы, разрушение которых от действия высокой температуры при пожаре может привести к подаче воздуха в мотогондолу;
      5) трубопроводы и распылительные устройства системы пожаротушения.
      Применение в компрессорах двигателя деталей из сплавов на основе титана может быть допущено, если максимальные возможные температуры деталей из этих сплавов не превышают предельных значений:
      1) 500 ^о С - для рабочих лопаток;
      2) 330 ^о С - для лопаток направляющих аппаратов;
      3) 300 ^о С - для внутренних оболочек корпусов и лабиринтов.
      Примечание: Указанная предельная температура для деталей из сплавов титана не распространяется на лабиринты, расположенные на барабанах и дисках ротора под лопатками направляющих аппаратов, если сопрягающиеся детали изготовлены из различных материалов (например, консольные лопатки или внутренние кольца под направляющим аппаратом - из стали, ротор - из титана).
      Конструкция компрессора с деталями, изготовленными из сплавов на основе титана, должна удовлетворять следующим требованиям:
      1) исключать возможность трения титановых деталей между собой в нормальных условиях эксплуатации, а также в результате нарушения осевых и радиальных зазоров между статорными и роторными элементами;
      2) иметь внутренние оболочки корпусов и лопатки направляющих аппаратов из стальных или никелевых сплавов, если не выполнено условие.
      Двигатели должны быть оборудованы системой подачи огнегасительного вещества во внутренние масляные полости в том случае, если анализом конструкции и опыта доводки двигателя, а также опыта эксплуатации прототипов показано, что пожар во внутренних масляных полостях может возникнуть и при этом не может быть ликвидирован путем выключения двигателя.
      Примечание 1. Непреднамеренная подача огнегасительного вещества не должна приводить к нарушению нормальной работы двигателя.
      Примечание 2. Устройства для подачи огнегасительного вещества должны отвечать требованиям.
      Примечание 3. В Руководстве по технической эксплуатации двигателя должна быть указана последовательность операций при применении огнегасительного вещества.
      В компоновке двигателя должно быть предусмотрено:
      1) размещение агрегатов масляной и топливной систем по возможности вне горячей части двигателя;
      2) перепуск воздуха из компрессора и отвод воздуха из полостей суфлирования масляной системы не в подкапотное пространство, а в атмосферу или в наружный контур двухконтурного двигателя.
      Для предотвращения возгорания масла, протекшего через масляные уплотнения валов, должна быть обеспечена возможность:
      1) отвода масла из полостей между масляными и воздушными уплотнениями валов через специальный канал;
      2) прекращения подачи масла нагнетающим насосом в случае отказа откачивающих насосов.
      В камере сгорания двигателя и его выхлопной трубе должно быть исключено образование застойных зон, в которых может скапливаться топливо при неудавшихся запусках двигателя, и должен быть предусмотрен необходимый дренаж топлива.

      606. Для устранения разности электрических потенциалов основных элементов двигателя между ними должны быть обеспечены электрические контакты (металлизация) и предусмотрена возможность электрических контактов двигателя с примыкающими к нему элементами ВС при его установке на ВС.

      607. Должен быть проведен анализ причин и последствий функциональных отказов двигателя с учетом истории доводки двигателя и опыта эксплуатации его прототипа или аналога.
      По отказам, которые могут иметь опасные последствия, должно быть показано, что в конструкции, технологии изготовления и документации по техническому обслуживанию двигателя предусмотрены специальные меры:
      1) по предотвращению таких отказов;
      2) по своевременному выявлению и устранению дефектов и повреждений двигателя, которые могут привести к возникновению отказов с опасными последствиями.

      608. Должна обеспечиваться взаимозаменяемость двигателей в ожидаемых компоновках силовой установки. В виде исключения может допускаться перестановка отдельных агрегатов или других элементов конструкции двигателя при условии обеспечения их взаимозаменяемости.

      609. Детали и агрегаты двигателя должны быть защищены от коррозии и износа в эксплуатации и при хранении соответствующими способами, регламентированными технической документацией.
      Консервация и расконсервация двигателя не должны требовать частичной разборки двигателя или демонтажа агрегатов.

      610. Детали двигателя, отказ которых может создать опасные последствия, должны маркироваться так, чтобы можно было, используя техническую документацию, получить необходимые сведения об изготовлении этих деталей. В технической документации на изготовление этих деталей должен предусматриваться повышенный объем их контроля.

      611. Должно быть показано, что транспортирование двигателя в соответствии с технической документацией не снижает его работоспособности.

      612. Турбовинтовой двигатель должен оборудоваться стояночным тормозом или другими средствами, предотвращающими вращение воздушных винтов. При наличии стояночного тормоза он должен быть сблокирован с системой запуска турбовинтового двигателя.

95. Прочность двигателя

      613. Статические и динамические напряжения, деформации и нагрузки в деталях двигателя, а также вибрации в местах его подвески к ВС и крепления агрегатов не должны при данных особенностях конструкции, используемых материалах и принятой технологии изготовления превышать значения, установленные с учетом опыта эксплуатации и результатов специальных испытаний.

      614. Обрыв рабочей лопатки компрессора или турбины, а также вторичные явления, возникающие в результате ее обрыва (разрушение других лопаток, увеличение дисбаланса ротора, местное повышение температуры и т.д.), не должны вызывать опасных последствий.

      615. Элементы роторов двигателя, для которых при их разрушении не обеспечена локализация обломков внутри корпусов двигателя (лопатки вентилятора, лиски), должны обладать достаточной прочностью, чтобы противостоять максимальным механическим и тепловым нагрузкам, возможным в ожидаемых условиях эксплуатации.

      616. Элементы роторов не удерживаемые при разрушении корпусами двигателя (диски, валы, лопатки вентилятора), должны подвергаться неразрушающему контролю на всех этапах производства согласно указаниям технической документации, в том числе контролю механических свойств материала на образцах, вырезанных из прибыльной части каждой заготовки.

      617. Путем анализа отказов и при необходимости соответствующими испытаниями должно быть показано, что разрушение валов турбины или компрессора, их расцепление и смещение относительно прилегающих деталей либо не приводит к отказам с опасными последствиями, либо практически невероятно.

96. Материалы

      618. Все материалы, используемые для изготовления деталей двигателя, его систем и агрегатов, должны соответствовать требованиям действующих стандартов, норм и технических условий и должны быть выбраны с учетом действительных условий их работы в двигателе в течение ресурса, а также соответствующих сроков службы и хранения.
      Везде, где это возможно, должны применяться материалы, обладающие достаточными антикоррозионными свойствами и износостойкостью.
      Обоснование выбора материалов должно включаться в техническую документацию по двигателю.

      619. В техническую документацию на двигатель должны включаться данные о допустимых к применению в эксплуатации расходных материалах (основных и резервных топливах и маслах, смазках, специальных жидкостях и т.п.). Все используемые расходные материалы должны соответствовать действующим стандартам.

      620. Для топлив и масел, допущенных к применению на двигателе, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации зарубежные аналоги.

      621. Выбор материалов для деталей проточной части компрессоров из титановых сплавов должен производиться с учетом требований. Для новых материалов на основе титана специальными испытаниями на образцах или элементах конструкции двигателя должно быть подтверждено отсутствие их самоподдерживающегося горения.

      622. Если в конструкции двигателя применены материалы, впитывающие жидкости, которые могут усиливать коррозию или горение, то должны быть разработаны средства защиты этих материалов от пропитки жидкостями.

97. Технология

      623. Общие требования. Принятая технология изготовления должна обеспечивать стабильность исходных прочностных характеристик деталей двигателя и качество его сборки.
      Принятая и включенная в Руководство по технической эксплуатации технология устранения повреждений элементов газовоздушного тракта (например, забоин на лопатках, трещин на деталях реверсивного устройства) должна обеспечивать сохранение работоспособности двигателя в соответствии с технической документацией на двигатель.
      Детали двигателя, требующие определенного положения при сборке, должны иметь соответствующие конструктивные элементы или метки, исключающие возможность их неправильного монтажа.
      Элементы крепления и фиксации деталей двигателя должны удовлетворять в условиях производства и ремонта следующим требованиям:
      1) конструкция и технология крепления рабочих лопаток компрессора и турбины, не имеющих бандажных полок, должны, как правило, обеспечивать возможность замены отдельных лопаток без снятия других лопаток соответствующей ступени;
      2) фиксация деталей в разъемных соединениях двигателя с применением керновки и завальцовки разрешается только в соединениях, где используются детали разового применения, а также в случаях, когда у деталей имеются специальные элементы для повторной завальцовки;
      3) в резьбовых соединениях в случае необходимости должны быть предусмотрены меры предупреждения прихватывания деталей по резьбе.
      Конструкция и технология монтажа подшипников двигателя должны обеспечивать возможность их многократного демонтажа без повреждения тел и дорожек качения.
      Динамическая балансировка роторов двигателя, как правило, должна осуществляться за счет перестановки лопаток и (или) специальных регулировочных элементов. Проведение балансировки роторов путем снятия материала может быть допущено только при изготовлении двигателя.
      В случае замены в эксплуатации модулей двигателя (на двигателе модульной конструкции) должна быть исключена необходимость:
      1) совместной обработки модулей;
      2) последующей балансировки роторов на специальных стендах;
      3) проведения контрольных испытаний двигателя.
      Необходимые проверки и регулировки двигателя после замены модулей должны проводиться в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.

      624. Литые заготовки.
      Изготовление и контроль деталей из литых заготовок, применяемых в конструкции двигателя, следует осуществлять в соответствии с требованиями, указанными в технической документации.

      625. Горячедеформированные заготовки.
      Для обеспечения необходимой прочности применяемых в конструкции двигателя деталей, получаемых из горячедеформированных заготовок, соответствующие технологии ковки и штамповки, термообработки и контроля качества должны быть установлены на основании технической документации для каждого типа горячедеформированных заготовок.
      Горячедеформированные заготовки должны быть разделены на соответствующие группы по способам, объему и видам контроля в зависимости от ответственности и условий работы деталей, для изготовления которых предназначаются эти заготовки. Группы контроля должны быть указаны в технической документации.
      Способы и виды контроля требуемого качества горячедеформированных заготовок (анализы химического состава, испытания по определению механических свойств, металлургические исследования, испытание стандартных образцов разрушением, прочностные исследования, рентгенографический контроль и т.п.) следует указывать в технической документации.
      Техническая документация должна содержать требования, необходимые для разработки чертежей, технологии изготовления и способов контроля горячедеформированных заготовок, обеспечивающие необходимую стабильность их свойств.
      Если способ контроля предусматривает испытание механических свойств материала на образцах, то каждая горячедеформированная заготовка должна иметь одну или несколько технологических прибылей, которые после термообработки используются для изготовления образцов, испытываемых с целью установления соответствия применяемого материала требованиям технической документации.

      626. Сварные (паяные) детали.

      627. Для обеспечения необходимой прочности сварных (паяных) деталей двигателя на основании технической документации должна быть установлена соответствующая технология их сварки или пайки, термообработки и контроля качества. Материалы и их сочетания, используемые для изготовления деталей горячей части двигателя с применением сварочных процессов, должны обладать свойствами, предотвращающими образование трещин на сварных швах, околошовных зонах и по целому материалу под воздействием повторных и длительных нагревов.
      Должна обеспечиваться возможность использования сварки для устранения сварочных и других дефектов при ремонте двигателя.

      628. Технология сварки (пайки), виды и объем контроля должны указываться в соответствующей технической документации.

      629. Сварные элементы конструкции двигателя должны обеспечивать в случае необходимости возможность применения рентгеновского (или другого неразрушающего) контроля всех сварных (паяных) швов после сварки и термообработки. В случае невозможности применения такого контроля на окончательно изготовленных конструкциях должна быть обеспечена возможность его применения на промежуточных операциях изготовления.

      630. Должно быть обеспечено качество сварных (паяных) конструкций, регламентированное соответствующей технической документацией. В зависимости от условий работы детали должны быть предусмотрены типовые или особые виды контроля - испытания на герметичность под избыточным давлением, контрольное разрушение, физические методы контроля (магнитный, вихретоковый, ультразвуковой, импендансный и другие) и т.п.

      631. Все сварные (паяные) швы должны подвергаться визуальному контролю и приемлемым методам дефектоскопии. После термообработки сварных элементов конструкции может назначаться дополнительный контроль.

      632. Принятые для сварных элементов конструкции виды и объемы контроля должны применяться в стадии освоения технологии изготовления двигателя непрерывно до достижения необходимого стабильного уровня их качества.

98. Ресурсы

      633. Конструкция двигателя должна в течение определенного времени эксплуатации (назначенного ресурса) выдерживать без разрушений, угрожающих безопасности полета, воздействие повторяющихся в эксплуатации нагрузок.
      При сертификации двигателя "до установки на ВС" устанавливаются начальные назначенные ресурсы двигателя и его основных деталей и начальный ресурс двигателя до первого капитального ремонта в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      634. Ресурсы подтверждаются испытаниями двигателя и его основных деталей.

      635. Ресурсы агрегатов и комплектующих изделий устанавливаются на основании их испытаний в системе двигателя, а также автономных испытаний на специальных установках.

99. Надежность

      636. При отсутствии в процессе стендовых длительных и ресурсных испытаний отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете, для подтверждения достаточной надежности суммарная наработка должна составлять для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета не более 5 часов, - не менее 5000 часов, а для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета более 5 часов, - не менее 7000 часов.
      При наличии указанных отказов, наработка на отказ для двигателей первой группы должна составлять не менее 8500 часов, а для двигателей второй группы - не менее 12000 часов.
      Наработка на отказ определяется по формуле:
                                 t
                           Т _IA = --
                                 m _a ,
      где, t - суммарная наработка двигателей при стендовых длительных и ресурсных испытаниях;
      m _а - количество отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете.
      Примечание 1. Отказы, для устранения причин которых разработаны эффективные мероприятия, проверенные испытаниями, в зачет не принимаются.
      Примечание 2. При ускоренных испытаниях по эквивалентно-циклической программе для каждого испытательного цикла должна засчитываться наработка двигателя, равная длительности полетного цикла, соответствующего испытательному циклу.

100. Топливная система двигателя

      637. Топливная система должна обеспечивать питание двигателя топливом при запуске и на всех режимах в ожидаемых условиях эксплуатации. Система должна также обеспечивать работу двигателя в особых условиях эксплуатации, указанных в технических условиях.

      638. Топливо должно подаваться к форсункам насосом (насосами) высокого давления, приводимым от двигателя (или другого энергетического устройства). Полная производительность насоса должна быть не менее максимальной потребной для обеспечения устойчивой работы двигателя на максимальном (взлетном) режиме в ожидаемых условиях эксплуатации. При наличии двух насосов каждый из них должен иметь независимый привод; отказ одного насоса не должен влиять на привод или характеристики другого насоса.

      639. Во всасывающей магистрали основного топливного насоса (насосов) высокого давления должен устанавливаться фильтр с пропускной способностью и тонкостью очистки.

      640. Конструкция топливных фильтров должна обеспечивать:
      1) требуемый расход топлива через перепускной предохранительный клапан в случаях засорения фильтрующего элемента механическими примесями или льдом, образующимся в результате замерзания воды, содержащейся в топливе. Фильтр должен оборудоваться сигнализатором максимального перепада давления на фильтре;
      2) необходимую степень фильтрации в течение максимальных сроков, предусмотренных для осмотров и очистки фильтров, при работе на топливе с заданным уровнем загрязнения механическими примесями и свободной водой.

      641. Дренажные устройства системы должны исключать возможность попадания топлива в двигательный отсек и в другие пожароопасные зоны, а также на стояночную площадку аэродрома.

      642. При эксплуатации двигателя на топливе, не содержащем противообледенительной присадки, топливная система должна быть оснащена устройством защиты фильтра от обледенения.

      643. Все элементы топливной системы, работа которых согласно Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания должна контролироваться обслуживающим персоналом, должны иметь удобный доступ.

      644. В конструкции двигателя должна быть предусмотрена система для сбора и утилизации жидкого топлива при ложном или неудавшемся запуске и после останоки во время эксплуатации двигателя на земле и в полете.
      Емкость для сбора топлива, сливаемого из нижних точек газовоздушного тракта, не должна использоваться для других жидкостей и должна автоматически опорожняться с возвратом топлива в двигатель при его работе. Возврат топлива должен производиться, минуя самолетные баки, если иное не оговорено в технической документации.

101. Масляная система двигателя

      645. Двигатель должен иметь автономную масляную систему с отдельным баком.
      Схема, конструкция и органы регулирования масляной системы должны обеспечивать:
      1) поддержание установленных давлений и температур масла для смазки и охлаждения деталей и узлов трения;
      2) демпфирование опор роторов;
      3) работу агрегатов управления, использующих масло в качестве рабочей жидкости;
      4) отвод воздуха из полостей опор и масляного бака;
      5) вынос маслом частиц износа поверхностей трения из двигателя;
      6) очистку масла в процессе его циркуляции от включений размером более 40 мкм.
      Эти функции должны выполняться на всех режимах работы двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
      В турбовинтовых двигателях масляная система должна обеспечивать бесперебойную подачу масла в воздушный винт и его агрегаты с температурами и давлениями, классом чистоты и содержанием воздуха, приемлемыми для их нормальной работы в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Примечание. Масляный бак может быть установлен вне двигателя, если будет доказана целесообразность такой компоновки.

      646. Конструктивными средствами в опорах и масляной системе двигателя должны быть исключены:
      1) изменение физико-химических свойств циркулирующего через двигатель масла свыше допустимых техническими условиями норм из-за высоких температур омываемых им поверхностей;
      2) износ пар трения свыше допустимых пределов, указанных в рабочих чертежах;
      3) отложение кокса в трубах суфлирования в пределах, ведущих к повышению давления в суфлируемых полостях;
      4) утечки масла через уплотнения валов, вызывающие загрязнение отбираемого от двигателя на нужды ВС воздуха сверх предельно допустимых концентрацией;
      5) утечки или выброс масла через суфлер сверх нормы расхода масла, приведенной в технической документации на двигатель;
      6) образование в нагнетающем насосе воздушных пробок при заполнении системы маслом или отливе масла от маслозаборника в полете;
      7) переполнение двигателя маслом, как при неработающем двигателе, так и на всех режимах его работы на земле и в полете, в том числе на режиме авторотации;
      8) загрязнение сливаемым маслом поверхности двигателя и ВС.

      647. Основные агрегаты и элементы (бак, масляные насосы, центробежные воздухоотделители, клапаны, краны, фильтры, теплообменники, измерительные и сигнализирующие устройства и т.д.), относящиеся к масляной системе, должны располагаться на двигателе так, чтобы обеспечивались:
      1) пожарная безопасность;
      2) возможность нетрудоемкой замены отдельных неисправных деталей и агрегатов системы;
      3) ускоренный подогрев масла в системе при низкотемпературном запуске с помощью штатных наземных источников тепла.
      Примечание. Штатные наземные источники тепла, если они используются для двигателя, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.

      648. Потребный запас масла в баке при заполненной системе должен определяться суммой:
      1) двукратного количества масла, расходуемого за полет, в соответствии с часовым расходом масла, указанным в технической документации, но не менее 12-кратного часового расхода;
      2) количества масла, необходимого для обеспечения стабильной циркуляции масла через двигатель на всех режимах его работы;
      3) количества масла, которое должно оставаться в специальном отсеке бака для подачи к агрегатам регулирования двигателя при возможных отрицательных перегрузках, в случае потери системой масла и для обеспечения флюгирования лопастей воздушного винта;
      4) количества масла, находящегося в баке ниже среза маслозаборника.

      649. Масляный бак должен иметь:
      1) заливную горловину и устройство с краном нажимного самоконтрящегося типа для слива масла из бака;
      2) клапан для закрытой дистанционной заправки маслом под давлением в аэродромных условиях с устройством, предотвращающим переполнение бака при заправке, и штуцером, имеющим стандартные размеры;
      3) легкосъемную крышку заливной горловины;
      4) съемный сетчатый фильтр в заливной горловине с тонкостью очистки масла 0,2 миллиметров;
      5) устройство для измерения количества масла в баке (с погрешностью не более + 4 % от максимального заправляемого количества) и средства сигнализации допустимых максимального и минимального уровней масла в баке;
      6) не заполняемый маслом объем не менее 20 % объема бака;
      7) конструкцию, исключающую возможность скопления в заливной горловине и вблизи нее остатков масла после заправки;
      8) трафарет с указанием марки и количества заправляемого масла, укрепленный возле заливной горловины;
      9) крепление, исключающее смещения и повреждения бака при возможных в ожидаемых условиях эксплуатации механических и тепловых нагрузках;
      10) специальный отсек, оборудованный маслозаборником;
      11) устройства возврата масла в бак, обеспечивающие отделение содержащегося в масле воздуха;
      12) устройства, обеспечивающие поступление масла в двигатель, а также суфлирование бака при перегрузках и эволюциях, возможных в ожидаемых условиях эксплуатации. Расположение устройства должно исключать засасывание отстоя;
      13) кран или пробку для полного слива масла и конденсата в нижней точке бака с фиксацией его закрытого положения.

      650. Откачивающие насосы масляной системы двигателя, а также форсунки, подводящие масло к подшипникам роторов двигателя, должны быть защищены от попадания в них инородных частиц защитными фильтроэлементами.
      Примечание. Фильтроэлементы перед форсунками могут не устанавливаться, если в конструкции предусмотрены другие меры по защите от попадания в них вместе с маслом посторонних частиц.

      651. На входе масла в двигатель должен быть установлен фильтр надлежащей пропускной способности и тонкости очистки. При этом:
      1) фильтр должен обладать способностью работать без очистки в течение срока, предусмотренного Регламентом технического обслуживания;
      2) в конструкции фильтра должен быть предусмотрен клапан перепуска масла мимо фильтрующего элемента в случае его засорения или при запуске двигателя при низкой температуре масла;
      3) должен быть исключен смыв и унос в масляную систему отложений с фильтрующего элемента и днища отстойной полости корпуса фильтра при открытии перепускного клапана;
      4) фильтр должен иметь отстойную полость со сливным краном и устанавливаться в месте, удобном для периодического осмотра; течь масла из корпуса фильтра при снятии фильтрующего элемента должна быть исключена;
      5) фильтр должен быть оборудован сигнализаторами максимального допустимого перепада давления на фильтрующем элементе или иным эквивалентным средством для сигнализации засорения фильтра.

      652. Суфлер масляной системы должен обеспечивать выпуск воздуха, проникающего через уплотнения опор, во всех ожидаемых условиях эксплуатации в пределах, необходимых для поддержания в полостях опор, баке и коробке приводов давления, достаточного для обеспечения подачи насосов в высотных условиях. Суфлер должен одновременно выполнять функции отделения масла от масловоздушной среды и возвращения отделенного масла обратно в масляную систему. Суфлирующий патрубок должен быть защищен от попадания в него посторонних предметов и замерзания конденсата.

      653. Прокачка масла через двигатель на режиме авторотации должна обеспечивать полет в течение времени, равного половине времени полета по маршруту наибольшей протяженности во всех ожидаемых условиях эксплуатации без повреждения трущихся деталей, без внутренних утечек и внешнего выброса масла и с сохранением возможности запуска двигателя в полете. При выключении двигателя в полете из-за потери масла в системе должна обеспечиваться авторотация двигателя в течение указанного времени без отказов с опасными последствиями.

102. Система охлаждения двигателя

      654. Система охлаждения двигателя должна обеспечивать работоспособность горячих деталей двигателя, его агрегатов и рабочих жидкостей в ожидаемых условиях эксплуатации. Количество, температура и давление охлаждающего агента должны определяться расчетом и проверяться испытаниями.

      655. Если отбираемый из двигателя воздух (газ) используется для охлаждения элементов конструкции или наддува уплотнений и замкнутых полостей, работоспособность которых зависит от чистоты подаваемого воздуха (газа) и может ухудшаться вследствие воздействия на них инородных частиц (пыли, песка и других), то конструкция системы должна исключать попадание в эти элементы частиц недопустимого размера и в недопустимом количестве.

103. Система регулирования и управления двигателя

      656. Двигатель должен быть оснащен системой автоматического регулирования и управления, которая должна обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации выполнение следующих функций:
      1) запуск и выключение двигателя;
      2) автоматическое поддержание регулируемых параметров в соответствии с заданной программой регулирования и с заданной точностью на всех режимах и при возможных изменениях внешних условий и температуры рабочего тела, применяемого в регулирующих устройствах;
      3) плавный переход с режима на режим при перемещении рычагов управления двигателями с изменением регулируемых параметров в пределах, оговоренных в технической документации;
      4) прямое или косвенное ограничение предельно допустимых параметров двигателя (температуры газа, частоты вращения, тяги (мощности), отрицательной тяги воздушного винта, крутящего момента, реверсивной тяги, давления воздуха за компрессором и других).

      657. Должны быть предусмотрены меры для предотвращения превышения значений регулируемых параметров сверх предельно допустимых их значений при отказах системы автоматического регулирования и управления.

      658. В системе регулирования и управления должны быть предусмотрены устройства для предотвращения опасного развития отказов двигателей, начальное проявление которых может быть зафиксировано. Должен быть обоснован выбор типов этих устройств, а их эффективность проверена на двигателе.

      659. Устанавливаемые на двигателе устройства выключения подачи воспламеняющихся жидкостей и средства управления этими устройствами должны размещаться так, чтобы вероятность их повреждения или воздействия на них открытого огня была возможно меньшей.

      660. Размещение агрегатов системы автоматического регулирования и управления на двигателе должно обеспечивать возможность удобного их обслуживания без снятия двигателя с ВС.

      661. При изменении температуры окружающей среды не должна требоваться подрегулировка соответствующих элементов системы автоматического регулирования.
      Примечание. Подрегулировка элементов системы автоматического регулирования может быть допущена согласно Руководства по технической эксплуатации при смене топлива на другую марку, разрешенную к применению на двигателе.

      662. Датчики регулируемых параметров, используемые в системе автоматического регулирования, должны быть автономными.
      Примечание. Указанные датчики могут применяться для других целей, если это не будет оказывать неблагоприятного влияния на работу системы автоматического регулирования.

      663. Работоспособность агрегатов системы автоматического регулирования с электрическим приводом должна быть обеспечена при работе от основных и аварийных источников электроэнергии.
      Агрегаты системы автоматического регулирования должны относиться к приемникам электроэнергии первой категории.

      664. Органы системы управления, относящиеся к двигателю должны отвечать следующим требованиям:
      1) иметь достаточную прочность и жесткость и выдерживать механические и тепловые нагрузки, возможные в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) не перемещаться под действием вибраций и других нерасчетных нагрузок.

      665. Если для органов управления, размещенных на двигателе и включенных в его компоновку, используются гибкие элементы, то их пригодность должна быть подтверждена.

104. Система запуска двигатели

      666. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.

      667. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя на земле, как от бортовых, так и от аэродромных средств питания без дополнительной специальной регулировки системы запуска и системы автоматического регулирования в ожидаемых условиях эксплуатации.

      668. В полете в ожидаемых условиях эксплуатации системой должен обеспечиваться нормальный запуск авторотирующего двигателя и, если это требуется, с подкруткой пусковым устройством.

      669. Система запуска должна быть автоматизированной и удовлетворять следующим требованиям:
      1) включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер и т.п.);
      2) обеспечивать автоматический процесс нормального запуска до выхода двигателя на режим малого газа без выполнения каких-либо дополнительных ручных операций.
      Примечание 1. Если используется система воздушного запуска, совмещенная с другими системами, то допускаются предварительные операции, связанные с перестройкой такой системы для запуска двигателя.
      Примечание 2. Для запуска турбовинтового двигателя в полете, осуществляемого при выводе лопастей воздушных винтов из флюгерного положения, допускаются ручные операции (например, включение флюгерного насоса, перестройка частоты вращения воздушного винта и прочее);
      Примечание 3) автоматически отключаться и автоматически подготавливаться к следующему запуску;
      Примечание 4) обеспечивать возможность запуска двигателя с использованием энергии ранее запущенных двигателей (это не относится к системам с турбокомпрессорными стартерами) или вентиляторным газотурбинным двигателям (ВГТД).

      670. Система запуска должна обеспечивать:
      1) быстрое прекращение запуска;
      2) осуществление прокрутки ротора;
      3) возможность выполнения ложного запуска двигателя.

      671. Высоковольтные цепи системы должны быть электрически независимыми от всех других электрических цепей на двигателе. Провода высоковольтных цепей должны быть экранированы и проложены отдельно от других проводов.

      672. Пусковое устройство вместе с механизмом его включения и выключения не должно снижать работоспособность двигателя. Параметры питания этого устройства должны обеспечивать нормальный запуск двигателя.

105. Система впрыска жидкости в компрессор двигателя

      673. Если на двигателе применяется система впрыска жидкости в компрессор, то она должна обеспечивать восстановление или форсирование взлетной тяги (мощности) двигателя. Диапазоны температур и давлений атмосферного воздуха, в которых рекомендовано применение системы впрыска, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.

      674. Многократное применение впрыска жидкости не должно приводить к снижению надежности и недопустимому ухудшению основных данных двигателя, а также вызывать необходимость перерегулировки топливной аппаратуры.

      675. Должна исключаться возможность попадания впрыскиваемой жидкости в масляную систему и агрегаты двигателя.

      676. Включение и выключение системы должны производиться вручную; должна исключаться возможность самопроизвольного ее включения.

      677. Не допускается применение в системе токсичных жидкостей. Как сама жидкость, так и ее пары должны быть безвредными для организма человека.

106. Система отбора воздуха (газа) двигателя

      678. Назначение, количество и параметры отбираемого из двигателя воздуха (газа) для наддува и вентиляции кабин, противообледенительной системы, наддува топливных баков, приводов генераторов и др., режимы работы двигателя при этом и допустимая продолжительность отбора, а также влияние отбора на характеристики двигателя должны быть указаны в технической документации на двигатель.

      679. Отбор воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к недопустимому изменению неравномерности поля температуры газа в камере сгорания и перегреву деталей камеры сгорания и турбины.

      680. В системе регулирования двигателя должно предусматриваться автоматическое ограничение максимальной допустимой температуры газа перед турбиной при отборе воздуха или должно быть показано, что другие применяемые на двигателе средства не допускают превышения максимальной допустимой температуры газа при отборе воздуха.

      681. Отбор установленных количеств воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к возникновению опасных колебаний лопаток компрессора.

      682. Должна быть обеспечена пригодность отбираемого из двигателя воздуха для непосредственного использования в системе кондиционирования для наддува и вентиляции кабин в отношении примесей двигательного происхождения, а именно окиси углерода, паров топлива, продуктов термического разложения масел.

107. Противообледенительная система двигателя

      683. Противообледенительная система двигателя должна обеспечивать нормальную работу последнего на всех режимах в условиях обледенения:
      1) без недопустимого уменьшения тяги (мощности);
      2) без повышения температуры газа выше допустимой, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
      3) без увеличения вибраций двигателя более величины, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
      4) без механических повреждений двигателя;
      5) без ухудшения управляемости двигателя.
      Примечание. Выполнение указанных требований должно обеспечиваться также и при запаздывании включения противообледенительной системы двигателя.

      684. Нормальное функционирование противообледенительной системы двигателя должно обеспечиваться в ожидаемых условиях эксплуатации в течение периода времени, указанного в Руководстве по технической эксплуатации для каждого режима двигателя.

      685. Противообледенительная система двигателя должна удовлетворять установленным требованиям.

108. Система защиты от перегрева турбины двигателя

      686. На двигателе должна быть предусмотрена автоматическая система защиты от перегрева турбины. Система должна обеспечивать сохранение работоспособного состояния двигателя, не допуская превышения в контролируемом сечении турбины температуры газа сверх допустимого ее значения. Превышение допустимого значения температуры газа должно исключаться путем автоматического перевода двигателя на пониженный режим.

      687. Допускается отключение автоматической системы, если защита от перегрева турбины в этом случае обеспечена другими средствами или способами и это оговорено в Руководстве по технической эксплуатации.

109. Камера сгорания

      688. Камера сгорания должна обеспечивать эффективное сгорание топлива во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации по высотам, скоростям и режимам полета. Должны быть представлены доказательства отсутствия предпосылок для нарушения нормальной работы камеры сгорания как на основном, так и резервном топливах.

      689. Во всем диапазоне эксплуатационных режимов в камере сгорания не должно быть:
      1) вибрационного горения;
      2) срыва пламени при предельных регулировках системы автоматического регулирования и испытаниях с забросом средних и мелких птиц, льда, имитации ливневого дождя, бокового ветра, попадания в двигатель больших масс воды или снега при взлете с взлетно-посадочной полосы, покрытой атмосферными осадками, и т.п.;
      3) недопустимой неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания на всех режимах работы двигателя с отборами и без отборов воздуха на нужды двигателя и ВС, неравномерностях потока на входе в двигатель и положениях регулирующих органов в газовоздушном тракте;
      4) недопустимых отложений кокса и нагара, перегревов элементов камеры сгорания.

      690. Каждая топливная форсунка двигателя, при необходимости, должна быть защищена соответствующим фильтром или должны быть приняты другие меры, не допускающие засорения форсунки твердыми частицами или продуктами разложения топлива (коксом и смолами).
      Должны быть приняты меры, исключающие закоксовывание топливных коллекторов и закипание топлива в коллекторах и форсунках.

      691. Камера сгорания должна быть оборудована устройством организованного дренирования топлива.

110. Реактивное сопло

      692. Соединительные элементы сопла не должны допускать утечек газа, превышающих расчетные значения.

      693. Если применяется регулируемое сопло с системой управления его подвижными элементами, то:
      1) должна быть обеспечена падежная фиксация подвижных элементов в заданном положении на каждом режиме работы двигателя;
      2) должен быть установлен указатель положения подвижных элементов сопла в крайних его положениях;
      3) отказы подвижных элементов или системы управления ими не должны приводить к отказам с опасными последствиями;
      4) для проверок должны быть предусмотрены устройства для привода подвижных элементов сопла без запуска двигателя.
      Примечание. Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реактивное сопло или его часть входят в конструкцию двигателя.

111. Реверсивное устройство

      694. Конструкция реверсивного устройства, величина максимальной реверсивной тяги и допуск на нее, время ее достижения и непрерывного использования, а также направление струй, выходящих из реверсивного устройства, и другие параметры, характеризующие работу устройства, должны быть выбраны исходя из ожидаемых условий применения реверсивного устройства и указаны в технической документации на двигатель.
      Примечание: Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реверсивное устройство входит в конструкцию двигателя.

      695. Реверсивное устройство не должно оказывать недопустимого влияния на характеристики двигателя при его работе на режиме прямой тяги.

      696. Увеличение и уменьшение реверсивной тяги при изменении режима работы двигателя с включенным реверсивным устройством должно быть плавным, без скачков и провалов, выходящих за пределы, установленные технической документацией.

      697. Система управления реверсивным устройством должна обеспечивать:
      1) включение и выключение реверсивного устройства с любого режима работы двигателя;
      2) устойчивую работу двигателя с включенным реверсивным устройством на установившихся режимах и при переменных процессах, в том числе в процессе изменения тяги двигателя от различных значений прямой до максимальной реверсивной тяги;
      3) автоматическое выключение или снижение режима работы двигателя от указанной в технической документации величины в случае самопроизвольного включения реверсивного устройства;
      4) автоматическое ограничение режима работы двигателя до указанного в технической документации уровня в случае не включения реверсивного устройства;
      5) возможность проверки работы реверсивного устройства на земле (на стенде) на работающем двигателе без применения дополнительных средств по охлаждению всего реверсивного устройства и его системы управления;
      6) опробование действия реверсивного устройства на неработающем двигателе от соответствующих аэродромных источников питания.

      698. При работе на режиме реверсирования тяги должны исключаться:
      1) недопустимые вибрации двигателя;
      2) недопустимые неуравновешенные вертикальные или боковые нагрузки на двигатель;
      3) недопустимое уменьшение запасов газодинамической устойчивости компрессора (компрессоров).

      699. Элементы системы управления, относящиеся к реверсивному устройству, должны отвечать требованиям.

112. Гидроприводы двигателя

      701. В конструкции гидроприводов должна быть предусмотрена защита трубопроводов, агрегатов и других элементов от нагрузок, превышающих действующие на них максимальные механические и тепловые нагрузки в ожидаемых условиях эксплуатации.

      702. Фильтры должны иметь перепускные аварийные клапаны, обеспечивающие работу гидроприводов при засорении фильтрующих элементов. Фильтры должны быть расположены в доступных для их осмотра местах.

      703. При наличии гидроаккумулятора должна быть обеспечена возможность периодического контроля давления газа в его газовой полости.

      704. В системах кратковременного периодического действия должен быть предусмотрен автомат разгрузки рабочего гидронасоса с аварийным перепускным клапаном на случай отказа автомата.

      705. В гидроприводах должна быть обеспечена возможность подключения аэродромного источника жидкости высокого давления для проверки и регулировки гидроприводов при выключенном двигателе.

113. Агрегаты и их приводы

      706. Приводы агрегатов и узлы их крепления должны быть спроектированы и выполнены так, чтобы обеспечивать надежную работу двигателя с установленным на нем оборудованием. В случае отказа приводов не должно происходить опасных повреждений других агрегатов и элементов двигателя.

      707. Каждый агрегат, устанавливаемый на двигатель, должен, как правило, иметь "слабое звено" для защиты частей двигателя от воздействия чрезмерного крутящего момента. Должна указываться величина крутящего момента, при котором "слабое звено" должно разрушаться. "Слабое звено" должно быть выполнено так, чтобы его обломки не попадали в другие части двигателя.
      Если у некоторых агрегатов (например, электрогенераторов большой мощности, гидронасосов) "слабое звено" может оказаться недостаточным для защиты двигателя, то должна предусматриваться возможность отсоединения привода таких агрегатов в случае их неисправности от ротора работающего двигателя.

      708. Конструкция агрегатов и мест их подсоединения к двигателю в случае их поломки должна исключать возможность попадания в масляную систему двигателя обломков или рабочих жидкостей, применяемых в агрегатах.

      709. Расположение регулятора воздушного винта на двигателе должно быть таким, чтобы исключалось попадание на его вход инородных частиц или осадков, содержащихся в масле.

      710. Двигатель должен иметь устройство для медленного проворачивания ротора (роторов).

      711. Если в агрегаты, установленные на двигателе, рабочая жидкость или масло поступают из двигателя, то в этих агрегатах следует устанавливать фильтроэлементы с необходимой тонкостью фильтрации.

114. Аппаратура контроля и сигнализации

      712. На двигателе в соответствии с действующей нормативно-технической документацией должна быть установлена аппаратура контроля, обеспечивающая проверку исправности двигателя и прогнозирование технического состояния двигателя, в том числе с помощью бортового устройства регистрации параметров.

      713. Двигатель должен быть оснащен средствами обнаружения механических повреждений для выявления отказов на ранних стадиях их развития и определения технического состояния двигателя в эксплуатации. Эти средства должны включать:
      1) магнитные пробки в масляной системе и удобно расположенные сливные краны периодического отбора масла для анализа на содержание в нем железа и других металлов;
      2) устройства (окна, люки) для периодического осмотра деталей газовоздушного тракта с помощью оптических, ультразвуковых, вихретоковых и других приборов зондового типа.
      Примечание. Количество и размещение окон и люков должно быть выбрано так, чтобы была обеспечена возможность оценки состояния рабочих лопаток всех ступеней компрессора, турбины, внутренней поверхности камеры сгорания и других элементов конструкций по перечню, указанному в Руководстве по технической эксплуатации;
      3) датчики для контроля технического состояния и обнаружения возможных отказов двигателя.
      Примечание: Соответствующий перечень датчиков должен быть представлен в Руководстве по технической эксплуатации.

      714. На двигателе должны быть установлены датчики измерения следующих параметров:
      1) давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      2) температуры заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      3) частоты вращения роторов;
      4) положения рычагов управления двигателями;
      5) температуры газа.
      Примечание. На двигателе с охлаждаемыми рабочими лопатками турбины должен быть установлен фотоэлектрический пирометр или предусмотрена возможность его установки и применения для измерения температуры материала рабочих лопаток первой ступени турбины;
      6) отношения полного давления за турбиной (для двухконтурных двигателей - эквивалентного полного давления) к полному давлению на входе в двигатель или других параметров, характеризующих тягу или мощность (для турбовинтовых двигателей - крутящий момент);
      7) мгновенного значения массового часового расхода топлива;
      8) давления масла в масляной системе;
      9) температуры в масляной магистрали на входе (или выходе) двигателя;
      10) количества масла в масляном баке двигателя;
      11) уровня вибраций во всем диапазоне частот вращения роторов.
      Примечание 1. На двигателе могут осуществляться дополнительные измерения, которые признаны необходимыми.
      Примечание 2. Датчики для измерения давления и температуры заторможенного потока воздуха, а также массового часового расхода топлива могут быть установлены на ВС.
      Примечание 3. Перечень измерений, потребных для двигателей ВС местных воздушных линий, может быть сокращен.
      Примечание 4. Необходимость оснащения аппаратурой для измерения уровня вибраций, возбуждаемых каждым ротором в отдельности, должна устанавливаться с учетом особенностей конкретного двигателя.

      715. Датчики должны размещаться на двигателе так, чтобы:
      1) точки отбора давления находились в напорном участке магистрали после фильтра, если последний предусмотрен в системе.
      Примечание. Если на двигателе имеется вспомогательная масляная система, независимая от главной, то должна предусматриваться возможность установки дополнительного датчика для измерения давления масла в возможно ближайшей к смазываемым деталям точке;
      2) точки отбора параметра для его измерения и воздействия на регулирующие устройства находились на участке тракта, обеспечивающем равноценное воздействие на измерительные и регулирующие устройства;
      3) электрические провода датчиков были надежно защищены от возможных повреждений и размещались в безопасных от повреждения местах на двигателе.

      716. Вблизи каждого ответвления магистрали к контрольно-измерительным приборам рекомендуется предусматривать устройства, ограничивающие утечку жидкости в случае разрушения трубопроводов.

      717. Должен быть представлен перечень аппаратуры и приборов, необходимых для контроля, регулирования и управления двигателем. Должны быть также указаны потребные пределы точности измерений этой аппаратурой и приборами. Соответствующим образом должны учитываться разрешающая способность и точность аппаратуры и приборов, зависящие от их размеров, и прочее.

      718. В двигателе должны быть предусмотрены устройства, необходимые для объективного учета наработки.

      719. Двигатель должен быть оборудован устройствами, необходимыми для сигнализации:
      1) минимального давления топлива на входе в двигатель;
      2) минимального давления масла;
      3) превышения допустимого уровня вибраций;
      4) превышения максимальной температуры газа;
      5) появления стружки в масле;
      6) возникновения помпажа;
      7) обледенения двигателя;
      8) минимального остатка масла в масляном баке;
      9) максимального уровня масла в масляном баке;
      10) максимального допустимого перепада давлений на топливном фильтре, если последний отнесен к двигателю;
      11) превышения допустимой частоты вращения роторов двигателя.
      Примечание 1. На двигателе могут устанавливаться и другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.
      Примечание 2. Перечень устройство для сигнализации у двигателей ВС местных воздушных линий может быть сокращен.

      720. На двигателях, у которых во внутренних масляных или суфлируемых полостях в случае неисправности возможно возникновение перегрева, способного вызвать пожар, должна применяться система сигнализации о перегреве (пожаре).
      Система сигнализации о перегреве (пожаре) должна удовлетворять требованиям.

      721. Устройства и системы двигателя, несвоевременное включение или выключение которых может влиять на безопасность полета, должны оснащаться датчиками для сигнализации:
      1) положения элементов изменяемой геометрии двигателя (например, поворотных направляющих лопаток компрессора, створок реактивного сопла, реверсивного устройства и т.п.);
      2) автоматического включения системы флюгирования воздушного винта и устройства реверсирования воздушного винта;
      3) включения и выключения впрыска жидкости в компрессор.
      Примечание. На двигателе могут устанавливаться другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.

      722. В Руководстве по технической эксплуатации должны быть включены рекомендации по действиям экипажа при срабатывании средств сигнализации, установленных на двигателе.

115. Трубопроводы, разъемы, соединения

      723. Все разъемы и соединения в системах топливной, масляной, запуска, зажигания, подвода и отбора воздуха (газа), управления и регулирования, гидравлической, электрической и других должны располагаться в местах, доступных для технического обслуживания. Соединения трубопроводов должны обеспечивать герметичность без их подтягивания в эксплуатации, за исключением тех случаев, которые оговорены в Руководстве по технической эксплуатации и Регламенте технического обслуживания.

      724. Трубопроводы всех систем двигателя и элементы их крепления должны выдерживать действующие на них в эксплуатации механические и тепловые нагрузки. Переменные напряжения трубопроводов не должны превышать допустимых значений. Во избежание повреждений трубопроводы должны иметь гарантированные зазоры (люфты) в местах примыкания к ним других элементов конструкции.

      725. Трубопроводы, которые проложены в местах конструкции двигателя, где возможны их относительные перемещения, должны иметь элементы, компенсирующие возможную деформацию трубопроводов. В случае применения гибких шлангов последние должны быть утвержденных типов или должно быть подтверждено, что они пригодны для применения в данной системе двигателя.

      726. Конфигурация трубопроводов на двигателе должна исключать возможность скопления в них воздуха, паров или отстоя в количестве, могущем вызвать нарушение работы соответствующей системы.

      727. Для снижения пожарной опасности трубопроводы двигателя и элементы их крепления должны удовлетворять требованиям.

      728. В имеющихся на двигателе замкнутых объемах трубопроводов с рабочими жидкостями или газами, в которых возможно повышение давления выше допустимого уровня, например, под воздействием температуры, должны предусматриваться устройства, исключающие чрезмерные повышения давления.

      729. Конструкция трубопроводов и их элементов должна исключать возможность их ошибочного монтажа.

      730. Должна быть исключена возможность установки обратных клапанов и других устройств в положение, при котором они работают неправильно.

      731. Установка и крепление клапанов и других агрегатов на двигателе должны исключать передачу недопустимых нагрузок от этих устройств на присоединенные к ним трубопроводы.

      732. Путем принятых средств маркировки должна быть обеспечена надежная индикация трубопроводов каждой системы, монтируемой на двигателе.
      Примечание. Это требование распространяется и на другие коммуникации, расположенные на двигателе (электрические провода и прочие).

116. Испытания двигателя при сертификации "до установки на ВС"

      733. При сертификации "до установки на ВС" двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие стендовые испытания:
      1) специальные испытания;
      2) 150-часовые испытания;
      3) испытания по установлению ресурсов.

      734. Для оценки результатов всех стендовых испытаний при сертификации двигателя следует учитывать историю доводки двигателя.

      735. При испытаниях в необходимых сочетаниях должны измеряться следующие параметры:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) давление заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      3) температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      4) давление воздуха в боксе;
      5) частоты вращения роторов;
      6) положение рычагов управления двигателями;
      7) положение регулируемых элементов компрессора;
      8) положение регулируемых элементов реактивного сопла;
      9) давление заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
      10) температура заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
      11) давление заторможенного потока газа за турбиной;
      12) температура заторможенного потока газа за турбиной;
      13) тяга или мощность (для турбовинтового двигателя - также крутящий момент);
      14) расход топлива;
      15) давление топлива на входе в двигатель;
      16) давление топлива перед форсунками;
      17) температура топлива на входе в двигатель;
      18) давление масла в масляной системе;
      19) температура масла на входе в двигатель;
      20) температура масла на выходе из двигателя;
      21) прокачка масла;
      22) расход масла;
      23) вибрации корпусов двигателя.
      Примечание. В зависимости от особенностей двигателя, его систем или вида испытаний указанный перечень параметров может изменяться.

      736. Компоновка двигателя для 150-часовых стендовых испытаний и ресурсных испытаний должна полностью совпадать с компоновкой двигателя для государственных испытаний. Идентичность компоновок двигателей для специальных и государственных испытаний должна выдерживаться, по крайней мере, по тем элементам конструкции, которые могут оказать влияние на проверяемые характеристики или свойства двигателя и его элементов. 150-часовые стендовые испытания должны проводиться со стендовым воздухозаборником.
      Специальные испытания, при которых проверяется влияние воздухозаборника на параметры двигателя, устойчивость работы компрессора и вибрации лопаток, должны проводиться с воспроизведением ожидаемых полетных возмущений потока воздуха на входе в компрессор. Испытания должны проводиться со штатным реактивным соплом и реверсивным устройством. В тех случаях, когда это необходимо, разрешается применение реактивного сопла иной конструкции.

      737. Искусственные средства увлажнения атмосферного воздуха, поступающего в компрессор двигателя, не должны применяться, за исключением специально оговоренных случаев.

      738. В испытаниях должны применяться топливо и масло, указанные в технической документации для данного двигателя. Стендовые системы питания двигателя топливом и маслом должны быть оборудованы фильтрами, обеспечивающими тонкость очистки топлива и масла, предусмотренную штатными для двигателя средствами.

      739. При указанных испытаниях двигателя должны быть установлены все предназначенные для этого двигателя регуляторы, если в требованиях к конкретным испытаниям не оговорено иное. Для определения характеристик двигателя все агрегаты, не предназначенные для непосредственного обслуживания двигателя, должны быть отключены и не должен производиться отбор воздуха из компрессора для удовлетворения самолетных нужд.

      740. Компоновка всех систем стенда (размеры и конфигурация трубопроводов, характеристики электрических проводов, схема фильтрации, емкости и другие) при испытаниях двигателя должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации двигателя, зависящих от этих элементов.
      Элементы настройки регуляторов должны быть отрегулированы перед каждым испытанием. Регулировка не должна изменяться до окончания данного испытания и выполнения всех проверок. Испытания двигателя, не имеющие целью определение основных данных и параметров двигателя, должны проводиться с установленными на нем самолетными агрегатами, загруженными в соответствии с программой испытаний; должны быть определены также потери, вызываемые затратой части мощности на привод агрегатов и отбор воздуха.

      741. В процессе 150-часовых испытаний разрешается только обслуживание и ремонт двигателя согласно Руководства по технической эксплуатации. Если в виде исключения, признано допустимым прибегнуть к значительному ремонту или замене деталей, то должны быть проведены дополнительные испытания. Содержание и условия этих дополнительных испытаний устанавливаются в зависимости от характера и объема проведенных ремонтных работ или замены деталей.
      Примечание. В тех случаях, когда внутри двигателя скапливаются пыль и грязь из окружающей испытательный стенд среды, может быть допущена промывка внутреннего тракта двигателя на некоторых этапах 150-часового испытания, но без разборки двигателя.

      742. Измеренные при испытаниях двигателя параметры (в том числе измеренное усилие с учетом поправки на влияние внутренней аэродинамики стенда), значения которых зависят от атмосферных условий, для сравнения с заявленными данными должны быть приведены к стандартной атмосфере (СА).

      743. Измеренные при испытаниях двигателя параметры следует приводить к стандартной атмосфере по следующим формулам:
      статическая тяга:
                                __  _  __  101,3
                       R _io = R _eci R _PAO R _TAO R _d ------ ;
                                             P _AO
            частота вращения:
                                   ________
                       n _io = n _eci n _d V 288,15   ;
                                       T ^* _AO
      часовой расход топлива:
                                    __  __   __       ________
                       G _o.io = G _o.eci G _oPAO G _oTAO G _od 101,3 V 288,15   ;
                                                  P _AO      T ^* _AO
      расход воздуха:
                                    __  __   __       ________
                       G _a.io = G _a.eci G _aPAO G _aTAO G _ad 101,3 V T* _AO     ;
                                                  P _AO   288,15
      температура:
                                  __  ___  __ 288,15
                       T ^* _io = T ^* _eci T ^* _PAO T ^* _TAO T ^* _d ------- ;
                                               T ^* _AO
      давление:
 
                                       __  ___  __  101,3
                       P _io = P ^* _eci P ^* _PAO P ^* _TAO P ^* _d ------- ;
                                               P ^* _AO
      Здесь индексы имеют следующие значения:
      "пр" - приведенные величины;
      "изм" - измеренные величины;
      "вх" - параметры на входе в двигатель (с учетом потерь во входном устройстве);
      " * " - параметры заторможенного потока.
      Коэффициенты влияния R, n, G _o , G _a , T ^* e P ^*   и с соответствующими индексами Р ^* _AO , T ^* _AO и d определяются экспериментально-расчетным способом.
      Примечание. При испытаниях с самолетным воздухозаборником или его имитатором измеренные величины приводятся к стандартной атмосфере по параметрам на входе в воздухозаборник.

      744. Измеренные при испытаниях турбовинтового двигателя величины приводятся к условиям стандартной атмосферы. Величину мощности воздушного винта следует приводить к условиям стандартной атмосферы по следующей формуле:
 
                                          __  __   __       ________
                       N _a.io = N _a.eci N _aPAO N _aTAO N _ad 101,3 V 288,15   ,
                                                  P _AO      T ^* _AO
      приведенную эквивалентную мощность турбовинтового двигателя следует определять по формуле:
                       N _экв.пр = N _в.пр + kR _пр ,
      где, к - коэффициент пересчета тяги в мощность, принимаемый для взлетной мощности равной 68,2;
      R _пр - приведенная тяга (кН);
      N - мощность (кВт).

      745. Различия в типах двигателей, системах их регулирования и конструкциях стендов могут внести коррективы в методику приведения измеренных величин к условиям стандартной атмосферы.
      Для приведения могут быть также использованы номограммы или графики приведения, рассчитанные и построенные с учетом типов двигателей, систем их регулирования и конструкций стендов.

      746. Если в результате любого из испытаний или в результате проведенного модифицирования в конструкцию вводится какое-либо изменение, то все уже законченные испытания, на которые может повлиять введенное изменение, должны быть повторены.

      747. По завершении специальных испытаний, регламентируемых пунктом 748, двигатели, на которых они проводились, и их агрегаты, относящиеся к этим испытаниям, должны быть подвергнуты дефектации в объеме, указанном в программе или методике испытаний.

117. Специальные стендовые испытания

      748. Двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие специальные испытания:
      1) по проверке корпусов двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность;
      2) по определению вибрационных характеристик двигателя;
      3) по проверке работоспособности двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания");
      4) по проверке двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости;
      5) по определению последствий разрушения лопаток компрессора и турбины и проверке прочности лопаток вентилятора;
      6) по проверке эффективности противообледенительной системы;
      7) по проверке пусковых свойств двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха;
      8) по проверке работоспособности двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов (птиц, воды, кусков льда и града);
      9) по проверке роторов двигателя на прочность;
      10) по проверке роторов при повышенной температуре газа перед;
      11) по проверке работоспособности турбовинтового двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте;
      12) по проверке топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя;
      13) по проверке работоспособности двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора;
      14) по проверке работы двигателя с имитацией режима авторотации;
      15) по проверке прочности редукторов;
      16) по проверке прочности валов двигателя;
      17) по проверке работы двигателя при обдуве воздушным потоком;
      18) по проверке высотного запуска двигателя в термобарокамере;
      19) по проверке средств защиты двигателя при помпаже;
      20) по проверке системы защиты от перегрева турбины;
      21) по термометрированию основных элементов конструкции двигателя;
      22) по проверке элементов гидравлических и пневматических коммуникаций двигателя на герметичность и прочность;
      23) по проверке работоспособности камеры сгорания двигателя;
      24) по определению характеристик масляной системы двигателя (редуктора);
      25) по определению высотно-скоростных характеристик двигателя;
      26) по проверке подшипниковых опор роторов двигателя;
      27) по проверке уровня контролепригодности двигателя.
      Все испытания должны проводиться по программам, разработанным для каждого конкретного двигателя, и могут выполняться как на двигателе, предъявленном на 150-часовые испытания, так и на другом экземпляре двигателя.

      749. Проверка корпусов двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность.
      Должны быть проведены статические испытания корпусов двигателя с целью проверки прочности, жесткости и несущей способности их элементов при эксплуатационных нагрузках.
      Статические испытания корпусов проводятся:
      1) при воздействии эксплуатационных нагрузок в расчетном случае;
      2) до разрушения или при воздействии эксплуатационных нагрузок, увеличенных на соответствующие коэффициенты запаса прочности.
      При испытаниях должны быть учтены и воспроизведены эксплуатационные нагрузки, действующие на корпус двигателя как в результате работы самого двигателя (тяга, осевые силы, крутящие моменты от воздействия газового потока, силы от температурного расширения деталей), так и вследствие эволюции ВС (инерционные нагрузки, гироскопические моменты).
      При необходимости производится нагрев отдельных наиболее ответственных узлов, работающих в эксплуатации в условиях повышенных температур.
      Методика испытаний, включающая способы и места приложения нагрузок, время их воздействия, величины коэффициентов запаса прочности и схему измерения деформаций и перемещений, должна быть составлена в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации двигателя.
      Корпусные узлы двигателя с высокой степенью повышения полного давления воздуха в компрессоре (п ^* _е > 20), подвергающиеся в эксплуатации действию больших статических давлений, должны испытываться для проверки прочности, жесткости и несущей способности под давлением, превышающим максимальное рабочее давление.
      Перечень узлов, подвергающихся испытаниям, методика испытаний, величины коэффициентов запаса прочности, а также способы имитации распределения реально действующих нагружений выбираются в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации двигателя.
      Корпусные элементы двигателя, которые нагружены давлением воздуха, газа или жидкости и испытывают нагрузки циклического характера, должны пройти эквивалентно-циклические испытания. При этом циклы нагружений корпусных элементов двигателя должны выбираться с учетом напряжений и нагрева в ожидаемых условиях эксплуатации. Количество циклов нагружений с наиболее неблагоприятным сочетанием напряжений и нагрева, возможное в условиях эксплуатации за ресурс, определяется программой испытаний.
      Примечание. Допускается проведение эквивалентно-циклического испытания при пониженной температуре с увеличенным перепадом давления, величина которого определяется с учетом изменения механических свойств материала элементов в зависимости от температуры.
      Если корпусной элемент подвергается дополнительным статическим или переменным нагрузкам, кроме нагрузок от давления, то должен быть проведен анализ этих нагрузок.
      Если их влияние, цененное расчетным путем, мало, то допускается имитировать их действие увеличением перепада давления. Если нагрузки существенны или не могут в достаточной мере быть компенсированы увеличением давления, то испытание должно быть проведено с воспроизведением этих нагрузок.
      Испытания могут проводиться как на двигателе в целом, так и на отдельном корпусе двигателя, снабженном всеми ступенями направляющих аппаратов компрессора и сопловых аппаратов турбины в сборке с ложным ротором (роторами). Крепление двигателя или отдельного корпуса на испытательном стенде должно осуществляться аналогично самолетному.

      750. Определение вибрационных характеристик двигателя.
      Исследование вибрационного состояния двигателя, его узлов и деталей должно показать отсутствие опасных по условиям прочности вибраций во всем диапазоне рабочих режимов.
      Перечень узлов и деталей двигателя, вибрационные характеристики которых подлежат определению, а также объем исследований устанавливаются программой.
      Для многовальных двигателей часть испытаний по определению вибрационных характеристик внутренних каскадов может быть выполнена в системе однокаскадного газогенератора с последующей выборочной проверкой отдельных ступеней с наибольшими вибрационными напряжениями в системе двигателя полной компоновки. Для турбовинтового двигателя должны быть проведены испытания по определению влияния воздушного винта на вибрационные характеристики двигателя.
      Вибрационные характеристики следует определять методами вибрографирования, тензометрирования, а также другими приемлемыми методами.
      Исследования должны быть проведены во всем диапазоне частот вращения от малого газа до максимальной частоты вращения. При обнаружении резонансных режимов вблизи максимальной частоты вращения исследования должны проводиться до частоты вращения, превышающей максимальную на величину, указанную в программе испытаний.
      Вибрационные напряжения в рабочих лопатках компрессора и турбины следует определять при всех видах колебаний. Если отсутствуют очевидные доказательства устойчивости рабочих лопаток компрессора к автоколебаниям во всем диапазоне эксплуатационных режимов работы двигателя, то для получения таких доказательств должно быть проведено соответствующее испытание двигателя с тензометрированием рабочих лопаток.
      Обязательному тензометрированию подлежат:
      1) рабочие лопатки всех ступеней компрессора и турбины;
      2) лопатки направляющих аппаратов всех ступеней компрессора;
      3) диски турбины и компрессора;
      4) топливные, масляные и другие трубопроводы двигателя;
      5) валы роторов и воздушных винтов.
      Примечание. Объем тензометрирования может быть уменьшен, если специальными испытаниями, опытом доводки, расчетами, тензометрированием прототипов и т.п. показан допустимый, по условиям прочности, уровень вибрационных напряжений лопаток, дисков, трубопроводов, валов и роторов.
      Тензометрированием должно быть определено влияние на уровень вибрационных напряжений следующих факторов:
      1) в рабочих лопатках компрессора:
      наибольших, ожидаемых в эксплуатации, неравномерностей полей полных давлений воздуха на входе в двигатель (для первых двух ступеней);
      высотно-скоростных условий полета (для ступеней, установленных программой);
      воздействия средств механизации (регулируемые направляющие аппараты, перепуски воздуха) и отбора воздуха на нужды двигателя и ВС;
      2) в рабочих лопатках турбины:
      окружной неравномерности температуры газа перед турбиной и ее изменений при отборах воздуха из компрессора;
      действия реверсивного устройства (для последних ступеней);
      высотно-скоростных условий полета (для ступеней, у которых степень понижения полного давления газа в эксплуатационных условиях более чем на 10% превышает степень понижения полного давления газа в условиях Н = 0, М = 0).
      Примечание 1. Окружная неравномерность газа перед турбиной может оцениваться по окружной неравномерности газа за турбиной.
      Примечание 2. Способы имитации работы ступени турбины в высотно-скоростных условиях и способы оценки окружной неравномерности температуры газа перед турбиной должны быть указаны в программе испытаний.
      Если в результате анализа будет выявлена возможность одновременного влияния нескольких факторов на вибрационные напряжения в лопатках, то должно быть проведено тензометрирование для определения влияния сочетания этих факторов.

      751. Если в результате определения вибрационных характеристик двигателя в диапазоне рабочих частот вращения будут обнаружены вибрации повышенного уровня, то достаточная вибрационная прочность должна быть подтверждена:
      1) дополнительным объемом испытаний;
      2) резонансными испытаниями;
      3) другими данными, полученными приемлемыми методами.

      752. Тензометрированием должно быть подтверждено, что у бандажированных лопаток компрессора и турбины вибрационные напряжения в лопатках не возрастают до недопустимого по условиям прочности уровня в связи с частичной потерей натяга по полкам в процессе длительной наработки, если не представлены данные о сохранении натяга в пределах ресурса.

      753. Проверка работоспособности двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания").

      754. "Горячие испытания" необходимо проводить, если в ожидаемых условиях эксплуатации максимальные значения температуры газа более чем на 20 ^о С и частоты вращения двигателя более чем на 2,5 с ^-1 (или более чем на 1,5% от частоты вращения на взлетном режиме - в зависимости от того, что больше) могут превышать их значения на взлетном режиме, полученные в ходе 150-часовых стендовых испытаний.
      Примечание. При проведении "горячих испытаний" внешняя обвязка двигателя и компоновка его агрегатов могут отличаться от двигателя для 150-часовых стендовых испытаний.

      755. Длительность "горячих испытаний" должна составлять не менее 75 часов, а суммарная наработка при максимальных возможных в эксплуатации температуре газа и частоте вращения должна быть равной суммарной наработке на взлетном режиме, установленной для 150-часовых стендовых испытаний данного двигателя.

      756. Максимальные возможные в эксплуатации значения температуры газа и частот вращения роторов следует определять по расчетным высотноскоростным характеристикам двигателя с учетом температуры наружного воздуха, допусков на расход топлива, требуемого отбора воздуха на самолетные нужды, высоты расположения аэродромов, возможной неравномерности потока воздуха на входе в двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации и т.п.

      757. Средства достижения требуемых параметров двигателя должны быть указаны в программе испытаний. Для воспроизведения наиболее неблагоприятного распределения в высотных условиях температуры газа и степени понижения полного давления газа в ступенях турбины могут применяться технологические сопла, сопловые аппараты с изменяемой площадью проходного сечения и другие средства, а также такие способы, как подогрев воздуха на входе, перепуск части воздуха, используемого для самолетных нужд, дросселирование воздуха на входе, испытание двигателя с гидротормозом (для турбовинтового двигателя или двигателя со свободной турбиной) или с воздушным винтом (для турбовинтового двигателя) и т.п. Воспроизведение натурной степени понижения полного давления обязательно для тех ступеней турбины, для которых в эксплуатационных условиях степень понижения полного давления более чем на 10% превышает ее значение в условиях Н = 0, М = 0.

      758. Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если:
      1) подтверждена работоспособность "горячей" части двигателя (камеры сгорания, турбины, реактивного сопла и других) с системами и агрегатами этих элементов в течение времени, установленного программой испытаний;
      2) установлено соответствие расчетным величинам полученных при испытаниях максимальных значений температуры газа перед турбиной и частоты вращения.

      759. Проверка двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости.
      Испытаниями на установившихся режимах и при переменных процессах (приемистость, сброс газа, встречная приемистость и т.п.) должно быть показано, что в компрессоре (компрессорах) двигателя не возникает помпаж в ожидаемых условиях эксплуатации и обеспечивается достаточный запас газодинамической устойчивости.
      Проверку достаточности запасов газодинамической устойчивости компрессора следует проводить при стендовых испытаниях двигателя и, в случае необходимости, на высотном стенде с имитацией высотно-скоростных условий. Проверка должна осуществляться путем создания на входе в компрессор неоднородности потока, свойственной наиболее неблагоприятным ожидаемым условиям эксплуатации, с одновременным воздействием на регулируемые элементы двигателя (например, площадь реактивного сопла, угол установки поворотных аппаратов, топливорегулирующую аппаратуру).
      В случае необходимости двигатель должен подвергаться стендовым испытаниям в компоновке с натурным воздухозаборником и прилегающими элементами ВС.
      Проходные сечения сопловых аппаратов турбины и настройка автоматики двигателя для данных испытаний должны быть подобраны такими, чтобы обеспечить наименьшую величину запаса газодинамической устойчивости, допустимую для серийных двигателей. Закон регулирования компрессора и двигателя в этих испытаниях следует выдерживать в соответствии с заданной программой.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если:
      1) обеспечивается устойчивая работа двигателя при реализации всех процессов, предусмотренных для ожидаемых условий эксплуатации и в соответствующем диапазоне режимов с имитированным уровнем входных возмущений;
      2) подтверждена работоспособность двигателя после имитации нарушения газодинамической устойчивости.

      760. Определение последствий разрушения лопаток компрессора и турбины и проверка прочности лопаток вентилятора.
      Испытанием должно быть показано, что оборвавшаяся лопатка компрессора или турбины удерживается корпусами двигателя, а вторичные эффекты, вызванные ее обрывом, не приводят к отказам с опасными последствиями. Это должно быть показано одним из следующих способов:
      1) специальными испытаниями двигателя по проверке непробиваемости корпусов оборвавшейся лопаткой и отсутствия опасных последствий от вторичных явлений, вызванных разрушением лопатки;
      2) на основании информации о последствиях обрывов лопаток, получаемой:
      при стендовой доводке и летных испытаниях данного двигателя или
      при стендовой доводке, летных испытаниях и эксплуатации других двигателей, рабочие лопатки, корпуса и роторы которых сравнимы с соответствующими деталями рассматриваемого двигателя по конструкции, способу изготовления, окружной скорости и промежутку времени, потребному для остановки, а также другим характеристикам.
      Испытаниям должен предшествовать анализ с целью определения:
      1) наиболее критической ступени компрессора или турбины как с точки зрения возможности обрыва лопатки, так и возможных повреждений двигателя неуравновешенной силой, возникшей в результате обрыва лопатки;
      2) максимального возможного в эксплуатации времени, потребного для выключения двигателя после обрыва лопатки.
      Испытания должны проводиться на полностью собранном двигателе. Допускается проведение испытаний отдельной ступени с относящимися к ней частями статора или отдельной части двигателя при:
      1) имитации условий работы в системе двигателя (давления, температуры воздуха или газа);
      2) доказательстве отсутствия опасных последствий в случае обрыва других лопаток;
      3) возможности перенесения результатов по воздействию неуравновешенных сил на двигатель в его полной компоновке.
      Невозможность выполнения требуемых условий по температуре и давлению в отдельных случаях допускается компенсировать соответствующим увеличением частоты вращения ступени.
      При испытаниях от рабочего колеса компрессора или турбины должна отделяться одна лопатка в корневом сечении при максимальной возможной в эксплуатации частоте вращения.
      Двигатель после обрыва лопатки должен проработать при неизменном положении рычагов управления двигателями в течение периода времени, установленного анализом, но не менее 15 секунд, или до самовыключения.
      После испытаний допускается полная потеря тяги (мощности). Результаты испытаний должны свидетельствовать об отсутствии отказов с опасными последствиями ори обрыве лопатки.
      Для проверки прочности лопаток вентилятора должны быть проведены испытания, имеющие целью показать, что:
      1) профильная часть и замковое соединение лопаток имеют приемлемые по условиям прочности запасы по частоте вращения относительно максимальной частоты вращения;
      2) полочное бандажирование рабочих лопаток таково, что процесс износа контактных поверхностей полок, повреждение лопаточного венца посторонними предметами, а также повышенные механические и тепловые нагрузки, возникшие в результате повреждения двигателя, не приводят к рассоединению стыков бандажа или потере натяга в нем, в результате которых возможно опасное по условиям прочности возрастание вибрационных напряжений в лопатках.
      Соответствие двигателя следует устанавливать на основании анализа результатов:
      1) стендовых длительных и эквивалентно-циклических испытаний;
      2) специальных испытаний;
      3) эксплуатации других двигателей, имеющих бандажированные лопатки, которые сравнимы по условиям работы, конструкции и размерам пера и бандажа, материалу, способу изготовления, значениям усилий по контактным поверхностям полок и т.п.;
      4) других данных, полученных приемлемыми методами.

      761. Проверка эффективности противообледенительной системы.
      Специальные стендовые испытания по проверке эффективности противообледенительной системы двигателя должны проводиться при температуре атмосферного воздуха и искусственных условиях обледенения, кроме точки с температурой минус 40 ^о С.
      Испытания должны проводиться на двигателе, оборудованном стендовым воздухозаборником и имеющем конструкцию противообледенительной системы двигателя, предъявляемого на 150-часовые стендовые испытания.
      Эффективность работы противообледенительной системы на двигателе должна быть проверена на следующих режимах его работы:
      1) земном малом газе;
      2) полетном малом газе;
      3) промежуточных установившихся, указанных в программе;
      4) взлетном.
      Стендовые испытания противообледенительной системы следует проводить с охватом диапазона температур 0 ^о С - минус 30 ^о С. При этом экспериментальные точки могут получаться в следующих интервалах фактических температур окружающего воздуха (в ^о С): 0 ^о - минус 5 ^о ; минус 7 ^о - минус 15 ^о ; минус 15 ^о - минус 25 ^о ; минус 25 ^о - минус 30 ^о .
      Соответствие противообледенительной системы заданным требованиям подтверждается до величины минимальной температуры, полученной в ходе испытаний. Для каждой фактической температуры воздуха водность следует устанавливать по кривой водности, построенной по данным таблицы 6.
      Продолжительность испытания с работающей противообледенительной системы двигателя в земных условиях на каждом из режимов, должна составлять:
      1) 30 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 454;
      2) 5 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 455.
      Время испытаний не должно превышать времени непрерывной работы, указанного для данного режима в Руководстве по технической эксплуатации.
      Примечание: Порядок и последовательность выполнения должны указываться в программе испытаний. Допускается проведение нескольких испытаний, каждое из которых проводится при постоянной водности, установленной для температур.
      После окончания проверок на режимах земного и полетного малого газа в диапазоне температур от минус 10 ^о С до 0 ^о С и при величине водности, должна быть произведена проверка приемистости до взлетного режима. Количество проверок приемистости должно быть указано в программе испытаний.
      Проверка работоспособности двигателя при запаздывании включения противообледенительной системы двигателя и ПОС воздухозаборника должна проводиться при стендовых испытаниях на режиме полетного малого газа и других установившихся промежуточных режимах, предусмотренных программой, в условиях обледенения.
      Запаздывание включения указанных противообледенительных систем относительно момента срабатывания штатных сигнализаторов обледенения должно составлять одну минуту.
      Проверка эффективности противообледенительной системы двигателя должна проводиться с устройством, обеспечивающим отбор воздуха на нужды противообледенительной системы двигателя с одновременной имитацией расхода воздуха, потребного для работы противообледенительной системы воздухозаборника.
      Во время испытаний по оценке эффективности противообледенительной системы двигателя все устройства по отбору воздуха (газа), использование которых разрешается при включении противообледенительной системы двигателя, должны находиться в наиболее неблагоприятном для работы двигателя положении. Должно быть подтверждено, что другие возможные положения устройств по отбору воздуха (газа) не приводят к появлению неисправностей в работе двигателя.

      762. Проверка пусковых свойств двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха.
      Электрическая часть системы запуска, число и типы агрегатов, предназначенных для обслуживания нужд ВС, а также источники питания пускового устройства при испытаниях должны соответствовать указанным в технической документации на двигатель. При необходимости допускается имитация источников питания.
      Специальные испытания по проверке пусковых свойств двигателя и проверке надежности запуска должны проводиться в диапазоне условий и при соответствующих температурах топлива и масла. Эти испытания могут проводиться в естественных условиях или в термокамере.
      Из общего количества запусков, предусмотренных условиями испытаний, должно быть выполнено при минимальной заявленной температуре масла на входе в двигатель не менее двух нормальных запусков и двух ложных запусков с последующим (после каждого ложного запуска) нормальным запуском (после истечения установленного периода времени дренирования топлива).
      Примечание 1. В случае применения электрического стартера нормальные запуски должны быть проверены при минимальном заявленном напряжении, а ложные запуски - при максимальном заявленном напряжении электрического тока.
      Примечание 2. В случае применения воздушного стартера нормальные запуски должны быть выполнены при минимальном заявленном давлении воздуха, а ложные запуски - при максимальном заявленном давлении воздуха на входе в пусковое устройство.
      Испытаниями по проверке запуска в условиях должны быть показаны:
      1) достаточная надежность работы системы запуска двигателя, как от бортовых, так и от аэродромных источников питания (от запущенного двигателя, вспомогательного газотурбинного двигателя, наземной пусковой установки) с учетом возможных крайних отклонений в параметрах источников питания;
      2) достаточность единой регулировки топливной аппаратуры двигателя для обеспечения запуска.
      Примечание. При проверке запуска с единой регулировкой двигателя должна быть подтверждена возможность нормального запуска двигателя при расходах топлива, определяемых техническими условиями на топливорегулирующую аппаратуру.

      763. Проверка работоспособности двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов (птиц, воды, кусков льда и града).
      Должно быть показано, что:
      1) повреждения, полученные двигателем в результате попадания в воздухозаборник одной крупной птицы, не вызывают отказов с опасными последствиями (полная потеря тяги или мощности в данном случае не рассматривается как опасное последствие);
      2) последствия попадания в воздухозаборник нескольких птиц среднего размера и мелких являются допустимыми в соответствии с таблицей 12. Если двигатель оборудован защитными устройствами для предохранения от попадания в него посторонних предметов, то эти устройства при испытаниях должны находиться в рабочем положении.
      Условия испытаний в подтверждение указаны в таблице 12. Удовлетворение требованиям должно быть подтверждено следующими способами:
      1) испытанием на неработающем или работающем двигателе, при котором крупная птица попадает в наиболее опасную по последствиям разрушения неподвижную деталь проточной части на входе двигателя (лопатку входного направляющего аппарата, корпус переднего подшипника и т.п.).
      Это испытание может не проводиться, если доказано, что поломка неподвижной детали проточной части двигателя не приводит к последствиям, более тяжелым, чем поломка, получающаяся в результате попадания крупной птицы во вращающуюся деталь ротора;
      2) испытанием, при котором крупная птица попадает во вращающуюся деталь ротора двигателя, работающего на взлетном режиме.
      Условия испытаний в подтверждение указаны в таблице 12. Удовлетворение требованиям должно быть подтверждено одним из следующих способов:
      1) наработкой двигателя после заброса птиц на максимальном продолжительном режиме в течение времени, установленного программой;
      2) тензометрированием рабочих лопаток передних ступеней компрессора после заброса птиц с целью показа, что возможные повреждения двигателя не вызвали в лопатках недопустимого по условиям прочности повышения вибрационных напряжений.
      Если после забрасывания средних и мелких птиц потеря тяги (мощности) составляет более 25% или обнаружены повреждения двигателя, которые могут привести к отказам с опасными последствиями, то должны быть разработаны необходимые конструктивные средства и проведена проверка эффективности этих средств повторением соответствующих испытаний.
      Испытания с имитацией попаданий в двигатель дождевой воды, кусков льда и града должны показать, что они не вызывают:
      1) механических повреждений конструкции двигателя, которые могут привести к заклиниванию ротора (например, из-за уменьшения зазоров между ротором и статором);
      2) немедленного или последующего ухудшения технических характеристик, которое может привести к заглоханию двигателя;
      3) повышения температуры газа по сравнению с допустимым по техническим условиям;
      4) недопустимого по техническим условиям ухудшения тяговых характеристик двигателя.
      При наличии указанных последствий от попадания в двигатель воды, льда или града, которые могут оказаться опасными в случае одновременного возникновения на нескольких двигателях ВС, необходимы разработка и применение соответствующих конструктивных средств с последующим экспериментальным подтверждением их эффективности.
      Количество воды, подаваемой в воздухозаборник двигателя, должно соответствовать ее содержанию в 1 м ³ воздуха, поступающего в двигатель во время дождя. Продолжительность и условия испытаний устанавливаются программой с учетом вероятной наработки двигателя в условиях полета при наличии осадков в атмосфере.
      Режимы работы двигателя, размеры и количество кусков льда и градин, периодичность их забрасывания выбираются согласно таблицы 12.
      Компоновка двигателя для данных испытаний должна соответствовать его компоновке для 150-часовых стендовых испытаний по следующим элементам:
      1) по конструкции передней опоры и входного направляющего аппарата;
      2) по конструкции лопаток вентиляторной ступени и ступеней компрессоров высокого и низкого давления;
      3) по величинам осевых и радиальных зазоров между статорными и роторными деталями проточной части газовоздушного тракта (если величины указанных зазоров влияют на проверяемые характеристики двигателя).
      Примечание 1. После забрасывания любых предметов в работающий двигатель последний может быть остановлен для осмотра, прежде чем будет продолжена его работа в течение требующегося времени.
      Примечание 2. Допускается проведение всех испытаний на одном экземпляре двигателя. В этом случае после забрасывания в двигатель предметов может производиться необходимый мелкий ремонт (рихтовка, зачистка и т.д.).

      764. Проверка роторов двигателя на прочность.
      Для каждого ротора двигателя должны быть определены расчетные величины запасов статической прочности энергоемких элементов (например, дисков, барабанов, проставок, цапф) по измеренным их температурам на наиболее тяжелых режимах. Достаточность величин запасов прочности оценивается на основании имеющегося опыта эксплуатации двигателей аналогичных конструкций.
      Испытания роторов на статическую прочность должны проводиться в следующих случаях:
      1) при недостаточных величинах запасов прочности;
      2) для принципиально новых конструкций, материалов и технологии изготовления или при отсутствии надежной методики расчетной оценки.
      Примечание. Если испытаниям подлежат отдельные диски, разрешается испытание только этих дисков при воспроизведении условий их сопряжения с примыкающими деталями и нагружения в роторе.
      Каждый из роторов двигателя следует испытывать отдельно в течение 5 минут в наиболее тяжелых с точки зрения прочности условиях, указанных ниже, в зависимости от того, какие из них тяжелее:
      1) при частоте вращения ротора, равной 120% от максимального значения. Максимальные значения частоты вращения и температуры испытуемых деталей должны соответствовать наиболее неблагоприятным условиям, возможным в эксплуатации, согласно Руководства по технической эксплуатации;
      2) при частоте вращения ротора, равной 105% от наибольшей, которая может быть при отказе какого-либо элемента или системы двигателя, вызывающем увеличение частоты вращения.
      Температуры деталей при испытании должны в этом случае соответствовать наиболее неблагоприятных из возможных при указанных отказах. Частоты вращения, указанные в данном пункте, относятся к минимальным допустимым прочностным характеристикам материала и размерам (в пределах допусков) испытуемых деталей.
      При испытаниях деталей с отличными от указанных характеристиками должна вноситься соответствующая поправка в частоту вращения и длительность испытаний в сторону их повышения. В этом случае должны быть представлены данные по фактическому рассеянию характеристик.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если не наблюдалось случаев разрушения роторов.
      Приемлемыми следует считать следующие виды испытаний:
      1) испытания ротора в составе двигателя. В этом случае допускается снижение частоты, вращения ротора до 115%;
      2) испытания полноразмерного ротора на разгонном стенде с нагревом и частотой вращения;
      3) испытания полноразмерного ротора на разгонном стенде без нагрева или при условиях нагрева, отличных от указанных. В данном случае запас статической прочности должен определяться расчетным путем (пересчетом данных, полученных при испытаниях без нагрева, на условия).
      Проверка ротора и отдельных его деталей на малоцикловую усталость и длительную прочность должна производиться на двигателе или на специально оборудованном разгонном стенде по программам эквивалентно-циклических испытаний.

      765. Проверка роторов при повышенной температуре газа перед турбиной.
      Проверка роторов должна производиться испытанием в течение 5 минут при частоте вращения, соответствующей взлетному режиму, и при температуре газа перед турбиной, превышающей не менее чем на 45 ^о С максимальную температуру на взлетном режиме для ожидаемых условий эксплуатации. После испытания состояние деталей роторов двигателя должно подтвердить пригодность их для дальнейшего использования.
      У двигателя, имеющего более одного ротора, каждый ротор должен пройти проверку при соответствующей температуре, превышающей разрешенную температуру газа перед турбиной. Данное испытание может быть заменено испытанием или совмещено с ним, если будет показано, что условия этого испытания по воздействию температурных и временных факторов на горячие детали турбины более жестки или, по крайней мере, эквивалентны указанным условиям.

      766. Проверка работоспособности турбовинтового двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте.
      Турбовинтовой двигатель со свободной турбиной должен пройти испытания либо при максимальном допустимом крутящем моменте на валу свободной турбины, либо при крутящем моменте, превышающем на 3% максимальный заявленный крутящий момент (в зависимости от того, какой больше).
      Испытания при повышенном крутящем моменте могут проводиться как часть 150-часовых испытаний, регламентируемых или как специальное стендовое испытание.
      Испытания можно не проводить, если представлены доказательства, полученные из других экспериментов, заменяющих эти испытания. Такие доказательства могут быть получены из результатов испытаний двигателя в целом или равноценных им испытаний отдельных групп его элементов.
      Испытания должны проводиться на стенде с тормозным устройством или совместно с соответствующим воздушным винтом при частоте вращения взлетного режима.
      Если при частоте вращения, соответствующей взлетному режиму, не достигается повышенной крутящий момент, то испытания следует проводить при той частоте вращения, при которой возможно получение такого крутящего момента.
      Температура газа на входе в свободную турбину должна быть равной максимальной для взлетного режима, а температура масла на входе в двигатель должна быть установлена исходя из наиболее тяжелых условий работы подшипников свободной турбины.
      Испытания при повышенном крутящем моменте должны состоять из:
      1) непрерывной работы двигателя на режиме, соответствующем примерно 0,75 взлетной мощности, в течение 5 минут;
      2) работы двигателя (непрерывными циклами продолжительностью не менее 3 минут каждый) на одном из режимов в течение 15 минут.
      Кроме параметров при испытаниях должна измеряться температура подшипников свободной турбины.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если дефектация деталей после испытаний двигателя свидетельствует о пригодности их для дальнейшего использования.

      767. Проверка топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя.
      Должны быть проведены испытания, подтверждающие работоспособность топливной системы двигателя при указанных в технической документации тонкости очистки, максимальных и минимальных давлениях и температурах топлива на входе в двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации. Должно быть показано также, что работоспособность топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя сохраняется при отсутствии очистки топлива в топливном фильтре в течение времени, равного не менее половины максимальной продолжительности полета по типовому профилю. Все испытания могут проводиться на отдельных элементах (агрегатах), системах или на двигателе.
      Если условия 150-часовых стендовых испытаний не обеспечивают проверки некоторых функций системы автоматического регулирования двигателя, например, ограничение раскрутки ротора свободной турбины, крутящего момента, температуры газа, то должны быть проведены дополнительные специальные испытания, показывающие, что системы автоматического регулирования удовлетворительно выполняет и эти функции.
      Должно быть показано, что агрегаты топливной системы и системы автоматического регулирования обеспечивают поддержание заданных в технической документации установившихся режимов двигателя и переход с одного режима на другой без недопустимого превышения, колебания или провала регулируемых параметров, определяющих работоспособность двигателя.
      Должна быть проверена работоспособность агрегатов топливной системы и системы автоматического регулирования при имитации особых случаев эксплуатации, включающих:
      1) минимальное возможное давление топлива на входе (например, при имитации выключения подкачивающих насосов). Работа двигателя должна быть проверена с имитацией полетного цикла;
      2) переключение с одного источника питания на другой.
      Ограничители температуры газа и других параметров двигателя могут проверяться при имитации сигнала превышения параметра. Длительность проверки работы ограничителей должна соответствовать возможной длительности действия этих ограничителей в полетном цикле согласно технической документации.
      Испытания должны подтвердить стабильность срабатывания ограничителей.
      Специальными испытаниями должна быть подтверждена работоспособность агрегатов топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя на основном и резервном топливах. При испытаниях должны быть подтверждены:
      1) отсутствие необходимости перерегулировки агрегатов при изменении температуры окружающей среды в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) достаточность диапазона регулировки элементов в агрегатах топливной системы и системы автоматического регулирования при переходе с основного топлива на резервное.
      Должно быть показано, что в элементах топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя не возникает кавитационная эрозия, препятствующая нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации в течение ресурса.
      При испытаниях должны быть воспроизведены наиболее критические условия, способствующие возникновению кавитационной эрозии в насосах или других элементах систем, где такая эрозия возможна.
      Должно быть проверено соответствие дренажных устройств с оценкой достаточности объема дренажной емкости для сливаемого топлива и правильности функционирования системы автоматического опорожнения и возврата топлива.

      768. Проверка работоспособности двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора.
      Для подтверждения работоспособности двигателя в случае возможного в эксплуатации кратковременного превышения заявленной максимальной частоты вращения ротора должны быть проведены специальные испытания при частоте вращения, составляющей 103% от максимальной частоты вращения.
      Суммарная наработка на режиме с такой частотой вращения (103%) должна составлять 15 минут циклами по 3 минуты непрерывно, с выдержкой между циклами в течение 2,5 минут на режиме малого газа.
      Примечание. У двухконтурных двигателей испытания ротора высокого давления могут не проводиться, если показано, что превышение его максимальной частоты вращения в условиях эксплуатации маловероятно.
      Испытания должны проводиться при максимальной допустимой в эксплуатации температуре газа перед турбиной и максимальной температуре входящего в двигатель масла. Для получения необходимой температуры газа перед турбиной допускается изменять, например, площадь сечения реактивного сопла или соплового аппарата свободной турбины. Если вследствие ограничений по расходу топлива необходимая частота вращения получается не при максимальной температуре газа перед турбиной, то испытания должны проводиться при самой высокой возможной температуре газа перед турбиной, обеспечивающей необходимую для испытаний частоту вращения.
      Для двигателей различных типов или имеющих различные законы регулирования необходимое превышение максимальной частоты вращения может быть обеспечено одним из следующих способов:
      1) если двигатель имеет несколько роторов и достижение требуемой частоты вращения одновременно на каждом роторе невозможно или затруднительно, то максимальная частота вращения должна быть установлена для каждого ротора в отдельности;
      2) для двигателя, у которого частота вращения ротора на всех режимах поддерживается постоянной, испытание должно быть проведено при частоте вращения, составляющей 103% от этой постоянной частоты вращения;
      3) если испытание проводится при низкой температуре воздуха на входе, то требуемая частота вращения ротора (роторов) может быть получена путем дросселирования воздуха на входе. При этом для высотных турбовинтовых двигателях, у которых температура газа перед турбиной на взлетном режиме ниже максимально допустимой, получение частоты вращения ротора, равной 103% от максимальной частоты вращения, может быть достигнуто повышением температуры газа перед турбиной без снижения загрузки воздушного винта.
      Примечание. При этом температура газа не должна превышать ее максимального допустимого значения;
      4) для двигателя со свободной турбиной последняя должна работать при частоте вращения, составляющей не менее 103% от частоты вращения на взлегном или другом режиме с наибольшей частотой вращения ротора свободной турбины;
      5) в случае невозможности достижения для каждого ротора требуемой частоты вращения одним из указанных способов допускается применение других способов, указанных в программе испытаний;
      6) если для двигателя с впрыском охлаждающей жидкости на взлетном режиме частота вращения отличается от частоты вращения без впрыска жидкости, то испытания должны проводиться с превышением более высокой из них.
      Результаты данных испытаний оцениваются положительно, если показано, что:
      1) при превышении максимальной частоты вращения ротора (роторов) отсутствуют предпосылки к отказам с опасными последствиями;
      2) дефектация деталей двигателя, прошедшего испытание, свидетельствует о возможности их дальнейшей эксплуатации.

      769. Проверка работы двигателя с имитацией режима авторотации.
      Для подтверждения сохранения работоспособности двигателя после непредвиденного выключения его в полете должно быть проведено испытание при максимальной возможной в эксплуатации частоте вращения авторотации, при отказе в подаче масла в двигатель в течение установленного периода времени.
      Испытание на режиме авторотации должно проводиться в течение времени, требующегося для завершения полета ВС с одним выключенным двигателем с половины длины предполагаемого типичного маршрута, или до момента заклинивания ротора.
      Результаты испытания следует считать удовлетворительными, если длительная авторотация не приводит к отказам с опасными последствиями.
      Примечание. Заклинивание ротора (роторов) не относится к опасным последствиям.

      770. Проверка прочности редукторов.
      Испытаниями должна быть проверена прочность элементов редукторов воздушного винта (для турбовинтового двигателя), пускового устройства, коробки приводов агрегатов, поломка которых может привести к отказам с опасными последствиями. Проверка прочности элементов редуктора (зубчатых передач, валов, шлицевых соединений, муфт и т.п.) должна проводиться при максимальной мощности воздушного винта (для редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя), при максимальном крутящем моменте или другой наиболее критической нагрузке (для прочих редукторов).
      При испытаниях должно быть воспроизведено время действия указанных нагрузок в эксплуатации за ресурс.
      Для редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя приемлемым является испытание длительностью не менее 10% от ресурса, установленного для редуктора воздушного винта. Испытание должно проводиться этапами с наработкой по 5 часов на режиме максимальной мощности винта. При этом в каждом этапе должно содержаться 60 пятиминутных циклов непрерывной работы на режиме максимальной мощности винта, чередующихся с двухминутными циклами работы на режиме, соответствующем не менее 40% от максимальной мощности винта.
      Переход работы редуктора с каждого пятиминутного цикла на двухминутный и обратно должен осуществляться плавно в течение одной минуты.
      Испытание редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя должно проводиться с тем воздушным винтом, с которым он будет эксплуатироваться.
      Примечание. Проверка прочности валов редуктора и примыкающих к нему валов воздушных винтов должна выполняться с учетом требований пункта 771 и пункта 1647.
      Прочность редукторов должна быть подтверждена удовлетворительными результатами:
      1) стендовых испытаний редукторов;
      2) 150-часовых стендовых испытаний двигателя с редуктором и воздушным винтом данного типа;
      3) стендовых испытаний редукторов в компоновке двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если у деталей редукторов после испытаний отсутствуют дефекты, препятствующие их дальнейшей эксплуатации:
      1) недопустимые износы, надиры, наклепы и другие дефекты поверхностей сопряжения;
      2) раскатка беговых дорожек, поломка сепараторов и другие недопустимые повреждения подшипников;
      3) трещины на несущих деталях конструкции;
      4) недопустимые отклонения в погрешностях основного шага и эвольвентограмме зубчатых соединений и другие.

      771. Проверка прочности валов двигателя.
      Прочность валов роторов, валов воздушных винтов и валов приводов агрегатов должна быть определена для наиболее тяжелого режима работы валов и подтверждена на основании:
      1) исследований вибрационного состояния валов роторов и воздушных винтов;
      2) анализа результатов специальных испытаний;
      3) проверки прочности и работоспособности валов при 150-часовых стендовых испытаниях двигателя, а для валов воздушных винтов - при 150-часовых стендовых испытаниях двигателя совместно с воздушным винтом;
      4) анализа последствий отказов, наблюдавшихся в процессе доводки и опытной эксплуатации двигателя данного типа или эксплуатации другого двигателя сходной конструкции.
      Вибрационная нагруженность валов роторов и валов воздушных винтов должна определяться тензометрированием при стендовых испытаниях двигателя во всем диапазоне частот вращения ротора (роторов) от режима земного малого газа до максимального режима.
      При обнаружении резонансных режимов с повышенным по условиям прочности уровнем вибрационных напряжений должно быть проведено испытание на усталостную прочность с целью определения предела выносливости вала.
      Испытания валов на усталость должны проводиться при совокупности нагрузок, действующих на них в полете.
      В отдельных случаях для испытаний может быть выбрана основная нагрузка, определяющая прочность вала. Влияние на усталостную прочность остальных нагрузок может оцениваться расчетным путем.
      Примечание 1. В тех случаях, когда это признано допустимым, поправки к значению предела выносливости материала вала на действия асимметрии цикла нагружения и температуры могут вноситься по результатам исследования образцов.
      Примечание 2. В отдельных случаях предел выносливости вала может быть оценен по результатам испытаний валов аналогичных конструкций.

      772. Проверка работы двигателя при обдуве воздушным потоком.
      Испытаниями с обдувом воздушным потоком должна быть подтверждена работоспособность двигателя при боковом и попутном ветре.
      Испытание должно показать, что возмущения воздушного потока, создаваемые порывами ветра, не приводят к такому ухудшению параметров и эксплуатационных свойств двигателя, которые выходят за пределы ограничений, установленных в Руководстве по технической эксплуатации, а также не создают опасных вибраций рабочих лопаток первой ступени компрессора или вентилятора.
      Испытание должно проводиться на открытом стенде, обеспечивающем наружный обдув двигателя, либо в компоновке, имитирующей самолетный по конструкции воздухозаборник, влиянию соседних двигателей и самолетных конструкций, либо в составе ВС, для которого он предназначается.
      Исследование должно быть проведено во всем диапазоне установившихся режимов от малого газа до максимального режима, а также при переменных процессах (запуске, пробах приемистости и сбросе газа).
      Скорость обдува должна устанавливаться в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      773. Проверка высотного запуска двигателя в термобарокамере.
      В термобарокамере должны быть проверены границы высотного запуска двигателя с единой регулировкой топливной аппаратуры для случая запуска с режима авторотации и, если это требуется, с подкруткой авторотирующего двигателя пусковым устройством. Установление области нормального запуска двигателя должно осуществляться с учетом ожидаемого износа, например, путем испытания двигателя, имеющего достаточно большую наработку после длительных испытаний. Испытаниями в термобарокамере должны быть также подтверждены возможность нормального запуска двигателя и наличие достаточного запаса по пределам регулирования расхода топлива.
      Примечание. В случае невозможности проверки границ высотного запуска двигателя с единой регулировкой топливной аппаратуры в термобарокамере проверки должны быть выполнены при летных испытаниях на летающей лаборатории.

      774. Проверка средств защиты двигателя при помпаже.
      Если двигатель оборудован автоматической системой защиты при помпаже, то для подтверждения надежности ее функционирования должно быть проведено специальное испытание с имитацией возникновения помпажных явлений в двигателе.
      Статистикой и испытаниями должно быть показано, что ложные срабатывания автоматической системы защиты двигателя при помпаже, если она имеется, маловероятны.
      Если на двигателе не предусмотрена автоматическая система защиты при помпаже, то должны быть проверены другие средства, сигнализирующие о возникновении в двигателе помпажа, и способы, обеспечивающие перевод двигателя на устойчивый режим работы.

      775. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Для подтверждения надежности срабатывания системы защиты от перегрева турбины должно быть проведено специальное испытание с имитацией превышения температуры газа перед турбиной на режимах, где системой регулирования поддерживается максимальное значение температуры газа.
      Статистикой и испытаниями должно быть показано, что ложные срабатывания системы защиты от перегрева турбины маловероятны.

      776. Термометрирование основных элементов конструкции двигателя.
      Должно быть проведено термометрирование компрессора, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла и валов для определения температуры основных деталей и оценки отсутствия опасности местных перегревов конструкции этих элементов на установившихся режимах и при переменных процессах.
      Конкретный перечень деталей, подлежащих термометрированию, устанавливается программой испытаний. Обязательному термометрированию подлежат:
      1) по компрессору: корпуса, диски и другие элементы последних ступеней;
      2) по камере сгорания: кожух, стенки фронтовой части и жаровых труб;
      3) по турбине: лопатки сопловых аппаратов, кольца крепления сопловых аппаратов, рабочие лопатки каждой ступени ротора, диски, опоры роторов турбины, детали корпуса, определяющие прочность и радиальные зазоры между корпусом и лопатками турбины.
      Должно быть проведено измерение температурного поля газа в окружном и радиальном направлениях в сечении на выходе из камеры сгорания или за турбиной. Допускается измерение температурного поля на выходе из камеры сгорания производить на специальной установке, имитирующей условия работы данного элемента на двигателе. В случае измерения температурного поля за турбиной должна быть представлена обоснованная методика оценки по этим данным температурного поля перед турбиной.
      Испытания следует выполнять на установившихся режимах и при переменных процессах с возможным неблагоприятным сочетанием основных факторов, влияющих на уровень действующих термических и механических нагрузок. Должно быть проведено термометрирование компрессора при максимальной частоте вращения и максимальной температуре воздуха на входе; термометрирование стенок камеры сгорания во всем рабочем диапазоне коэффициента избытка воздуха, при максимальной температуре и давлении воздуха на входе в камеру сгорания и с наиболее неблагоприятным отбором воздуха за компрессором; термометрирование турбины при максимальной частоте вращения и максимальных значениях температур газа перед турбиной, воздуха на входе в двигатель и воздуха, охлаждающего турбину.
      Термометрирование может быть совмещено с другими видами специальных испытаний. Допускается часть испытаний по термометрированию камеры сгорания проводить на лабораторных установках. В двигателях двух и трехвальных схем допускается выполнять термометрирование узлов и деталей горячей части, компрессора и подшипников на специальных установках, имитирующих работу данного узла на двигателе по температуре, давлению и частоте вращения.
      Способы измерения температуры, тип, количество и месторасположение датчиков (термопар или других эквивалентных по назначению устройств), а также тип самопишущей аппаратуры должны быть выбраны таким образом, чтобы был обеспечен замер экстремальных значений температуры в каждой детали с точностью в пределах + 1,5-2%. Для термометрирования труднодоступных мест горячей части двигателя могут быть использованы термокраски с точностью измерения температуры + 8%.
      Измерение температуры деталей и температурных полей на установившихся режимах должно производиться после прогрева двигателя в соответствии с Руководством по технической эксплуатации. Измерение температуры деталей при пробах приемистости и на взлетном режиме должно быть выполнено на прогретом и на непрогретом двигателе.

      777. Проверка элементов гидравлических и пневматических коммуникаций двигателя на герметичность и прочность.
      Элементы гидравлических и пневматических коммуникаций двигателей, от которых требуется непроницаемость для рабочей жидкости, газа или воздуха, должны подвергнуться испытаниям под давлением.
      При этом:
      1) узлы и трубопроводы всех коммуникаций, работающих под давлением, кроме масляных, должны быть подвергнуты испытаниям под давлением, превышающим в 1,5 раза максимально возможное рабочее давление для данного элемента коммуникации, или под давлением, превышающим в два раза нормальное рабочее давление, смотря по тому, какое из них больше;
      2) все элементы масляных коммуникаций, включая каналы и трубопроводы, должны быть, испытаны под давлением, превышающим максимальное давление не менее, чем в три раза, или под давлением 140 кПа (для элементов с пониженным давлением), смотря по тому, какое из них больше.
      Требования не относятся к таким элементам топливных и масляных коммуникаций, как насосы, фильтры и т.п., если испытания под давлением предусмотрены в требованиях, относящихся к этим элементам.
      Примечание. Данному испытанию не подвергаются трубопроводы, которые прошли технологические испытания на статическую прочность под давлением.
      Определение вибрационных характеристик и вибрационной прочности трубопроводов проводится при испытаниях двигателя, при которых тензометрированием устанавливаются действующие напряжения в трубопроводах, и проводится их сопоставление с пределами выносливости, полученными для данного типа соединения трубопроводов.
      Масляный бак должен выдерживать без повреждения, потери герметичности и изменений формы, все виды нагрузок, которые могут возникнуть в ожидаемых условиях эксплуатации. Испытание бака должно проводиться при максимально и минимально допустимых уровнях масла в баке. Образец бака с полностью смонтированной на нем арматурой и агрегатами, а также с элементами его крепления должен проверяться давлением, равным 125% от максимального рабочего давления в баке.

      778. Проверка работоспособности камеры сгорания двигателя.
      Работа камеры сгорания должна быть проверена на камерном стенде при условиях, соответствующих:
      1) возможным режимам работы двигателя на земле, включая максимальный продолжительный и взлетный режимы;
      2) режимам в наиболее характерных точках профиля полета при разгоне и наборе высоты;
      3) режимам на максимальной и минимальной скоростях полета, в том числе при максимальном скоростном напоре на входе в двигатель;
      4) режимам запуска двигателя, в том числе и в условиях авторотации;
      5) особым случаям эксплуатации (например, при поступлении в двигатель воздуха с повышенной влажностью или попадании больших масс воды, снега).
      Примечание. Если на стенде с имитацией полетных условий или в термобарокамере не представляется возможным воссоздать условия, соответствующие полетным, в том числе по особым случаям эксплуатации, то стендовые испытания должны быть дополнены проверками при летных его испытаниях.

      779. Проверка работоспособности камеры сгорания должна быть дополнена испытаниями на двигателе при условиях, а также:
      1) при различном исходном уровне частоты вращения ротора и в таком темпе ее изменения, которые в наибольшей степени способствуют выявлению особенностей конструкции камеры сгорания и процесса горения;
      2) с предельно возможным расходом топлива, если отклонение расхода может превышать 5% его номинального значения на отдельных режимах;
      3) во всех диапазонах возможного изменения коэффициента избытка воздуха и скорости потока в камере, которые могут быть при эксплуатации двигателя.
      Должны быть выполнены проверки при коэффициенте избытка воздуха, увеличенной или уменьшенной не менее чем на 5% от его максимальных или минимальных расчетных величин.
      Проверка работоспособности камеры сгорания должна быть произведена на основном и резервном топливах.
      Результаты испытаний следует считать удовлетворительными, если эксплуатационные качества камеры сгорания отвечают требованиям, а ее состояние после испытания свидетельствует об отсутствии предпосылок для появления отказов с опасными последствиями.

      780. Определение характеристик масляной системы двигателя.
      Испытания масляной системы должны предусматривать проведение следующих работ:
      1) определение прокачки масла и теплоотдачи в масло;
      2) проверку ухода масла из бака в двигатель;
      3) проверку обеспеченности подачи масла в двигатель и его откачки с допустимыми давлениями и температурами, в том числе при минимальном и максимальном количестве масла в баке, допустимых по Руководству по технической эксплуатации (высотность маслосистемы);
      4) проверку достаточности объема масляного бака и запаса масла в нем для выполнения полета максимальной продолжительности и дальности и соответствия расходов масла заданным требованиям;
      5) определение достаточности неприкосновенного запаса масла в баке для флюгирования лопастей воздушного винта;
      6) термометрирование деталей двигателя, омываемых маслом, и масляной системы;
      7) проверку отсутствия выброса масла из суфлера и утечек масла в газовоздушный тракт двигателя;
      8) проверку содержания воздуха в масле (для турбовинтового двигателя);
      9) проверку работоспособности системы при запусках двигателя в условиях отрицательных температур;
      10) проверку работоспособности системы суфлирования бака при максимальном допустимом количестве масла в баке;
      11) проверку работоспособности элементов сигнализации и контроля за работой масляной системы.
      Должно быть показано, что указанные характеристики соответствуют заданным в технической документации.
      Примечание. В случае невозможности выполнения указанных проверок в стендовых условиях допускается проведение их при летных испытаниях на летающей лаборатории.
      Определение прокачки масла и теплоотдачи в масло должно производиться на режимах взлетном, максимальном продолжительном, промежуточном и малом газе при температурах масла, оговоренных в технической документации, а также при минимальном и максимальном давлениях масла.
      Прокачку масла и теплоотдачу в масло следует определять по измерениям, проведенным через 5 минут после выхода двигателя на заданный режим при заданных температурах и давлении масла.
      Проверка ухода масла из масляного бака должна производиться:
      1) при запуске двигателя;
      2) при трех последовательных неудавшихся или ложных запусках;
      3) при работе на всех установившихся режимах и при переменных процессах с изменением температуры масла от минимальной до максимальной;
      4) при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение и при выводе из него (для турбовинтового двигателя);
      5) при выбеге ротора двигателя после выключения;
      6) в течение суток после выключения двигателя;
      7) при авторотации двигателя;
      8) при холодной прокрутке ротора двигателя.
      При испытаниях для определения ухода масла в двигатель должен быть измерен уровень масла в баке (с учетом теплового расширения масла):
      1) при запусках двигателя - до запуска и после 5 минут работы на малом газе;
      2) при работе двигателя на основных режимах - перед выходом на режим и после 5 минут работы на режиме;
      3) при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение перед вводом лопастей воздушного винта на выключенном и работающем двигателе и после ввода лопастей винта во флюгерное положение;
      4) при выводе лопастей воздушного винта из флюгерного положения перед выводом лопастей воздушного винта на выключенном двигателе и после вывода лопастей воздушного винта из флюгерного положения;
      5) в течение суток после выключения двигателя через каждые два часа в течение первых восьми часов и через 8-10 часов в последующее время.
      Термометрирование деталей двигателя, омываемых маслом, и масляной системы должно быть проведено в следующем объеме:
      1) при работе двигателя на установившихся режимах малого газа, максимальном продолжительном, взлетном, а также на режиме, предусмотренном в Руководстве по технической эксплуатации для охлаждения двигателя перед его выключением, при следующих условиях:
      при максимальной температуре масла и атмосферной температуре воздуха на входе в двигатель;
      при температурах масла, топлива и воздуха, максимально возможных в эксплуатации.
      Примечание. При отсутствии средств подогрева воздуха на входе в двигатель допускается дополнительный подогрев масла или ограничение его охлаждения в масляном теплообменнике;
      2) после выключения двигателя в течение 3-5 часов от момента выключения:
      с режима, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации для охлаждения перед выключением двигателя;
      с режима малого газа без охлаждения;
      с взлетного и максимального продолжительного режима без охлаждения (для имитации экстренного выключения).
      Термометрированию подлежат стенки масляных полостей опор роторов, стенки трубопроводов суфлирования и наружные кольца подшипников.
      Кроме того, подлежат измерению температура масла на выходе из средней и задней опор и температура воздуха на выходе из суфлера.
      Предусмотренное термометрирование и измерение параметров работы двигателя производят:
      при испытаниях, на каждом из режимов в течение не менее 5 минут;
      при испытаниях - в течение одного часа после выключения непрерывно, а затем по 2-3 минуты через каждые 15-30 мин. до момента, когда температура деталей, омываемых маслом, снизится до 50 ^о С.
      Испытываемый двигатель по основным данным, по конструкции и материалам деталей, омываемых маслом, и элементов масляной системы, а также по количеству масла в масляном баке должен соответствовать двигателю, предъявляемому на 150-часовые стендовые испытания.
      Кроме перечисленных параметров, должны измеряться следующие параметры:
      1) перепад давления на фильтроэлементе масляного фильтра;
      2) давление воздуха в масляных полостях опор роторов;
      3) перепад давления на уплотнениях масляных полостей опор роторов;
      4) температуры масла и топлива на входе в теплообменник и на выходе из него;
      5) уровень масла в масляном баке;
      6) давление воздуха в системе суфлирования.
      Испытания по определению характеристик масляной системы должны быть проведены на основном и резервном маслах.

      781. Определение высотно-скоростных характеристик двигателя.
      Высотно-скоростные характеристики двигателя должны быть подтверждены при его испытаниях в термобарокамере. В программе испытаний должны быть предусмотрены:
      1) снятие дроссельной характеристики в расчетных условиях полета;
      2) снятие 3-4 дроссельных характеристик в наиболее характерных ожидаемых условиях полета;
      3) оценка влияния на основные данные двигателя загрузки агрегатов и отборов воздуха из компрессора на самолетные нужды;
      4) определение контрольных дроссельных характеристик двигателя в наземных статических условиях для проверки их идентичности до и после проведения испытаний по подтверждению высотно-скоростных характеристик.
      Примечание. В случае невозможности экспериментального подтверждения высотно-скоростных характеристик двигателя в термобарокамере проверки должны быть выполнены при летных испытаниях на летающей лаборатории.

      782. Проверка подшипниковых опор роторов двигателя.
      Должны быть произведены измерения осевых сил, действующих на подшипники опор роторов на установившихся режимах и при переменных процессах, и оценено их соответствие динамической грузоподъемности подшипника.
      В тех случаях, когда измерение осевых сил невозможно, допускается их расчетное определение на основе измерения соответствующих давлений.
      150-часовыми испытаниями двигателя должна быть проверена достаточность прокачки масла через подшипники опор ротора для отвода выделяющегося в них тепла и смазывания, что оценивается по состоянию подшипников при дефектации двигателя.

      783. Проверка уровня контролепригодности двигателя.
      Проверка уровня контролепригодности двигателя должна производиться:
      1) путем анализа соответствующей проектной документации;
      2) путем анализа материалов, включающих данные о работе средств контроля, установленных на двигателе.
      Примечание. Проверка средств контроля, установленных на двигателе, должна включаться в программу 150-часовых стендовых испытаний.
      При проверке уровня контролепригодности должны быть оценены:
      1) полнота технической документации по контролепригодности двигателя;
      2) правильность выбора параметров для контроля и обеспеченность двигателя соответствующими средствами контроля;
      3) эффективность конструктивных мероприятий по обеспечению контролепригодности двигателя;
      4) работоспособность и надежность датчиков и других средств контроля, установленных на двигателе;
      5) сопрягаемость наземных средств контроля с соответствующими средствами контроля на двигателе (по используемым стыковочным элементам, кабелям, переходникам и т.п.).
      Средства контроля, установленные на двигателе, признаются удовлетворительными, если они обеспечивают:
      1) надежный контроль работы двигателя в эксплуатации;
      2) выявление неисправностей на ранней стадии их возникновения и развития;
      3) получение информации о состоянии проточной части и работе систем двигателя, необходимой для эксплуатации "по техническому состоянию".
      Примечание. Для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС, оборудованных комплексными системами контроля, оценка удовлетворительности средств контроля может производиться при испытаниях со стендовой аппаратурой.

118. 150-часовые стендовые испытания

      784. Двигатель должен удовлетворительно пройти 150-часовые стендовые испытания по программе с выполнением общих требований для проверки его надежности и пригодности к летной эксплуатации.
      При наличии у двигателя особенностей в конструкции, схеме регулирования, характеристиках и условиях применения, в частности, для ВС местных воздушных линий, программа испытаний может изменяться.

      785. Должны быть проведены следующие подготовительные работы, являющиеся частью 150-часовых испытаний:
      1) разборка двигателя;
      2) осмотр деталей двигателя и его агрегатов (агрегаты, поставляемые как готовые изделия, перед испытаниями не разбираются);
      3) специальный контроль, микрометрический обмер деталей двигателя и проверка соответствия деталей технической документации;
      4) проверка работы агрегатов и их характеристик.
      Примечание. Все агрегаты, предназначенные для двигателя, предъявляемого на 150-часовые испытания, должны испытываться с определением их характеристик в объеме, установленном программой;
      5) сборка двигателя для 150-часовых испытаний.
      Должны быть представлены материалы, подтверждающие соответствие испытательных стендов, оборудования и контрольно-измерительных приборов предъявляемым к ним требованиям.

      786. Перед 150-часовыми испытаниями должны быть проведены:
      1) сдаточные и контрольные испытания двигателя в соответствии с техническими условиями на двигатель (для турбовинтового двигателя на стенде с гидротормозом);
      2) контрольная проверка пусковых свойств двигателя путем выполнения двух-трех нормальных запусков от пусковых устройств с источниками питания, применяемыми в ожидаемых условиях эксплуатации, или равными им по энергетическим характеристикам и мощности другими источниками питания;
      3) определение дроссельных характеристик двигателя.

      787. При определении характеристик двигателя и в процессе 150-часовых испытаний должны производиться измерения основных данных и параметров двигателя и с соблюдением следующих условий:
      1) основные данные и параметры двигателя должны измеряться с использованием входящих в его конструкцию штуцеров, датчиков и т.п.;
      2) при определении характеристик двигателя не следует проводить загрузку самолетных агрегатов и отбор воздуха для систем ВС и двигателя, если это не является специальной целью испытания;
      3) характеристики изменения основных данных и параметров двигателя следует оценивать в диапазоне режимов от земного малого газа до взлетного.
      Время выдержки двигателя на заданном режиме должно быть не менее времени, при котором обеспечивается устойчивый характер всех контролируемых параметров. Величина этого времени оценивается экспериментальным путем и включается в техническую документацию.
      При уменьшении частоты вращения на характеристике должно быть получено не менее семи точек, при увеличении частоты вращения - пяти точек.

      788. Перед началом 150-часовых испытаний и после их окончания должны быть выполнены:
      1) измерение прокачки масла и определение теплоотдачи в масло на заданных в технической документации режимах и при заданной температуре масла. При наличии на двигателе топливомасляного теплообменника разрешается подключать в систему стендовый теплообменник;
      2) контрольная проверка работы двигателя на режиме малого газа непрерывно в течение максимального заявленного в технической документации для этого режима времени;
      3) проверка готовности срабатывания систем аварийной защиты, сигнализации и диагностических устройств, имеющихся на двигателе;
      4) проверка на работающем турбовинтовом двигателе систем автоматического и ручного флюгирования путем трехкратного ввода воздушного винта во флюгерное положение от каждой системы.

      789. Если при определении характеристик температура воздуха на входе в двигатель равна или менее 15 ^о С, то максимальная измеренная частота вращения должна быть не меньше, чем максимальная частота вращения в соответствии с принятым законом регулирования двигателя.
      Если при определении характеристик температура воздуха на входе в двигатель выше 15 ^о С, то максимальная измеренная частота вращения должна быть равна:
                                 ______
                       n _eci = n ₀ V T*AO ,
                                 288,15
      где, n ₀ - частота вращения на максимальном режиме при t ^* _AO = 15 ^о С;
      T ^* _AO - измеренная температура воздуха на входе в двигатель (К).
      Если определенная по этой формуле максимальная измеренная частота вращения недопустима по условиям прочности двигателя, то при снятии характеристик ее величина должна быть не менее максимальной допускаемой частоты вращения.
      Для достижения максимального допускаемого значения измеренной частоты вращения при определении характеристик разрешается изменение настройки регулятора частоты вращения.

      790. При определении на стенде с тормозным устройством характеристик турбовинтового двигателя, работающего при постоянной частоте вращения, характеристики снимаются в виде зависимости тормозной мощности от расхода топлива при постоянной частоте вращения.

      791. 150-часовые испытания должны состоять из режимов, общая продолжительность которых соответствует данным таблицы 13.

                                                       Таблица 13.

      792. 150-часовые испытания следует проводить в 25 шестичасовых этапов. Каждый этап (последовательно нумеруемый с 1-го до 25-го) должен проводиться, как правило, без остановки двигателя и состоять из частей, указанных в таблице 14.
      Примечание. Для двигателя, работающего при постоянной частоте вращения, в части 4 этапа 150-часовых испытаний ступенчато может изменяться тяга (мощность).

                                                       Таблица 14.

      793. Турбовинтовой двигатель должен проходить 150-часовые испытания с воздушным винтом, тип и конструкция которого соответствуют воздушному винту, с которым он будет эксплуатироваться.

      794. Измерения параметров в процессе 150-часовых испытаний должны производиться:
      1) для режимов продолжительностью менее 10 мин. - одно измерение в последние 2 минуты работы на данном режиме;
      2) для режимов продолжительностью более 10 мин. - первое измерение следует выполнять через 8-10 минут работы двигателя на данном режиме, а остальные измерения - в конце режима или через каждые 15 минут работы двигателя на данном режиме.

      795. Если во время отработки любого из этапов, двигатель будет остановлен, то этот этап должен быть повторен, если это будет признано необходимым.
      Примечание. Если останов двигателя вызван отказом самолетного агрегата или стендового оборудования, то прерванный этап может быть продолжен после устранения отказа.

      796. Проверка работы двигателя при переменных процессах (приемистость и сброс газа).
      Работа двигателя должна быть проверена:
      1) при разгоне от режима земного малого газа до взлетного режима и сбросе газа;
      2) при разгоне от режима проверки приемистости или полетного малого газа до взлетного режима и сбросе газа.
      Приемистость следует определять как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями из положения, соответствующего режиму, с которого проверяется приемистость, до момента достижения двигателем частоты вращения, соответствующей 95% взлетной тяги (мощности).
      Рычаги управления двигателями при выполнении проверок приемистости и сброса газа должен перемещаться из одного крайнего положения в другое в течение не более одной секунды.
      Для турбовинтового двигателя приемистость определяется как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями с исходного режима до момента достижения величины давления топлива, соответствующего 95% взлетной мощности.
      Продолжительность сброса газа у турбовинтового двигателя следует определять как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями из положения, соответствующего взлетному режиму, до момента достижения тяги, на 10% превышающей тягу на режиме земного малого газа.
      На двигателях, оборудованных реверсивным устройством, должна быть проверена приемистость при реверсивной тяге. Для этого:
      1) рычаги управления двигателями двигателя, работающего на режиме земного малого газа (или на близком к нему режиме), немедленно после получения сигнала перекладки реверсивного устройства в положение реверсивной тяги, следует переводить в течение не более одной секунды в положение, соответствующее максимальной реверсивной тяге. Промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями до момента достижения 95% максимальной реверсивной тяги не должен превышать значения, указанного в технической документации;
      2) с установившегося взлетного режима следует включить реверсивное устройство и перевести двигатель на режим максимальной реверсивной тяги.
      Продолжительность перекладки реверсивного устройства из одного крайнего положения в другое должна соответствовать времени, указанному в технической документации.
      Перед пробой приемистости или сбросом газа двигатель следует выдерживать на соответствующем исходном режиме до получения устойчивого значения частоты вращения и температуры газа.
      При проверке приемистости и сбросе газа следует фиксировать:
      1) время приемистости или сброса газа;
      2) величину превышения регламентированных значений температуры газа и частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины) в процессе разгона или величину провала частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины) при сбросе газа.
      Показания приборов, измеряющих частоту вращения, положение реверсивного устройства и температуру газа, должны быть зафиксированы на исходном режиме перед пробой приемистости и при максимальной частоте вращения двигателя непосредственно после выполнения приемистости.
      В течение 150-часовых испытаний должно быть произведено 150 проб приемистости от режима земного малого газа и 150 проб приемистости от режима проверки приемистости или полетного малого газа. Если пробы приемистости, предусмотренные в части 1 таблицы 14, проводятся от режима полетного малого газа, то количество проб регламентированной приемистости должно быть установлено дополнительно в программе 150-часовых испытаний.
      При проверке регламентированной приемистости отборы воздуха и мощности должны производиться только для нужд двигателя. После проб приемистости могут выполняться сброс газа, дросселирование или переход на заданный режим. При проверке приемистости и сброса газа необходимо отмечать характер работы двигателя (плавный, со срывом, с факелением и т.п.).
      При наличии в двигателе отбора воздуха (газа) влияние такого отбора на приемистость должно быть определено при максимальной величине отбора, а также при различных величинах отбора, которые могут оказаться необходимыми при эксплуатации ВС.
      Примечание 1. Влияние отбора должно быть определено перед началом первого этапа испытаний и в конце последнего этапа.
      Примечание 2. Влияние максимального отбора должно быть установлено на двигателе, предъявляемом на 150-часовые испытания. Влияние других величин отборов может быть определено на другом экземпляре двигателя.
      Примечание 3. Должно быть выполнено 10 приемистостей при максимальном отборе воздуха (газа) и минимальной температуре масла на входе в двигатель.

      797. В течение 150-часовых испытаний необходимо выполнить 100 запусков двигателя, из которых 25 холодных, 10 горячих и 10 ложных. Запуски должны производиться между этапами через примерно равные интервалы, а также перед началом и после окончания 150-часовых испытаний. Время выхода двигателя на режим земного малого газа должно фиксироваться.

      798. Все этапы 150-часовых испытаний должны проводиться при давлении масла, соответствующем заявленному давлению. Один этап должен быть выполнен при минимальном давлении масла на входе в двигатель, заявленном на максимальном продолжительном режиме.

      799. На всех этапах 150-часовых испытаний наработка двигателя на взлетном и максимальном продолжительном режимах должна быть осуществлена при максимальных, предусмотренных в технической документации для этих режимов, температурах входящего масла, если нет иного согласования. Методы достижения и поддержания максимальной температуры масла должны быть указаны в программе испытаний.

      800. Перед 150-часовыми испытаниями, через каждые 50 часов испытаний и после их окончания, а также в случае замены масла на свежее в процессе испытания должен производиться полный анализ масла из масляной системы для оценки его физико-химических показателей. Отбор проб масла для частичного анализа (содержание механических примесей и влаги, температура вспышки), а также для анализа на содержание металлов должен производиться через каждые 20-25 часов испытаний.
      Полный анализ топлива для оценки ею физико-химических показателей должен производиться перед 150-часовыми испытаниями, через 100 часов испытаний и после их окончания, а также в случае поступления новых партий топлива в процессе испытаний.

      801. Испытания по проверке работоспособности двигателя с отбором воздуха.
      При предварительном (до начала 150-часовых испытаний) определении характеристик двигателя должны быть получены характеристики при каждом отдельно включенном отборе и одна характеристика со всеми включенными отборами воздуха (газа).
      Примечание. Допускается определение этих характеристик на другом экземпляре двигателя.

      802. Проверка работоспособности двигателя с отбором воздуха на самолетные и двигательные нужды должна производиться с учетом следующего:
      1) Противообледенительная система двигателя должна быть включена в течение не менее 25% всей длительности 150-часовых испытаний, из них в 2-3% - на взлетном режиме, 8-9% - на максимальном продолжительном режиме, 11-12% - на промежуточных режимах и 2-4% - на малом газе. В течение таких же периодов времени должен производиться отбор воздуха для противообледенительной системы ВС, кроме режима взлета, если отбор воздуха для противообледенительной системы ВС на этом режиме не производится;
      2) наработка на 3, 7, 9, 13, 17, 19 и 23 этапах должна выполняться с включенными устройствами отбора воздуха на тех режимах работы, на которых предусмотрен отбор.

      803. Количество воздуха, отбираемого от компрессора для противообледенительной системы ВС и для других самолетных нужд, должно быть отрегулировано на максимальном продолжительном режиме. Если иное не установлено программой испытаний, то на других режимах регулировка расхода воздуха может не производиться. Штуцер отбора воздуха для систем ВС с дросселирующей шайбой должен сообщаться с атмосферой.

      804. Проверку функционирования агрегатов отбора воздуха следует проводить в конце 3, 7, 9, 13, 17, 19 и 23 этапов 150-часовых испытаний. При этом частота вращения ротора (роторов) двигателя, при необходимости, при включении отбора может быть снижена так, чтобы избежать повышения максимальной температуры газа сверх допустимого ее значения.

      805. Отбор воздуха на наддув кабин ВС должен производиться в течение всех 150-часовых испытаний двигателя.

      806. Анализ воздуха, отбираемого из компрессора в систему кондиционирования для наддува и вентиляции кабин ВС, должен производиться в начале 150-часовых испытаний и в конце 7, 13, 17 и 25 этапов. Результаты анализа должны подтверждать пригодность воздуха для использования.

      807. Испытания по проверке работоспособности двигателя при впрыске охлаждающей жидкости.
      В программу 150-часовых испытаний двигателя, у которого предусмотрен впрыск охлаждающей жидкости на взлетном режиме, должны быть внесены изменения. Если способы использования охлаждающей жидкости на взлетном режиме отличаются от указанных, то соответствующие изменения необходимо внести в программу испытаний.
      Примечание. При отсутствии необходимых температур воздуха на входе определение характеристик и испытания с впрыском охлаждающей жидкости могут проводиться на другом двигателе, подобном предъявленному на 150-часовые испытания. В этом случае на двигателе, проходящем 150-часовые испытания, следует определять с впрыском охлаждающей жидкости только основные данные до и после испытаний.
      Впрыск охлаждающей жидкости при высокой температуре атмосферного воздуха с целью сохранения взлетных данных двигателя должен производиться при значениях частот вращения ротора или температуры газа перед турбиной не больших, чем частота вращения или температура газа на взлетном режиме без впрыска охлаждающей жидкости.
      В программу 150-часовых испытаний должны быть внесены следующие изменения:
      1) испытания по определению характеристик двигателя до и после 150-часовых испытаний должны быть дополнены определением характеристик с впрыском охлаждающей жидкости при температуре воздуха на входе в двигатель, равной наиболее высокой температуре на уровне моря, при которой предусматривается применение впрыска охлаждающей жидкости;
      2) в первой части 2, 8, 12, 18 и 22 этапов в течение 5-минутных периодов работы двигателя на взлетном режиме следует впрыскивать максимальное количество охлаждающей жидкости и, при необходимости, ограничивать расход топлива до такой величины, чтобы избежать превышения максимальной взлетной тяги (мощности);
      3) в первой части 4, 9, 14, 19 и 24 этапов испытание с впрыском охлаждающей жидкости следует проводить при температуре воздуха на входе в двигатель, равной максимальной температуре на уровне моря, при которой предусматривается применение впрыска охлаждающей жидкости 5-минутные периоды работы двигателя на взлетном режиме должны выполняться с впрыском охлаждающей жидкости при максимальном значении температуры газа перед турбиной.
      Для турбовинтового двигателя эти периоды наработки могут выполняться на стенде с тормозным устройством до или после завершения 150-часовых испытаний. В этом случае должно быть проведено дополнительное 2,5-часовое испытание на взлетном режиме с соответствующим воздушным винтом, чтобы обеспечить должную нагрузку упорного подшипника редуктора. Это испытание может быть проведено вместо испытания, предусмотренного в части 3 этапа 150-часовых испытаний (таблица 14.) или на другом двигателе, если на нем установлен тот же редуктор.
      В случае испытаний, которые не включают оценку работоспособности упорного подшипника редуктора, дополнительное 2,5-часовое испытание может не проводиться.
      Если Руководством по технической эксплуатации предусматривается впрыск охлаждающей жидкости в условиях стандартной атмосферы с целью форсирования взлетной тяги (мощности), то в программу 150-часовых испытаний должны быть внесены следующие изменения:
      1) определение характеристик двигателя до и после 150-часовых испытаний должно быть дополнено определением его характеристик с впрыском охлаждающей жидкости;
      2) первая часть каждого этапа 150-часовых испытаний должна проводиться с впрыском охлаждающей жидкости на взлетном режиме и при устанавливаемых программой пробах приемистости.

      808. Испытания по проверке работоспособности двигателя с реверсивным устройством.
      Должно быть опробовано действие реверсивного устройства на неработающем двигателе от соответствующих стендовых источников питания. До начала 150-часовых испытаний должны быть определены характеристики двигателя с реверсированием тяги в области эксплуатационных режимов двигателя, на которых предусмотрено применение реверсивного устройства.
      Реверсивное устройство с принятой системой управления должно быть установлено на двигателе в течение всех этапов 150-часовых испытаний.
      В течение 150-часовых испытаний должно быть выполнено 200 циклов включения реверсивного устройства с выходом на режим реверсирования тяги и выключения реверсивного устройства, в том числе:
      1) 25 циклов с изменением тяги от взлетной до максимальной реверсивной;
      2) 10 циклов с выходом двигателя на максимальную реверсивную тягу от режимов при десяти различных частотах вращения, примерно равноотстоящих друг от друга в диапазоне от малого газа до взлетного режима;
      3) 165 циклов с изменением режимов работы двигателя от установившегося малого газа при прямой тяге до режима максимальной реверсивной тяги с поддержанием в каждом цикле заявленной максимальной реверсивной тяги в течение установленного времени.
      Испытания могут выполняться либо с соответствующим перераспределением режимов испытаний на 6-часовых этапах, либо при дополнительной работе двигателя перед отдельными этапами или после них. Испытания могут быть также совмещены с испытаниями по проверке приемистости, но при условии обеспечения продолжительности непрерывной работы двигателя на режиме малого газа с прямой тягой в течение не менее 2 минут за один цикл.
      Продолжительность работы двигателя при прямой тяге по программе 150-часовых испытаний может быть уменьшена на суммарную величину времени, затраченного на испытания в одинаковых прочих условиях при реверсивной тяге, но не за счет уменьшения продолжительности наработки двигателя на взлетном и максимальном продолжительном режимах.
      Продолжительность непрерывной работы двигателя на режиме максимальной реверсивной тяги должна составлять не менее 1 минуту, если не оговорено иное.
      В зависимости от назначения и областей применения реверсивного устройства двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации в программу 150-часовых испытаний могут вводиться дополнительные проверки.

      809. Испытания по проверке работоспособности турбовинтового двигателя вместе с воздушным винтом.
      Минимальный объем испытаний турбовинтового двигателя вместе с воздушным винтом, выполняемый в процессе 150-часовых испытаний или после их окончания, должен включать:
      1) 50 изменений шага лопастей воздушного винта при переводе турбовинтового двигателя с режима земного малого газа на взлетный и обратно. При увеличении режима промежуточный упор лопастей винта должен быть включен;
      2) 100 переводов лопастей воздушного винта на промежуточный упор (эти испытания могут быть совмещены с испытаниями при переводе турбовинтового двигателя на режим земного малого газа);
      3) 10 вводов лопастей воздушного винта во флюгерное положение (в том числе не менее 5 со взлетного режима);
      4) 200 вводов лопастей воздушного винта в положение реверсирования тяги и обратно.
      Работоспособность механизма торможения (стояночного тормоза) воздушного винта должна проверяться в процессе 150-часовых испытаний путем выполнения 100 включений этого механизма при установленных частотах вращения воздушного винта.

      810. Проверка работоспособности приводов к агрегатам, обслуживающим ВС, и других механизмов и аппаратуры, установленных на двигателе, должна проводиться следующим образом:
      1) в процессе 150-часовых испытаний все самолетные агрегаты, установленные на двигателе, должны работать под нагрузкой в соответствии с графиками их загрузки, а также при предусмотренных отборах воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) должна проверяться работоспособность механизма поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора, а также устройств перепуска воздуха (клапанов, лент и других). За время 150-часовых испытаний должно быть проведено на характерных режимах не менее 100 переключений каждого из этих механизмов и устройств.
      Если компрессор двигателя оборудован автоматическими механизмами и устройствами управления поворотными лопатками, клапанами, лентами и другими механизмами перепуска воздуха, то специального переключения этих механизмов или устройств для проверки их работоспособности не требуется;
      3) должна проверяться работоспособность механизма датчика системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта путем 200 включений, из них 20 включений - с вводом лопастей винта во флюгерное положение и 180 включений - без ввода лопастей во флюгерное положение.

      811. В процессе 150-часовых испытаний обслуживание двигателя и его агрегатов должно производиться в соответствии с Регламентом технического обслуживания. Регламентные работы, предусмотренные Регламентом технического обслуживания, должны проводиться только инструментом, входящим в бортовой комплект.
      Примечание. Окончательная оценка удовлетворительности и достаточности комплекта бортового инструмента и одиночного комплекта запасных деталей должна проводиться на основании эксплуатационных испытаний двигателя на ВС.

      812. После окончания 150-часовых испытаний должны быть проведены следующие работы:
      1) повторное определение дроссельных характеристик двигателя и измерения его основных параметров;
      2) снятие двигателя со стенда и наружный осмотр двигателя и его агрегатов;
      3) снятие агрегатов с двигателя, проверка их характеристик и разборка;
      4) проверка воздушного винта и регулятора частоты вращения с разборкой и дефектацией;
      5) разборка двигателя с дефектацией и микрометрическим обмером деталей с целью определения износа, крипа, деформации, вытяжки и др. Составление ведомости дефектов деталей;
      6) контрольная проверка тарировки контрольно-измерительной аппаратуры и приборов;
      7) обработка материалов по результатам 150-часовых испытаний и составление акта.

119. Испытания по установлению ресурса двигателя

      813. Испытания по установлению начального назначенного ресурса.
      Для установления начального назначенного ресурса двигателя проводятся эквивалентно-циклические испытания узлов и основных деталей двигателя и двигателя в целом.
      Испытания узлов и деталей, в основном, проводятся в системе полноразмерного двигателя. В этом случае они могут совмещаться с эквивалентно-циклическими испытаниями двигателя в целом. Допускается проведение испытаний отдельных узлов и деталей двигателя на автономных установках при условии сохранения нагружения по малоцикловой усталости, соответствующего условиям работы полноразмерного двигателя.
      Эквивалентно-циклические испытания должны быть проведены путем многократного выполнения испытательных циклов. Испытательный цикл для эквивалентно-циклических испытаний должен формироваться на основе полетного цикла с учетом следующих требований:
      1) суммарное время наработки на наиболее нагруженных режимах в испытательном цикле должно быть эквивалентно по длительной прочности времени наработки в полетном цикле наиболее нагруженной детали горячей части двигателя;
      2) число переменных процессов должно быть равным их числу в полетном цикле;
      3) для подтверждения динамической прочности двигателя рабочая область частот вращения разбивается на несколько диапазонов и в каждом диапазоне обеспечивается наработка из расчета не менее 1 минуты на 1 час наработки в полетном цикле.
      Такая же наработка производится при частоте вращения земного малого газа.
      Испытания, указанные выше, могут проводиться совместно. Допускается исключение наработки на малонапряженных длительных стационарных режимах и части переменных процессов путем их эквивалентного приведения (соответственно по длительной прочности и малоцикловой усталости) к наиболее нагруженным режимам.
      При наличии достаточных технических обосновании могут быть внесены изменения в испытательный цикл отдельных деталей, критических для данного двигателя по малоцикловой усталости и длительной прочности.
      При проведении эквивалентно-циклических испытаний деталей двигателя допускаются их осмотр, частичные или полные разборки двигателя, замена деталей, в которых обнаружены дефекты, выполнение предусмотренных при ремонтах доработок. Число осмотров, как и время между ними, не регламентируется. Все замены деталей, их наработки (общие и по режимам) в часах и в испытательных циклах должны быть зарегистрированы в отчете по испытаниям.
      Экспериментально проверенная долговечность узлов и деталей двигателя N _и устанавливается по наработке в часах и в испытательных циклах в пределах фактически проведенных с положительными результатами эквивалентно-циклических испытаний.
      Для узлов и основных деталей начальные назначенные ресурсы N _н , в полетных циклах определяются по формуле:
                       N _i = N _e E ,
                               n _e
      где, E - коэффициент соответствия испытательного и полетного циклов по накоплению повреждаемости данной детали или узла от малоцикловой усталости с учетом влияния длительной прочности;
      n _и - коэффициент запаса по долговечности, принимаемый при числе испытанных экземпляров детали или узла n _и :
                       n _и = 1 - n _и = 3,0;
                       n _и = 2 - n _и = 2,5;
                       n _и > 3 - n _и = 2,0.
      Запас берется по отношению к минимальному значению экспериментально проверенной долговечности N _и .
      Начальный назначенный ресурс двигателя (в часах и циклах) устанавливается на основании эквивалентно-циклических испытаний одного двигателя с запасом по числу испытательных циклов 1, 2.
      Начальный назначенный ресурс двигателя должен быть равен минимальному значению начального назначенного ресурса основных деталей, не подлежащих замене.
      В процессе испытаний по установлению начального назначенного ресурса двигателя должна быть предусмотрена замена деталей двигателя, назначенный ресурс которых в часах или циклах меньше устанавливаемого для двигателя.

      814. Испытания по установлению начального ресурса двигателя до первого капитального ремонта.
      Для установления начального ресурса двигателя до первого капитального ремонта (в часах и полетных циклах) должны быть проведены стендовые испытания трех двигателей:
      одного - по эксплуатационной программе,
      двух - по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Примечание. В качестве одного из двигателей для эквивалентно-циклических испытаний допускается использовать двигатель, проходивший летные испытания. Если его летная наработка меньше устанавливаемого начального ресурса, то он должен быть подвергнут стендовым эквивалентно-циклическим испытаниям до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу.
      Стендовые испытания двигателей проводятся путем многократного выполнения испытательных циклов, которые формируются на основе полетного цикла. Для установления начального ресурса до первого капитального ремонта испытания проводятся с числом испытательных циклов на 20% большим, чем число полетных циклов, соответствующее начальному ресурсу до первого капитального ремонта при средней продолжительности полетного цикла.
      Испытательный цикл для испытаний двигателя по эксплуатационной программе должен полностью воспроизводить наработку в часах на всех установившихся режимах и число переменных процессов осредненного полетного цикла. При необходимости в программу испытаний включается наработка на стендах с подогревом.
      Испытания двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний должны проводиться с использованием того же испытательного цикла, что и эквивалентно-циклические испытания для установления начального назначенного ресурса.
      После испытаний должны быть проведены разборка и дефектация каждого двигателя.
      Испытания по установлению начального ресурса до первого капитального ремонта квалифицируются как успешные, если при их проведении не было разрушений роторных деталей, а также отказов и дефектов других основных деталей, которые в эксплуатационных условиях могут привести к отказам с опасными последствиями.

120. Общие требования к летным испытаниям двигателя

      815. При сертификации "до установки на ВС" двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания, включающие проверки:
      1) параметров и устойчивости работы двигателя на установившихся режимах;
      2) характеристик двигателя при переменных процессах;
      3) характеристик системы регулирования и управления двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов;
      4) пусковых свойств двигателя;
      5) уровня вибраций корпусов и агрегатов двигателя;
      6) работоспособности противообледенительной системы двигателя;
      7) работоспособности реверсивного устройства и его влияния на работу двигателя;
      8) работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины;
      9) работоспособности и эффективности средств защиты двигателя при помпаже;
      10) параметров и устойчивости работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор;
      11) работы двигателя в полетах по типовому профилю.

      816. Испытаниям должен подвергаться двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа двигателя, предъявляемому на государственные испытания. Испытания могут проводиться на других двигателях того же типа, имеющих отличия от вышеуказанного образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      817. Испытания допускается выполнить либо на ВС того типа, для которого предназначен двигатель, либо на ВС другого типа, специально оборудованном для испытаний двигателя (на летающей лаборатории). При этом конструкция и компоновка элементов силовой установки, в которую входит испытываемый двигатель, а также элементов и систем ВС, влияющих на работу двигателя, должны обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации двигателя, зависящих от этих элементов (например, уровня неоднородности и потерь полного давления воздуха на входе, давления и температуры топлива на входе, температуры среды под капотом, параметров электропитания агрегатов, величин отбора воздуха и мощности). Допускается применение имитаторов, создающих эти условия.

121. Летные испытания двигателя

      818. Проверка параметров и устойчивости работы двигателя на установившихся режимах.
      Проверка на установившихся режимах двигателя в условиях его летной эксплуатации, включая режимы полета, создающие наклоны двигателя и гироскопические нагрузки на его ротор, должна показать:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и агрегатов систем отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и на других установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления двигателя;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем, в следующих полетных условиях:
      на типовых этапах полета (при взлете, наборе максимальной ожидаемой высоты применения крейсерских режимов двигателя, крейсерском полете на этой высоте, снижении, экстренном снижении, заходе на посадку, посадке, уходе на второй круг) при соответствующих режимах двигателя. Испытаниями должны быть охвачены режимы полета, при которых создаются наибольшие, согласно ожидаемым условиям эксплуатации двигателя, положительные и отрицательные углы его наклона в пространстве по тангажу;
      при разгонах и торможениях ВС (летающей лаборатории) в горизонтальном полете на различных высотах при работе двигателя на максимальном режиме и режиме полетного малого газа соответственно;
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах применения двигателя с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации. При этом работа двигателя должна быть проверена на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и на промежуточных режимах, характерных для его программы управления и регулирования;
      при маневрах ВС (летающей лаборатории) типа "вираж", "скольжение", "горка" и т.п., создающих наибольшие наклоны двигателя в пространстве по крену (в правую и левую стороны) и максимальные по величине и продолжительности действия (согласно ожидаемым условиям эксплуатации) положительные и отрицательные нормальные и боковые его перегрузки. Испытаниями должны быть охвачены основные режимы двигателя, регламентированные Руководством по технической эксплуатации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в летной эксплуатации, входящих в его конструкцию;
      4) работоспособность агрегатов систем отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Примечание 1. Для турбовинтового двигателя работа на режиме земного малого газа также должна быть оценена при проверке правильности выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта.
      Примечание 2. Оценка работы двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна производиться с учетом результатов испытаний.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха. Эту оценку следует выполнять на земле и при испытаниях в горизонтальном установившемся полете.

      819. Проверка характеристик двигателя при переменных процессах.
      Проверка двигателя при переменных процессах в условиях его летной эксплуатации должна показать:
      1) управляемость, устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) соответствие времени приемистости с полетного малого газа и земного малого газа в условиях ухода на второй круг требованиям технической документации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и агрегатов системы отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов при работе в наземных условиях на месте, а также при рулении ВС (летающей лаборатории);
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов в горизонтальном полете с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации, а также при переменных процессах, возникающих при типичных маневрах ВС в процессе перехода от одного этапа полета к другому, в том числе время приемистости двигателя при уходе ВС (летающей лаборатории) на второй круг на этапе захода на посадку;
      3) работоспособность в летной эксплуатации средств контроля работы двигателя, входящих в его конструкцию;
      4) работоспособность агрегатов системы отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на приемистость и устойчивость работы двигателя в условиях ухода на второй круг, а также в условиях полета, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя, следующих факторов:
      1) температуры и давления атмосферного воздуха;
      2) исходного режима двигателя;
      3) теплового состояния двигателя на исходном режиме;
      4) изменения в пределах технических условий регулировки элементов регуляторов, определяющих переменный процесс;
      5) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.

      819. Проверка характеристик системы регулирования и управления двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать соответствие работоспособности системы и соответствие качества регулирования и управления этого двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателями в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами управления и регулирования переменных процессов в двигателе, которые проверяются, максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при этих процессах;
      3) характер и параметры переменных процессов и последующей работы двигателя при имитации тех отказов основных подсистем регулирования, для парирования которых предусмотрен автоматический или ручной переход на регулирование резервными подсистемами;
      4) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      5) работоспособность имеющихся устройств самоконтроля системы и контроля ее работы в эксплуатации, входящих в конструкцию этой системы (двигателя).
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) наклонов двигателя в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры рабочей жидкости регуляторов;
      4) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования;
      5) отбора воздуха из двигателя.

      820. Проверка пусковых свойств двигателя.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации холодного и горячего запуска двигателя на земле и запуска в полете в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя и системы запуска при холодном и горячем запусках на земле;
      2) параметры двигателя и системы запуска при его запуске в полете с режима авторотации и при запуске с подкруткой двигателя пусковым устройством в предусмотренных Руководством по технической эксплуатации условиях;
      3) пожарная безопасность эксплуатации ВС при запусках двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на пусковые свойства двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения двигателя и начала его последующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования двигателя при запуске и в параметрах энергопитания пускового устройства.

      821. Проверка уровня вибраций корпусов и агрегатов двигателя.
      Проверка должна установить отсутствие недопустимого увеличения вибраций корпусов и агрегатов двигателя в ожидаемых условиях его летной эксплуатации по сравнению с уровнем вибраций в стендовых условиях и показать соответствие уровня вибраций требованиям нормативно-технической документации, а также показать работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях и на режимах, на которых проверяется двигатель;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации, а у турбовинтового двигателя также на редукторе воздушного винта.
      Перечень агрегатов двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам стендовых испытаний. Как правило, это должны быть агрегаты, которые являются возбудителями вибраций.

      822. Проверка работоспособности противообледенительной системы двигателя.
      Проверка должна показать, что в условиях летной эксплуатации противообледенительная система двигателя с элементами средств ее управления и контроля, входящими в конструкцию двигателя, работоспособна и не оказывает недопустимого влияния на параметры последнего.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, которые допускается выполнять только в "сухом" воздухе.
      Летные испытания должны быть проведены на различных высотах полета до 11000 метров включительно или до максимальной высоты, согласно ожидаемых условий эксплуатации двигателя, если она менее 11000 метров, с охватом ожидаемого в эксплуатации диапазона скоростей полета. При испытаниях на различных режимах двигателя в диапазоне от режима земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима должны быть оценены:
      1) работоспособность противообледенительной системы (например, по параметрам, характеризующим тепловое состояние, обогреваемых элементов двигателя, параметрам системы обогрева и другим), работоспособность средств управления и контроля противообледенительных систем, входящих в конструкцию двигателя;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя.

      823. Проверка работоспособности реверсивного устройства и его влияния на работу двигателя.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна показать соответствие работоспособности этого устройства и системы его управления, а также устойчивости работы двигателя и его параметров требованиям и данным технической документации на установившихся режимах при прямой тяге и при реверсировании тяги, а также при переменных процессах.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность реверсивного устройства с системой управления при его включении, работе и выключении на земле и на тех этапах полета, на которых разрешено использование режима реверсирования тяги;
      2) характер и параметры работы двигателя с реверсивным устройством на режимах прямой тяги в условиях и на режимах эксплуатации, на которых проверяется двигатель, а также на режимах реверсирования тяги при испытаниях;
      3) работоспособность средств контроля работы реверсивного устройства в эксплуатации, входящих в конструкцию двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики, ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.

      824. Проверка работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать соответствие работоспособности, помехозащищенности и эффективности системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы двигателя при имитации ее срабатывания.
      Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах и при переменных процессах в двигателе с максимальными температурами газа на земле и в полете. Испытания в полете должны выполняться с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации двигателя;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы, потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях его эксплуатации (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) эффективность работы системы при имитации предполагаемого изменения параметров двигателя при его отказе, вызывающем вступление в работу системы. Условия проверки следует устанавливать специальным анализом;
      5) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, входящих в конструкцию системы (двигателя), если они имеются.

      825. Проверка работоспособности и эффективности средств защиты двигателя при помпаже.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать:
      1) для двигателя, оборудованного автоматической системой защиты при помпаже, правильность выбора программы работы системы, ее работоспособность, помехозащищенность и соответствие этих и других ее летно-эксплуатационных характеристик данным технической документации;
      2) для двигателя, на котором не предусмотрена автоматическая система защиты, работоспособность средств, сигнализирующих о возникновении в двигателе помпажа, и эффективность способов, обеспечивающих перевод двигателя на устойчивый режим работы.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены характеристики, относящиеся к предусмотренному на двигателе средству защиты при помпаже:
      1) работоспособность автоматической системы и изменение параметров работы двигателя при имитации срабатывания сигнализатора помпажа на установившихся режимах работы двигателя в диапазоне от земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима и при переменных процессах с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации двигателя;
      2) помехозащищенность электронных блоков автоматической системы или средств сигнализации о возникновении помпажа при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания сигнализатора помпажа, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе двигателя (для предотвращения ложного срабатывания сигнализатора помпажа);
      4) эффективность автоматической системы или способа перевода двигателя на устойчивый режим работы при его помпаже, вызванном искусственно на режиме полетного малого газа и на максимальном режиме при испытании на ожидаемой максимальной высоте крейсерского полета, а также на меньших высотах, если это признано необходимым по результатам стендовых испытаний средств защиты двигателя при помпаже;
      5) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, входящих в конструкцию системы (двигателя), если они имеются.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на эффективность средств защиты двигателя при помпаже (если оно ожидается существенным) изменения свойств двигателя, связанных с изменением температуры атмосферного воздуха в диапазоне, соответствующем ожидаемым условиям эксплуатации.

      826. Проверка параметров и устойчивости работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать:
      1) устойчивость работы и соответствие требованию и данным технической документации параметров двигателя при впрыске жидкости в его компрессор в наземных и полетных условиях, в которых применение системы разрешено Руководством по технической эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, входящих в конструкцию двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер работы двигателя и соответствие параметров двигателя требуемой величине восстановления или форсирования взлетной тяги (мощности) при наземном опробовании системы впрыска жидкости и при ее включении на режимах полета, на которых это разрешено Руководством по технической эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, входящих в конструкцию двигателя, в том числе средств управления и контроля работы системы в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя и системы впрыска жидкости (если оно ожидается существенным) следующих факторов:
      1) ветровых условий температуры атмосферного воздуха у земли;
      2) наклонов двигателя в пространстве и перегрузок по различным его координатным осям.

      827. Проверка работы двигателя в полетах по типовому профилю.
      Для подтверждения достоверности выбора режимов стендовых ресурсных испытаний двигателя должна быть проведена проверка в полетах по типовым профилям ожидаемых условий эксплуатации объемом не менее 50 полетных циклов.

122. Испытания двигателя при сертификации ВС

      828. При сертификации ВС двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания по проверке:
      1) работы двигателя на установившихся режимах;
      2) работы двигателя при переменных процессах;
      3) системы регулирования и управления двигателя;
      4) запуска двигателя;
      5) вибрационных характеристик элементов двигателя при его работе в самолетной компоновке;
      6) противообледенительной системы двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения;
      7) работы двигателя с реверсивным устройством и его влияния на характеристики ВС;
      8) достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя;
      9) системы защиты от перегрева турбины;
      10) средств защиты двигателя при помпаже;
      11) работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор;
      12) параметров полетного цикла двигателя на ВС;
      13) эксплуатационной технологичности двигателя.

      829. Испытаниям должен подвергаться двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа двигателя, предъявляемому на государственные испытания или прошедшему их. Испытания могут проводиться на других двигателях того же типа, имеющих отличия от вышеуказанного образца, существенно не влияющие на проверяемые характеристики.

      830. Испытания должны проводиться на ВС того типа, для которого предназначен двигатель. Испытаниями должны быть охвачены все те применяемые на ВС виды компоновок двигателей в силовой установке, которые могут привести к существенным отличиям в условиях работы двигателя. Отдельные части испытаний допускается выполнить на летающей лаборатории, если на ней достаточно полно (в отношении проверяемых характеристик) воспроизведены конструкция и компоновка элементов силовой установки, а также связанных с двигателем или влияющих на его работу элементов и систем ВС, для которых двигатель предназначен.

      831. При испытаниях следует оценить влияние на проверяемые характеристики взаимодействия двигателей в силовой установке и возможных отклонений в работе связанных с двигателем функциональных систем ВС, если есть основание считать это влияние существенным.

      832. При сертификации ВС назначенный ресурс двигателя и ресурс двигателя до первого капитального ремонта может быть увеличен по сравнению с установленным при сертификации двигателя "до установки на ВС" на основании и в соответствии с фактическим объемом проведенных к этому времени испытаний.
      При этом в испытательный цикл могут быть внесены уточнения в соответствии с данными летных испытаний. В подтверждение установленного начального ресурса до первого капитального ремонта должны быть проведены эксплуатационные испытания двигателя на ВС. В процессе испытаний 3-4 двигателя должны отработать на ВС не менее половины начального ресурса до первого капитального ремонта с дефектацией одного-двух из них.
      Если летная наработка остальных двигателей меньше ресурса до первого капитального ремонта, устанавливаемого к моменту сертификации ВС, то они должны быть подвергнуты испытаниям на стенде по программе эквивалентно-циклических испытаний или по эксплуатационной программе до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу, с последующей разборкой и дефектацией.

      833. Для подтверждения достаточной надежности двигателя наработка на отказ, приводящий к выключению двигателя в полете, для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета не более 5 часов, должна составлять не менее 8500 часов, а для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета более 5 часов, - не менее 12000 часов. Наработка на отказ определяется по суммарной наработке двигателей в стендовых длительных и ресурсных (эквивалентно-циклических и по эксплуатационной программе) испытаниях, а также в летных испытаниях на летающей лаборатории и ВС и количеству отказов при этих испытаниях, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете.
      Примечание 1. Отказы, для устранения которых разработаны эффективные мероприятия, проверенные испытаниями, в зачет не принимаются.
      Примечание 2. При ускоренных стендовых испытаниях должна засчитываться наработка двигателя, равная длительности полетного цикла, соответствующего испытательному циклу.

123. Летные испытания двигателя

      834. Проверка работы двигателя на установившихся режимах.
      Проверка на установившихся режимах двигателя в условиях его эксплуатации на ВС, включая режимы полета, создающие гироскопические нагрузки на его ротор, должна подтвердить:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным, указанным в технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и систем отбора воздуха из двигателя.

      835. Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и других установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления двигателя;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в следующих полетных условиях:
      на всех этапах полетов по типовым профилям применения ВС при соответствующих режимах двигателя, а также при наборе высоты практического потолка ВС и снижении с него, экстренном снижении с максимальной высоты крейсерского полета до минимальной высоты безопасного вывода ВС в горизонтальный полет.
      Испытаниями при взлетах, наборах высоты и снижении должны быть охвачены режимы полета, при которых создаются наибольшие возможные в ожидаемых условиях эксплуатации ВС положительные и отрицательные углы наклона двигателя в пространстве по тангажу;
      при разгонах и торможениях ВС в горизонтальном полете при работе двигателя на максимальном режиме и режиме полетного малого газа соответственно. Испытания следует провести на различных высотах полета, в том числе на максимальной высоте крейсерского полета;
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах, включая высоту практического потолка ВС, с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации ВС. При этом работа двигателя должна быть проверена на основных установившихся режимах, указанных в Руководстве по технической эксплуатации, и на промежуточных режимах, характерных для его программы регулирования и управления;
      при выполнении ВС маневров с предельно-допустимыми параметрами полета, а именно правых и левых виражей с максимальным допустимым креном при максимальной допустимой величине перегрузки, а также "горок" и "скольжений" с максимальной допустимой величиной и максимальной возможной или допустимой продолжительностью действия возникающих при этом положительных и отрицательных перегрузок. Указанные маневры должны быть выполнены на крейсерских высотах полета ВС в полетной конфигурации и на минимальных безопасных высотах во взлетной и посадочной конфигурациях. Испытаниями должны быть охвачены все применяемые в этих условиях режимы двигателя;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации;
      4) работоспособность систем отбора воздуха из двигателя.
      Примечание 1. Для турбовинтового двигателя работа на режиме земного малого газа также должна быть оценена при подтверждении правильности выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта.
      Примечание 2. Оценка работы двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна производиться с учетом результатов испытаний.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха. Эту оценку следует выполнять на земле и при испытаниях в горизонтальном установившемся полете;
      3) сочетания режимов работы проверяемого и соседнего двигателей, если воздух к ним поступает из близко расположенных друг к другу воздухозаборников.

      836. Проверка работы двигателя при переменных процессах.
      Проверка работы двигателя при переменных процессах в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить:
      1) управляемость, устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) соответствие времени приемистости с полетного малого газа и земного малого газа в условиях ухода на второй круг требованиям технической документации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и системы отбора воздуха из двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом, во всем допустимом диапазоне режимов при работе в наземных условиях на месте, а также при рулении ВС;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов в горизонтальном полете с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации ВС при переменных процессах, возникающих при типичных маневрах ВС в процессе перехода от одного этапа к другому, в том числе время приемистости двигателя при уходе ВС на второй круг на этапе захода на посадку;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации;
      4) работоспособность агрегатов системы отбора воздуха из двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на приемистость и устойчивость работы двигателя в условиях ухода на второй круг, а также в условиях полета, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя, следующих факторов:
      1) температуры и давления атмосферного воздуха;
      2) исходного режима двигателя;
      3) теплового состояния двигателя на исходном режиме;
      4) изменения в пределах технических условий регулировки элементов регуляторов, определяющих переменный процесс;
      5) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха;
      6) сочетания режимов работы проверяемого и смежного двигателей в случае, если воздух к ним поступает из близко расположенных воздухозаборников.

      837. Проверка системы регулирования и управления двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности системы, качества регулирования и управления этого двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям главы 103 и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателями в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами управления и регулирования переменных процессов в двигателе, проверяемых, максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при этих процессах;
      3) помехозащищенность электронных блоков системы при возможных в условиях эксплуатации на воздушном судне воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      4) работоспособность имеющихся устройств контроля системы в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики работы системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) положения ВС в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры рабочей жидкости регуляторов в пределах, возможных в эксплуатации;
      4) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования;
      5) отбора воздуха из двигателя.

      838. Проверка запуска двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на судне должна подтвердить пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации, холодного и горячего запусков двигателя на земле и запусков в полете в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, а также показать приемлемость процедуры запуска двигателя по ее влиянию на удобство управления ВС и по требованиям к экипажу.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя и системы запуска при холодном и горячем запусках на земле;
      2) параметры двигателя и системы запуска при его запуске в полете с режима авторотации и при запуске с подкруткой двигателя пусковым устройством в предусмотренных Руководством по летной эксплуатации условиях;
      3) пожарная безопасность эксплуатации ВС при запуске двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по летной эксплуатации;
      4) процедуры, выполняемые экипажем для запуска двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно окажется существенным) на пусковые свойства двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения двигателя и начала его последующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования двигателя при запуске и к параметрах энергопитания токового устройства.

      839. Проверка вибрационных характеристик элементов двигателя при его работе в самолетной компоновке.
      Проверка должна подтвердить отсутствие недопустимого увеличения уровня вибрационного нагружения элементов роторов турбокомпрессора и вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях эксплуатации двигателя на ВС по сравнению с уровнем вибрации в стендовых условиях и соответствие уровня вибрации требованиям нормативно-технической документации, а также подтвердить работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях и на режимах, на которых проверяется двигатель;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного двигателя;
      3) характер и уровень вибрационного нагружения элементов роторов двигателя в условиях проверки.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) сочетания режимов работы проверяемого и соседнего двигателей в случае, если воздух к ним поступает из близко расположенных воздухозаборников;
      3) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.
      Проверке для определения характера и уровня вибрационного нагружения подлежат те элементы роторов турбокомпрессора, для которых признано, что при стендовых испытаниях недостаточно полно воспроизведены существенно влияющие эксплуатационные факторы.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации, а у турбовинтового двигателя также на редукторе воздушного винта.
      Перечень агрегатов двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам испытаний.

      840. Проверка противообледенительной системы двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить результаты расчетов, стендовых испытаний и летных испытаний системы и в совокупности с ними показать, что при эксплуатации противообледенительной системы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации ВС в условиях обледенения не могут возникнуть нарушения работы двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в "сухом" воздухе и в контролируемых условиях обледенения.
      Испытания должны быть проведены в установленном программой диапазоне высот полета на скоростях, соответствующих ожидаемым условиям эксплуатации ВС в случае нормальной работы всех двигателей, а также в случае отказа некоторых из них. При этом на различных режимах двигателя с охватом эксплуатационного диапазона их изменения должны быть оценены:
      1) работоспособность и эксплуатационные особенности противообледенительной системы двигателя и средств ее управления и контроля;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя;
      3) эффективность противообледенительной системы в условиях обледенения, влияние остаточного льдообразования на работу двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя запаздывания включения противообледенительной системы длительностью 1 минута, а также влияние продолжительности полета в условиях обледенения.

      841. Проверка работы двигателя с реверсивным устройством и его влияния на характеристики ВС.
      Проверка в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности реверсивного устройства и системы его управления, устойчивости работы и параметров двигателей, как снабженных, так и не снабженных этим устройством, данным технической документации на установившихся режимах прямой тяги и при реверсировании тяги, а также при переменных процессах, и показать, что на режимах эксплуатации с использованием реверсирования тяги не возникает недопустимого влияния реверсивного устройства на поведение, летные характеристики и прочность конструкции ВС.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность реверсивного устройства с системой управления при его включении, работе и выключении на земле и на тех этапах полета, на которых разрешено использование режима реверсирования тяги;
      2) характер и параметры работы двигателя с реверсивным устройством на режимах прямой тяги в условиях и на режимах эксплуатации, на которых проверяется двигатель, а также на режимах реверсирования тяги при испытаниях;
      3) влияние работы двигателя на режиме реверсирования тяги на работу и параметры других двигателей ВС, как снабженных, так и не снабженных реверсивным устройством;
      4) влияние работы реверсивного устройства на нагружение элементов ВС и его поведение при нормальном функционировании устройства, а также при имитации отказов, приводящих к его самопроизвольному включению и невключению, если они не относятся к событиям практически невероятным.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.
      Имитация отказа, приводящего к самопроизвольному включению реверсивного устройства, выполняется только при наличии подсистемы, обеспечивающей автоматическое выключение или дросселирование двигателя при таком отказе. Необходимость проверки устанавливается на основании оценки вероятности и возможных последствий самопроизвольного включения устройства. Анализ может быть выполнен, например, на основе моделирования или опыта эксплуатации устройств-прототипов. Режимы и этапы полета, на которых следует производить проверку, должны устанавливаться по результатам этого анализа с учетом безопасности проведения испытаний.
      Имитация отказа, приводящего к невключению реверсивного устройства, выполняется при послепосадочном пробеге ВС. При этом должна быть оценена правильность выбора ограничения режима работы двигателя с невключившимся реверсивным устройством по его влиянию на поведение ВС.

      842. Проверка достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на ВС должна подтвердить наличие достаточного запаса газодинамической устойчивости, гарантирующего устойчивую работу данного типа двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в условиях и на режимах эксплуатации, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя. При подтверждении достаточности запаса может быть использован один из следующих методов:
      1) демонстрация устойчивой работы одного экземпляра двигателя, запас газодинамической устойчивости, которого преднамеренно уменьшен, например, за счет изменения конструктивных элементов, изменения программ регулирования, увеличения внешнего воздействия. Уменьшение запаса должно имитировать воздействие на него всех существенных для данного типа двигателя факторов, которые при испытаниях непосредственно не воспроизводятся (например, разброса запасов, обусловленного допусками на изготовление и отладку двигателя, уменьшения запасов из-за выработки ресурса и других). Величина преднамеренного уменьшения запаса должна быть установлена программой испытаний;
      2) демонстрация устойчивой работы большого числа нормально изготовленных и отрегулированных двигателей, признанного достаточным.
      При выборе условий испытаний должно быть учтено влияние (если оно ожидается существенным) на газодинамическую устойчивость двигателя следующих факторов:
      1) изменения режимов работы компрессора в диапазоне, обусловленном режимами двигателя, допусками на отладку системы его регулирования и температурой атмосферного воздуха;
      2) ветровых условий у земли (при испытаниях может быть использован искусственно получаемый воздушный поток);
      3) уровня параметров потока воздуха на входе в двигатель и его неоднородности, обусловленных условиями полета и маневрами ВС в ожидаемых условиях его эксплуатации;
      4) времени выдержки двигателя на исходном режиме перед выполнением характерных переменных процессов;
      5) режима работы соседнего с проверяемым двигателем, при близком расположении друг к другу их воздухозаборников.
      Испытания допускается провести только для тех критических условий и режимов эксплуатации, для которых при стендовых испытаниях не получены убедительные доказательства достаточности запаса газодинамической устойчивости двигателя.
      При оценке результатов настоящих испытаний необходимо учесть данные об устойчивости работы двигателя при выходах ВС на предельные ограничения, осуществляемых при испытаниях.

      843. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности, помехозащищенности и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует проводить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы двигателя при имитации ее срабатывания.
      Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах двигателя и при переменных процессах с максимальными температурами газа на земле и в полете;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, колебаний параметров электропитания, включения мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы, потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации ВС (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, если они имеются.

      844. Проверка средств защиты двигателя при помпаже.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности, помехозащищенности и других летно-эксплуатационных характеристик элементов средств защиты данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность элементов средств защиты и изменение параметров работы двигателя при имитации срабатывания сигнализатора помпажа на земле и в полете на установившихся режимах работы двигателя в диапазоне от земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима и при переменных процессах;
      2) помехозащищенность электронных блоков автоматической системы или средств сигнализации о возникновении помпажа при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, колебаний параметров электропитания, включения мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания сигнализатора помпажа, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации ВС (для предотвращения ложного срабатывания сигнализатора помпажа).

      845. Проверка работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить:
      1) устойчивость работы и соответствие требованию и данным технической документации параметров двигателя при впрыске жидкости в его компрессор в наземных и полетных условиях, в которых применение системы разрешено Руководством по летной эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы впрыска жидкости.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя по их соответствию требуемой величине восстановления или форсирования взлетной тяги (мощности) при наземном опробовании системы впрыска жидкости и при ее включении на режимах полета, на которых это разрешено Руководством по летной эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, в том числе средств управления и контроля ее работы в эксплуатации;
      3) удобство управления системой и синхронность включения и выключения системы на симметрично расположенных двигателях.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя и системы впрыска жидкости (если оно ожидается существенным) следующих факторов:
      1) ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли;
      2) положения ВС в пространстве и перегрузок по различным его координатным осям.

      846. Проверка параметров полетного цикла двигателя на ВС.
      Должны быть определены параметры полетного цикла, режимы работы двигателя, их продолжительность и повторяемость в ожидаемых условиях эксплуатации двигателя на ВС данного типа с целью уточнения испытательных циклов эквивалентно-циклических испытаний и испытаний по эксплуатационной программе. Объем определяется программой летных испытаний.

      847. Проверка эксплуатационной технологичности двигателя.
      Проверка должна показать, что в эксплуатационных условиях на ВС обеспечивается возможность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены двигателей, их деталей, узлов и агрегатов согласно указаниям Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания двигателя.
      При проверке, которую следует произвести непосредственно на ВС в условиях стоянки и других условиях, предписанных Регламентом технического обслуживания, необходимо отметить:
      1) обеспеченность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены деталей, узлов, агрегатов двигателя, средств обнаружения механических повреждений в соответствии с требованиями и указаниями Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания;
      2) взаимозаменяемость двигателей в применяемых на ВС компоновках силовой установки;
      3) обеспеченность процедур консервации и расконсервации двигателя;
      4) обеспеченность проверки и регулировки гидроприводов двигателя, проверки подвижных элементов реактивного сопла, если они имеются на двигателе, от аэродромных источников энергии (без запуска двигателя);
      5) обеспеченность и удобство медленного проворачивания ротора (роторов) двигателя.
      Проверку следует провести в различных климатических условиях эксплуатации ВС.

124. Испытания серийных и ремонтных двигателей

      848. Серийные и ремонтные двигатели должны подвергаться сдаточным и контрольным стендовым испытаниям и переборкам, предписанным программами, а при необходимости также дополнительным испытаниям.
      При испытании ремонтных двигателей в случае необходимости могут предусматриваться методы и условия испытаний, отличающиеся от предписываемых программами сдаточных и контрольных испытаний серийных двигателей.
      Объем испытаний и переборок серийных и ремонтных двигателей с обследованием состояния деталей после разборки двигателя может быть сокращен, если будет показано, что совершенство конструкции, качество и контроль изготовления, а также методика испытаний обеспечивают, при соблюдении правил обслуживания, предписанных Руководства по технической эксплуатации, сохранение работоспособности двигателя в течение межремонтного ресурса.
      Примечание 1. Любое сокращение объема испытаний или переборок двигателя может быть пересмотрено при обнаружении ухудшения работоспособности двигателя в эксплуатации или при введении значительных изменений в конструкцию двигателя.
      Примечание 2. Объем испытаний ремонтных двигателей может отличаться от объема испытаний серийных двигателей.
      Примечание 3. При производстве двигателей малыми сериями объем испытаний, и количество переборок их может сокращаться.

      849. Испытания серийных и ремонтных двигателей следует разделять на сдаточные и контрольные. Целью сдаточных испытаний является:
      1) проверка соответствия техническим условиям качества изготовления и сборки двигателя;
      2) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих двигатель;
      3) подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями.
      Целью контрольных испытаний является:
      4) проверка соответствия техническим условиям качества повторной (после сдаточных испытаний) сборки двигателя;
      5) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих двигатель;
      6) проверка регулировки и отладки двигателя и соответствия его параметров и характеристик заданным техническими условиями;
      7) официальное подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями и его приемка.
      Примечание. При соответствующем обосновании сдаточные и контрольные испытания могут совмещаться.

      850. Испытания должны проводиться в последовательности, указанной в программах сдаточных и контрольных испытаний в соответствии с общими требованиями, а также следующими дополнительными положениями:
      1) измерение тяги турбовинтового двигателя в статических условиях должно проводиться на испытательном стенде принятого типа. Измерение мощности турбовинтового двигателя должно осуществляться на двигателе с воздушным винтом, принятым способом; при этом должна быть надлежащим образом учтена реактивная тяга газовой струи;
      2) испытания должны включать работу двигателя при максимальной температуре масла на входе. Время работы на соответствующих режимах с максимальной температурой масла на входе и величина этой температуры должны быть указаны в программе испытаний.
      Такие испытания можно не проводить, если имеющиеся материалы доказывают отсутствие их необходимости;
      3) если в процессе сдаточных испытаний оказывается необходимой замена какой-либо основной детали или узла, эти испытания или их часть должны быть повторены в согласованном объеме.
      Если в процессе сдаточных испытаний оказывается необходимой замена какого-либо вспомогательного элемента конструкции или детали, то такая замена может быть разрешена без соответствующего испытания на другом экземпляре двигателя в соответствии с действующей для серийного производства документацией;
      4) все приводы вспомогательного оборудования и самолетных агрегатов в процессе сдаточных испытаний должны быть загружены принятым способом стендовыми агрегатами или специальными устройствами, нагрузочный момент которых полностью соответствует эксплуатационным величинам. В процессе сдаточно-контрольных испытаний агрегаты, которые не являются необходимыми для обеспечения нормальной работы двигателя, могут не устанавливаться или отключаться;
      5) программы сдаточных и контрольных испытаний должны предусматривать работу двигателя с установленными для него отборами воздуха. Испытания должны показать работоспособность двигателя с включенными отборами воздуха и удовлетворительное функционирование системы и агрегатов отбора, принадлежащих двигателю;
      6) должно предусматриваться проведение испытаний с утвержденным для полетных условий реактивным соплом, если иное не установлено программой испытаний;
      7) при всех испытаниях должны применяться топлива и масла, которые утверждены для данного типа двигателя.

      851. Дополнительно к общей оценке работы двигателя и определению его характеристик должны быть обеспечены заявленные значения следующих величин:
      1) приведенных температур газа на взлетном и максимальном продолжительном режимах. Эти температуры не должны превышать утвержденных максимальных величин. Все измеренные величины температуры газа должны находиться в согласованных пределах отклонения от средней температуры, полученной при испытаниях;
      2) приведенной тяги (мощности) на взлетном и максимальном продолжительном режимах. Их величины должны находиться в согласованных пределах и устанавливаться на основании государственных испытаний двигателя данного типа;
      3) приведенного удельного расхода топлива двигателя на заявленных режимах;
      4) давления масла на максимальном продолжительном режиме;
      5) прокачки (циркуляционного расхода) масла. Если масляный бак не является неотъемлемой частью двигателя, то прокачку следует измерять при выполнении 4-й части контрольных испытаний;
      6) среднего часового расхода масла;
      7) времени приемистости.

      852. Если двигатели предназначены для установки на серийное ВС, то данные серийных и ремонтных двигателей должны включать:
      1) параметры двигателя на взлетном, максимальном продолжительном и других режимах, оговоренных в программе испытаний (при работе на стенде с параметрами воздуха по стандартной атмосфере) без учета отбора воздуха и затрат мощности на привод вспомогательных и самолетных агрегатов. Должен указываться разброс значений параметров, полученных как в процессе контрольных испытаний, так и в конце ресурса до очередного капитального ремонта (по материалам проверки характеристик на достаточном количестве рассматриваемых двигателей, выбранных из серии);
      2) влияние на заявленные параметры величин давления, температуры и влажности окружающего воздуха, скорости полета, коэффициента отбора воздуха.

      853. При совмещении сдаточных и контрольных испытаний сокращенная программа испытаний должна включать:
      1) приработку двигателя;
      2) отладку и проверку регулировки двигателя на соответствие его параметров и характеристик заданным техническим условиям;
      3) подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями;
      4) приемку двигателя.

125. Сдаточные испытания серийных и ремонтных двигателей

      854. Программа сдаточных испытаний должна предусматривать виды проверок, указанные в таблице 15.
      Примечание. Сокращение продолжительности испытания в части 5 может быть допущено, если это признано целесообразным.

                                                    Таблица 15.

      855. После сдаточных испытаний двигатель должен быть разобран для проверки состояния его деталей. Допускается разборка в сокращенном объеме (поузловая), если это признано достаточным для дефектации.

      856. При сокращении объема сдаточных испытаний устанавливаегся количество (процент) двигателей, испытываемых с нагруженными приводами вспомогательных и самолетных агрегатов. Это количество испытываемых двигателей может постепенно уменьшаться до полного исключения испытаний с нагруженными приводами упомянутых агрегатов.

126. Контрольные испытания серийных и ремонтных двигателей

      857. Программа контрольных испытаний должна предусматривать виды проверок, указанные в таблице 16.
      Примечание. Сокращение продолжительности испытания в части 4 может быть допущено, если это признано целесообразным.

                                                      Таблица 16.

127. Дополнительные испытания серийных и ремонтных двигателей

      858. Дополнительным стендовым испытаниям, включающим периодические (комиссионные) и технологические испытания, должны подвергаться серийные и ремонтные двигатели. Комиссионными испытаниями должна проверяться стабильность качества выпускаемой продукции.
      Технологическими испытаниями должны проверяться:
      1) конструктивные и технологические изменения, внесенные для усовершенствования серийного и ремонтного двигателей;
      2) таблица предельных износов и зазоров ремонтных двигателей;
      3) содержание группового комплекта для ремонта двигателя.

      859. Для двигателей серийного производства должна быть отработана методика контроля стабильности запаса газодинамической устойчивости и установлена периодичность проверки двигателя.

      860. Один двигатель, выбранный произвольно из партии, выпущенной за определенный период времени, установленный технической документацией, должен пройти комиссионные испытания по программе 150-часовых испытаний (глава 118).

128. Увеличение ресурсов

      861. Общие требования. Увеличение ресурса до первого капитального ремонта и межремонтного ресурса серийного двигателя должно производиться для всего парка двигателей данной модификации или для серий данной модификации.
      При подтверждении увеличенных ресурсов (назначенного, до первого капитального ремонта, межремонтного) в испытательные циклы при необходимости должны быть внесены уточнения в соответствии с накопленными данными о фактических условиях эксплуатации парка двигателей.
      При увеличении ресурсов серийного двигателя, начиная с третьего года эксплуатации, подтвержденная наработка на отказ, приводящий к выключению двигателя в полете, должна быть не менее 14000 ч для двигателей ВС с продолжительностью полета не более 5 часов и не менее 20000 ч для двигателей ВС с продолжительностью полета более 5 часов.
      Указанная наработка на отказ определяется по суммарной наработке двигателей в эксплуатации и количеству отказов, приводящих к выключению двигателя в полете, за два предшествующих года эксплуатации.

      862. Увеличение назначенного ресурса двигателя.
      Увеличение временно назначенного ресурса двигателя подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями.
      Увеличение временно назначенных ресурсов основных деталей и узлов производится на основании их эквивалентно-циклических испытаний. При проведении этих испытаний рекомендуется использовать детали и узлы, имеющие предварительную наработку в эксплуатации.

      863. Увеличение ресурса до первого капитального ремонта.
      Увеличение ресурса до первого капитального ремонта подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями двух двигателей.
      При увеличении ресурса должны быть учтены данные о результатах эксплуатации парка двигателей и о дефектации двигателей при их ремонтах в пределах ранее действовавших ресурсов. Для получения дополнительной диагностической информации рекомендуется через каждые 500-1000 часов наработки производить разборку и дефектацию 1-2 двигателей из числа двигателей с наибольшей наработкой. В счет указанных двигателей разрешается использовать двигатели, снятые с эксплуатации по другим причинам.
      Эквивалентно-циклические испытания проводятся с запасом по числу испытательных циклов по отношению к увеличенному ресурсу. При ресурсах до 2500 часов запас принимается в 20%, а при больших ресурсах запас по числу испытательных циклов должен соответствовать превышению наработки по отношению к устанавливаемому ресурсу на 500 часов.
      Испытания могут проводиться путем доработки до необходимого числа испытательных циклов на двигателях, отработавших в эксплуатации ранее установленный ресурс или его часть, с полным зачетом фактической наработки двигателя в часах и полетных циклах.
      Двигатели, успешно прошедшие испытания могут быть без разборки использованы для продолжения испытаний с целью дальнейшего увеличения ресурса.
      Испытания одного из указанных двигателей могут проводиться по эксплуатационной программе, но с запасом.

      864. Установление межремонтных ресурсов.
      Межремонтные ресурсы устанавливаются в пределах назначенного ресурса двигателя.
      Для установления каждого межремонтного ресурса проводятся следующие работы:
      1) эквивалентно-циклические испытания одного ремонтного двигателя на заводе-изготовителе;
      2) испытания одного ремонтного двигателя по согласованной программе на ремонтном заводе;
      3) обобщение опыта эксплуатации парка двигателей.

129. Системы силовой и вспомогательной установок, пожарная защита ВС

      865. Силовая установка - совокупность элементов ВС, необходимых для создания тяги. Силовая установка включает двигатели, воздушные винты (для турбовинтового двигателя), топливную, масляную системы, системы управления двигателями, контроля, охлаждения, воздухозаборники, пожарную защиту и др.

      866. Вспомогательная силовая установка - совокупность элементов с вспомогательным газотурбинным двигателем, являющаяся источником сжатого воздуха, электроэнергии, мощности на валу и предназначенная для обеспечения работы систем ВС на земле и в полете, в том числе для запуска двигателей силовой установки и электроснабжения систем ВС в полете при отказе первичных источников, установленных на двигателях силовой установки.

      867. Приборы контроля работы силовой и вспомогательной установок аппаратура, обеспечивающая измерение и индикацию параметров работы двигателей и систем силовой и вспомогательной установок.

      868. Топливная система - система для размещения топлива на ВС, выработки его в определенном порядке, подачи топлива в двигатели силовой установки и вспомогательной силовой установки и другие потребители, а также выполнения вспомогательных функций.

      869. Система централизованной заправки топливом - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие наполнение баков топливом в заданной последовательности и в определенном количестве при подаче топлива под давлением.

      870. Система аварийного слива топлива - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие в необходимых случаях быстрый слив определенного количества топлива из баков в атмосферу во время полета.

      871. Система дренажа топливных баков - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие сообщение воздушных полостей баков с атмосферой.

      872. Топливный бак-кессон - герметизированный отсек конструкции ВС, предназначенный для размещения топлива.

      873. Насос подкачки топлива - насос, который подает топливо к двигателям из расходного бака или расходного отсека топливного бака.

      874. Насос перекачки топлива - насос для перекачки топлива из одних топливных баков ВС в другие.

      875. Расходный топливный бак - топливный бак ВС, из которого топливо подается к двигателям (двигателю) и другим потребителям.

      876. Расходный отсек топливного бака - часть топливного бака ВС, из которого топливо подается к двигателю и другим потребителям.
      Масляная система - система силовой установки, включающая агрегаты и узлы двигателя и силовой установки, обеспечивающая размещение и охлаждение масла, а также его циркуляцию для смазки и охлаждения узлов трения двигателя в процессе его работы.

      877. Система охлаждения и вентиляции силовой установки совокупность элементов ВС и двигателя, обеспечивающих подвод и отвод воздуха для охлаждения наиболее теплонапряженных элементов конструкции мотогондол, внешних корпусов и агрегатов двигателя, а для вспомогательного газотурбинного двигателя дополнительно - создание необходимых температурных условий для его запуска в полете.

      878. Система управления двигателями - совокупность всех элементов, обеспечивающих запуск, изменение или поддержание режима работы (тяги или мощности) и выключение каждого двигателя силовой установки.

      879. Комплекс средств пожарной защиты ВС - совокупность конструктивных мер пожарной защиты, средств пожарной сигнализации и пожаротушения, контроля и управления ими на ВС.

      880. Пожароопасный отсек - отсек на ВС, в котором имеется потенциальная опасность возникновения очага пожара.

      881. Противопожарный кран - устройство с дистанционным управлением, предназначенное для прекращения поступления топлива к двигателю и другим потребителям пожароопасного отсека.

      882. Огненепроницаемый материал - материал, не пропускающий пламя керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 ^о С в течение 15 минут.

      883. Огнестойкий материал - материал, выдерживающий действие пламени керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 ^о С в течение 5 минут.

      884. Общие положения. Двигатели и их системы в силовой установке ВС должны располагаться и изолироваться друг от друга таким образом, чтобы каждый двигатель с соответствующими системами мог управляться и работать независимо от других двигателей.
      Любой один отказ систем силовой установки (топливной, масляной, управления и др.) не должен приводить к отказу более чем одного двигателя.

      885. Совокупность предельных значений температуры, давления и влажности атмосферного воздуха, при которых должна обеспечиваться нормальная работа систем силовой установки и вспомогательной силовой установки и их элементов и агрегатов.

      886. Системы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны обеспечивать работу всех двигателей в соответствии с установленными требованиями, определяющими работу системы, во всех ожидаемых условиях эксплуатации (например, при всех режимах работы двигателя, положениях и перегрузках ВС, атмосферных условиях, температурах топлива).

      887. Система запуска двигателей на ВС должна обеспечивать возможность запуска одного (любого) из двигателей и последующий запуск других с использованием энергии работающих.

      888. Элементы силовой и вспомогательной установок по технологичности, проведению обслуживания и применяемым материалам должны соответствовать требованиям.

      889. Для устранения возможности возникновения разности потенциалов между основными элементами силовой установки и конструкцией ВС между ними должны быть обеспечены электрические контакты (металлизация), удовлетворяющие требованиям.

      890. Трубопроводы топливной, масляной, пожарной и других систем силовой установки должны быть маркированы в соответствии с действующими нормалями и защищены от коррозии.

      891. На ВС с воздушным винтом:
      1) расстояние между концом лопасти воздушного винта и поверхностью взлетно-посадочной полосы, включая эксплуатацию на грунтовых аэродромах, при загруженном ВС до максимально допустимой взлетной массы G _{max д.в} должно обеспечивать нормальные условия эксплуатации. Расстояние до земли при полностью обжатых амортизаторах должно быть не менее 180 миллиметров и при этом должен быть обеспечен зазор между концом лопасти воздушного винта и землей при накаченной покрышке колеса;
      2) расстояние между концом лопасти и другими частями ВС (фюзеляж, концы лопастей другого воздушного винта и др.) должно быть не менее 250 миллиметров. Если при этом наблюдаются вибрации винта или частей ВС, то это расстояние должно быть увеличено;
      3) зазор между задней кромкой лопасти винта во флюгерном положении и неподвижными частями ВС должен быть не менее 25 миллиметров;
      4) должна быть предусмотрена противообледенительная система кока винта, предохраняющая кок от наращивания льда в условиях, указанных в пунктах 454 и 455.

      892. Для контроля за работой силовой установки и вспомогательной силовой установки на ВС должны быть установлены средства контроля.

      893. В конструкции систем силовой установки должны максимально использоваться стандартизованные и унифицированные агрегаты.

      894. Провода, применяемые в электроцепях систем силовой установки и вспомогательной силовой установки, а также в системах пожарной защиты, должны удовлетворять требованиям, кроме случаев, когда предусмотрены специальные требования.

      895. Системы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны быть спроектированы в соответствии с общими требованиями летной годности.

      896. Агрегаты и системы силовой установки и вспомогательной силовой установки, потребляющие электроэнергию, должны соответствовать требованиям.

130. Топливная система

      897. Топливная система и ее агрегаты должны обеспечивать:
      1) бесперебойную подачу топлива к двигателям при работе на марках топлива и их смесях, принятых для эксплуатации данного ВС, во всех ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) автоматическую выработку топлива в заданной последовательности при всех возможных эксплуатационных вариантах заправки баков топливом на всех режимах полета ВС, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации;
      3) возможность ручного управления выработкой топлива в необходимой последовательности в случае неисправности автоматики и при всех возможных в полете сочетаниях числа работающих и неработающих двигателей;
      4) возможность раздельного включения и выключения каждого бакового электроприводного насоса подкачки и перекачки топлива;
      5) возможность перекрестной подачи топлива по магистралям перекрестного питания из любых групп баков к любому двигателю;
      6) питание двигателей силовой установки топливом при выключенных насосах подкачки (в особых ситуациях) на следующих режимах работы двигателей:
      от полетного малого газа до взлетного на высотах полета от 0 до 2000 метров;
      от полетного малого газа до максимального продолжительного на высотах полета от 0 до не менее 6000-8000 метров с сохранением центровки и поперечной балансировки ВС в пределах эксплуатационных ограничений. Для возможности снижения ВС без остановки двигателей до высоты обеспеченного питания их топливом самотеком должно предусматриваться автоматическое подключение необходимого числа насосов подкачки к сети исправного источника электроэнергии. В случае невыполнения этих требований должно быть показано, что надежное питание двигателей топливом при выключенных насосах подкачки обеспечивается другими средствами;
      7) возможность продолжения полета после выключения баковых насосов подкачки и перекачки из-за отказов генераторов (источников питания) продолжительностью и на режимах, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации для этой особой ситуации;
      8) питание двигателей топливом в полете при отрицательных и околонулевых вертикальных перегрузках в течение не менее 5 секунд, в том числе и в полете с непрерывной отрицательной перегрузкой не менее минус 0,5 единиц, при этом давление топлива в трубопроводах питания двигателей должно быть не менее величины эксплуатационного ограничения для случаев особой ситуации;
      9) возможность протекания топлива через отказавший насос подкачки без увеличения гидравлического сопротивления, приводящего к уменьшению давления в системе ниже величины, указанной в эксплуатационной документации, при всех возможных расходах; в противном случае должна быть предусмотрена обводная - шунтирующая линия подачи топлива;
      10) создание необходимого давления и расхода топлива для запуска двигателей на земле и в полете в условиях, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации;
      11) переход с одной марки топлива на другую или применение их смесей (из числа принятых топлив для эксплуатации данного ВС) без дополнительной перерегулировки элементов топливной системы;
      12) возможность контроля исправности системы на земле перед полетом и в полете.

      898. Давление и температура топлива на входе в основные насосы двигателей при работе на всех установившихся и переходных режимах должны находиться в пределах, указанных в эксплуатационной документации данного типа двигателя.

      899. Отказ или неисправность в системе подачи топлива в любой из двигателей, в том числе и в вспомогательный, не должны:
      1) приводить к нарушению подачи топлива в другие двигатели;
      2) требовать немедленного вмешательства членов экипажа для обеспечения надежной работы других двигателей.

      900. Если подача топлива к двигателям производится последовательно из нескольких баков (групп баков), то в момент окончания выработки топлива из одного бака и перехода на питание из следующего бака давление на входе в основные насосы двигателя не должно уменьшаться ниже значения, указанного в эксплуатационных ограничениях.

      901. Емкость баков должна обеспечивать размещение топлива для полета с заданной максимальной дальностью и продолжительностью с учетом требований при использовании всех марок топлив, допущенных для эксплуатации данного типа ВС, с учетом изменения плотности, температуры и других параметров топлива.

      902. Величина сигнализируемого резервного остатка топлива на ВС количество (объем) топлива в баках, при котором экипажу ВС автоматически выдается информация (сигнал), как предусмотрено, об оставшемся запасе топлива в баках или об ограниченном времени полета, должна обеспечивать на крейсерском режиме и рейсовых высотах полета надежную работу двигателей в течение не менее 45 минут.
      Для ВС местных воздушных линий величина сигнализируемого резервного остатка топлива должна составлять не менее 15% от максимальной предусмотренной заправки баков топливом.

      903. Система должна обеспечивать надежное питание двигателей топливом на всех режимах и высотах полета при температуре топлива в баках ВС перед полетом в пределах от минус 50 ^о С до плюс 45 ^о С и при максимальной возможной упругости паров топлива, на котором может эксплуатироваться ВС.

      904. Вода, растворенная в топливе и выделившаяся из него в баках и элементах топливной системы, не должна вызывать нарушения работы системы.

      905. Топливные насосы, устанавливаемые на ВС, должны иметь минимально необходимую переразмеренность по производительности, учитывающую износ насоса в процессе эксплуатации.

      906. В системе и ее агрегатах при заполнении системы топливом, кратковременных отливах его в полете от насосов и заборников топлива в баках и в процессе опорожнения баков не должны образовываться воздушные пробки, способные вызвать нарушение работы двигателей; должно быть обеспечено удаление воздуха после заправки топливом полностью опорожненной системы.

      907. Если в системе имеется постоянно действующий перепуск топлива для удаления воздуха или для других целей, то слив этого топлива должен производиться в расходный бак системы или, если имеется несколько расходных баков, таким образом, чтобы не вызывалось заметное увеличение неиспользуемых остатков топлива в баках или их переполнение, а также чтобы не происходило нарушения автоматической выработки топлива в заданной последовательности.

      908. Если в системе предусмотрено перекачивание или перетекание топлива из одного бака в другой, то должно быть обеспечено поддержание заданного уровня топлива в пополняемом баке при всех возможных расходах из этого бака, включая предусмотренные Руководством по летной эксплуатации случаи подачи топлива в несколько двигателей через магистраль перекрестного питания, а также использования топлива в качестве рабочей жидкости для привода в действие агрегатов топливной и других систем. При перекачивании или перетекании топлива из одного бака в другой должна быть исключена возможность повреждения баков в результате их переполнения.

      909. Должен быть обеспечен полный слив топлива через доступные и удобные в эксплуатации сливные краны. На ВС, топливные баки которых оборудованы насосами, рекомендуется использование этих насосов для ускорения слива топлива и уменьшения количества сливных точек.

      910. Штуцеры для слива основного топлива, для аварийного слива топлива, штуцеры дренажа топливных баков и другие элементы, из которых возможна утечка топлива, должны размещаться таким образом, чтобы исключалось попадание топлива на поверхность ВС и в воздухозаборники двигателей силовой установки и вспомогательной силовой установки в количествах, опасных в пожарном отношении и приводящих к нарушению нормальной работы двигателей. Сливаемое топливо и его пары не должны попадать в кабины экипажа и пассажиров.

      911. Система должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалась возможность разрушений, способных вызвать пожар, в случае выполнения аварийной посадки ВС с убранным шасси.

131. Топливные баки и заправка воздушного судна топливом

      912. Каждый бак должен выдерживать вибрации, инерционные силы, воздействие жидкости, конструктивные и температурные нагрузки, которым могут подвергаться топливные баки на ВС в ожидаемых условиях эксплуатации.

      913. В каждом баке рекомендуется иметь свободный объем не менее 2% от общей емкости бака для расширения топлива при нагреве. Расположение заливной горловины или автоматика системы централизованной заправки должны исключать возможность заполнения свободного объема. В случае, когда объем свободного пространства, предусмотрен меньше 2%, должны быть приняты другие меры, исключающие возможность переполнения баков и выливание топлива при его расширении от нагрева.

      914. В системе должен обеспечиваться слив отстоя из нижних точек баков или отстойников, при этом число сливных кранов должно быть по возможности минимальным. Отстойник бака должен иметь достаточный объем (рекомендуется не менее 0,1% объема бака) и обеспечивать сбор воды со всех частей бака. Сливные краны должны надежно фиксироваться в закрытом положении.

      915. При размещении на ВС мягких (вкладных) баков необходимо выполнять следующее:
      1) крепления бака должны выдерживать нагрузки, действующие на элементы конструкции ВС, в местах их размещения;
      2) между баками и элементами их крепления должны устанавливаться мягкие прокладки; материал прокладок не должен впитывать топливо;
      3) внутренние поверхности отсеков, в которых расположены баки, должны быть гладкими и не иметь выступов, способных повредить стенки баков, или должна быть предусмотрена специальная защиты последних;
      4) в отсеках, где размещаются баки, должны предусматриваться дренажные или вентиляционные отверстия, предупреждающие накопление топлива и его паров в случае появления небольшой течи и для ее обнаружения;
      5) при размещении баков в фюзеляже должна быть исключена возможность попадания топлива и его паров в кабины экипажа и пассажиров;
      6) электрические провода и их соединения внутри топливных баков, способные при повреждении вызывать воспламенение паров топлива, должны быть помещены в металлические трубы (кожуха);
      7) размещение баков на ВС должно соответствовать требованиям.

      916. Баки-кессоны должны иметь люки для осмотра и ремонта внутренних полостей бака и замены агрегатов и трубопроводов.

      917. Баки должны быть снабжены устройствами, уменьшающими плескание топлива и снижающими инерционное воздействие топлива на стенки баков.

      918. Образцы баков с полностью смонтированными на них арматурой и агрегатами (датчики топливомеров, подкачивающие насосы, поплавковые клапаны и др.) и элементами крепления к ВС должны проверяться:
      1) давлением, равным 125% максимального давления наддува топливного бака, плюс давление, возникающее при максимальных допустимых для данного ВС перегрузках, при полной заправке баков; результирующее давление при испытаниях должно быть не менее 0,25 кг/см ² ;
      2) испытаниями образцов баков-кессонов при соответствующих вибрационных перегрузках и с одновременным наддувом баков в соответствии с требованием данного пункта при пустых баках и наполненных топливом на 0,75 емкости.

      919. ВС с общей емкостью баков более 3000 литров должны иметь систему централизованной заправки топливом. При меньшей емкости допускается заправка сверху через заливные горловины.

      920. Если на ВС предусмотрена система централизованной заправки топливом, она должна обеспечивать:
      1) одновременное и раздельное заполнение топливом всех групп баков;
      2) автоматическое и дублированное ограничение максимального уровня топлива в баках и предохранение баков и трубопроводов ВС от повышения давления в них выше допустимого;
      3) сохранение в допустимых пределах центра тяжести ВС в процессе заправки;
      4) освобождение трубопроводов от топлива для предотвращения его выливания при отсоединении штуцера или шланга от штуцера заправки;
      5) контроль заправляемого количества топлива в дневных и ночных условиях, как правило, с места заправки;
      6) заправку ВСа топливом путем применения заправочных штуцеров международных стандартов.

      921. При заправке топливом с максимально возможными для данного типа ВС темпами поступления топлива в баки в надтопливном пространстве последних не должны образовываться опасные разряды статического электричества.

      922. Заборники топлива или входы в насосы подкачки в баках должны оборудоваться защитной сеткой с размером ячейки 2,5-4,0 миллиметра или другими средствами для исключения возможности попадания в топливный трубопровод случайно попавших в бак посторонних предметов. Защитная сетка должна иметь живое сечение не меньше, чем в 5 раз превышающее площадь выходного сечения топливного трубопровода. Если сетка подвержена обмерзанию, то должны предусматриваться средства, обеспечивающие при этом бесперебойную подачу требуемого количества топлива в двигатели.

      923. Невырабатываемый остаток топлива в баках не должен превышать 1% от общего объема баков (кроме случая обесточивания насосов подкачки и перекачки в особых ситуациях).

132. Трубопроводы и арматура топливной системы

      924. Трубопроводы системы и элементы их соединений должны:
      1) без потери герметичности и с установленным запасом прочности выдерживать создаваемые в системе давления топлива, вибрации, инерционные силы, конструктивные и температурные нагрузки, которым трубопроводы и элементы их соединения могут подвергаться на ВС в ожидаемых условиях эксплуатации в пределах назначенного ресурса;
      2) иметь гарантированные зазоры с каркасом, оборудованием и подвижными деталями систем управления ВС и двигателями;
      3) размещаться в отсеках, кожухах и других частях ВС, оснащенных дренажными или вентиляционными отверстиями для обнаружения течи топлива и для предупреждения накопления топлива и его паров;
      4) иметь удобный доступ с инструментом для осмотра и проверки их состояния при техническом обслуживании.

      925. Участки трубопроводов, проходящие через различные части ВС, которые могут подвергаться относительному перемещению, должны имегь элементы, компенсирующие возможную деформацию.

      926. Трубопроводы не должны иметь петель и "уток" (в форме обратных V), в которых могут скапливаться воздух и отстой в количествах, способных вызвать нарушения в работе топливной системы.

      927. Прокладка трубопроводов во всех пожароопасных зонах должна соответствовать требованиям пожарной безопасности.
      В магистрали подачи топлива в каждый двигатель между баками и пожарной перегородкой двигательного отсека должен быть установлен противопожарный кран, управляемый в полете из кабины экипажа и удовлетворяющий требованиям.
      В случае электрического управления краном система управления краном должна быть отнесена к приемникам 1-й категории.
      Закрытие противопожарного крана любого двигателя не должно приводить к прекращению подачи топлива к другим двигателям ВС.

      929. Если в топливных магистралях имеются замкнутые объемы, то они должны оборудоваться разгрузочными клапанами или другими средствами для предупреждения повышения давления выше допустимого при изменении температуры топлива в полете и при стоянке ВС.

      930. Топливные трубопроводы, проходящие через отсеки ВС, в которых размещаются экипаж, пассажиры и груз, должны быть защищены от случайных повреждений и по возможности не иметь разъемов. Если в указанных отсеках имеются разъемы, должны быть предусмотрены меры, исключающие попадание топлива в отсеки в случае нарушения герметичности разъема.

      931. Конструкция трубопроводов и их соединений должна исключать возможность их ошибочного монтажа.

      932. Должна быть исключена возможность установки обратных клапанов в положение, при котором они работают в обратном направлении.

      933. Установка и крепление кранов, клапанов и других агрегатов топливной системы должны исключать передачу недопустимой нагрузки от этих агрегатов на присоединенные трубопроводы.

133. Топливные фильтры

      934. Перед основным насосом каждого двигателя должен быть предусмотрен фильтр с тонкостью очистки, соответствующей Руководству по технической эксплуатаци. Дополнительный фильтр с тонкостью очистки 100 мк должен устанавливаться перед магистральными насосами подкачки нецентробежного типа. Осмотр и замена фильтрующих элементов не должны требовать слива топлива из баков.

      935. В фильтрах или в системе должен быть установлен перепускной клапан, сохраняющий расход топлива в случаях замерзания и засорения фильтрующего элемента. Фильтры тонкой очистки должны оборудоваться сигнализаторами максимально допустимого перепада давления.

      936. Фильтрующая поверхность должна быть достаточных размеров для сохранения работоспособности фильтров в течение сроков, предусмотренных Регламентом технического обслуживания для осмотров и очистки фильтров.

134. Система дренажа топливных баков

      937. Система дренажа баков должна обеспечивать:
      1) поддержание в них давления, необходимого для нормальной работы топливной системы и допустимого по условиям прочности, при всех режимах и условиях полета (в том числе при аварийном сливе топлива и при экстренном снижении ВС с остатком топлива, равным резервному запасу), а также при заправке и сливе топлива на земле;
      2) отсутствие выброса топлива через дренаж как в полете, так и на земле (небольшие выплески топлива допускаются лишь при действии знакопеременных ускорений).

      938. Прокладка трубопроводов и вывод дренажа в атмосферу должны выполняться так, чтобы пыль, лед или снег не могли попадать, скапливаться и прекращать сообщение топливных баков с атмосферой.

135. Система аварийного слива топлива

      939. Если расчетная взлетная масса ВС превышает допустимую расчетную посадочную массу, установленную в соответствии с рекомендациями, то ВС должен иметь систему аварийного слива топлива в полете, обеспечивающую снижение его веса до допустимого посадочного. Аварийный слив требуемого количества топлива должен обеспечиваться в течение:
      1) не более 7 минут при сливе до 10000 литров;
      2) не более 12 минут при сливе до 20000 литров;
      3) не более 15 минут при сливе до 30000 литров;
      4) при сливе более 30000 литров топлива скорость слива должна быть более 2000 л/мин.

      940. Конструктивное выполнение системы аварийного слива должно быть таким, чтобы:
      1) нельзя было в любом случае слить топливо из баков, используемых для питания двигателей при посадке ВС, ниже уровня резервного остатка топлива;
      2) в любой момент можно было прекратить аварийный слив;
      3) выполнение слива топлива не оказывало отрицательного влияния на управление ВС.

      941. Если пользование аварийным сливом топлива недопустимо при выпущенных закрылках или шасси, рядом с управлением аварийным сливом должен размещаться соответствующий указатель для предупреждения экипажа.

136. Дополнительные требования к системе подачи топлива
в двигатель впомогательной силовой установки

      942. Подача топлива к двигателю вспомогательной силовой установки должна осуществляться из бака, в котором размещается резервный остаток топлива, если не предусмотрены специальные средства, обеспечивающие подачу топлива из другого бака до конца полета.

      943. Подача топлива из бака должна производиться, как правило, с помощью отдельного бакового электроприводного насоса, который при обесточивании основных электроцепей ВС должен автоматически переключаться на аварийный источник электроснабжения.

      944. В магистрали подачи топлива между баком и пожарной перегородкой отсека вспомбгательной силовой установки должен быть установлен противопожарный кран, отвечающий требованиям.

      945. Установленный перед насосом высокого давления топлива фильтр должен отвечать требованиям.

137. Контроль за работой топливной системы

      946. На ВС должна быть установлена система измерения и контроля, обеспечивающая надежный, удобный и непрерывный контроль за очередностью выработки, количеством топлива в баках (группах баков) и суммарным количеством топлива на каждый двигатель (группу двигателей) или на ВС как при автоматическом, так и при ручном управлении выработкой топлива при помощи приборов. Должна иметься сигнализация отказа автоматики управления выработкой.

      947. Установленная на ВС система измерения количества топлива должна обеспечивать контроль сигнализируемого резервного остатка топлива с погрешностью, не превышающей + 2% от установленной величины резервного остатка топлива, а остального количества - с погрешностью, не превышающей + 4% от номинальных значений шкал индикаторов (индикатора) системы измерения.
      Примечание. В случае наличия погрешностей, превышающих установленные настоящим пунктом, величина резервного остатка топлива должна включать дополнительный запас топлива, учитывающий превышение норм погрешности.

      948. Если установлен магистральный расходомер топлива, то должна быть предусмотрена возможность протекания топлива через отказавший расходомер без увеличения гидравлического сопротивления, приводящего к уменьшению давления в системе ниже разрешенной величины.

      949. Работу насосов подкачки и перекачки топлива следует контролировать сигнализаторами. Выработку топлива из дополнительных баков можно контролировать сигнализатором, срабатывающим при опорожнении баков.

138. Испытания топливной системы

      950. Должны быть проведены стендовые, а также наземные и летные испытания топливной системы на ВС с целью определения соответствия ее технических и эксплуатационных характеристик требованиям.
      При испытаниях определяются:
      1) обеспеченность питания двигателей топливом в условиях нормального функционирования топливной системы;
      2) обеспеченность заданной последовательности и полноты выработки топлива из баков;
      3) обеспеченность питания двигателей топливом: при подаче топлива через магистраль перекрестного питания; при неработающих баковых насосах подкачки и перекачки;
      4) работоспособность элементов системы сигнализации и контроля за работой топливной системы;
      5) влияние отказа или неисправности в системе подачи топлива в один из двигателей на обеспеченность питания топливом остальных двигателей;
      6) емкость топливных баков, работоспособность и точность топливомеров и расходомеров;
      7) работоспособность системы при предельных значениях температуры и упругости паров топлива;
      8) характеристики перекачки или перетекания топлива из баков в другие баки;
      9) характеристики системы централизованной заправки баков топливом;
      10) характеристики системы аварийного слива топлива в полете;
      11) характеристики системы дренажа топливных баков;
      12) обеспеченность слива отстоя из топливных баков;
      13) прочностные характеристики (герметичность, статическая и динамическая прочность, выносливость, циклическая долговечность) топливных баков, трубопроводов и арматуры для всех ожидаемых условий эксплуатации;
      14) влияние воды, выделившейся в полете из топлива, на работу топливной системы и достаточность средств защиты топливных фильтров от обледенения.

139. Масляная система

      951. Общие требования. Масляная система силовой установки должна обеспечивать надежную подачу масла в двигатель и его откачку с допустимыми давлениями и температурами в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, как на земле, так и в полете на всех режимах работы двигателя.

      952. При установке масляного бака на ВС каждый двигатель силовой установки ВС должен иметь самостоятельную масляную систему со своим баком, удовлетворяющим требованиям.

      953. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя.

140. Масляный бак

      954. Масляный бак должен отвечать требованиям, а при установке его в пожароопасном отсеке требованиям Руководства по технической эксплуатации.

      955. Заливная горловина бака должна быть легкодоступна при наземном обслуживании, исключать скопление в ней остатков масла после заправки, не должна выступать за обшивку ВС (капота мотогондолы).

141. Масляные трубопроводы и арматура

      956. Трубопроводы и арматура, установленные на ВС, должны удовлетворять требованиям, а установленные на двигателе - требованиям Руководства по технической эксплуатации.

      957. Места вывода дренажного трубопровода из масляного бака и трубопровода системы суфлирования двигателя должны быть безопасны в пожарном отношении.

      958. Сливные краны должны быть расположены в нижних точках системы, иметь доступ и должны исключать загрязнение маслом поверхностей ВСа (гондолы) при сливе.

142. Масляные теплообменники

      959. Теплообменники вместе с элементами крепления должны выдерживать без повреждений и изменения геометрических размеров вибрационные и инерционные нагрузки, а также температуры и давления рабочих жидкостей, которые могут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

      960. Воздушно-масляные теплообменники должны располагаться в туннелях. Туннели в местах стыка с теплообменником и прохода элементов управления заслонкой продува должны быть герметизированы. Вблизи входа воздуха в туннели теплообменника не должны располагаться выходы охлаждающего воздуха мотогондолы, из которых в случае пожара пламя, выходящее из них, может попадать непосредственно на вход в туннель теплообменника.

143. Масляные фильтры

      961. Для фильтров, предназначенных для очистки масла, поступающего в двигатели, и установленных на капоте мотогондолы должны иметься легкосъемные лючки или должны быть обеспечены другие условия доступа к фильтру для его осмотра и смены фильтрующего элемента.

144. Масляная система вспомогательной силовой установки

      962. Масляная система вспомогательной силовой установки должна удовлетворять требованиям Руководства по технической эксплуатации.

145. Испытания масляной системы

      963. Должны быть проведены наземные и летные испытания на ВС с целью определения соответствия технических и эксплуатационных характеристик масляной системы требованиям Руководства по технической эксплуатации.
      Испытания должны включать проверку:
      1) обеспеченности подачи масла в двигатель и его откачки с допустимыми давлениями и температурами, в том числе при минимальном и максимальном количестве масла в баке, допустимых по Руководству по технической эксплуатации, на всех режимах, как на земле, так и в полете, на всех высотах (высотность маслосистемы) согласно Руководства по летной эксплуатации;
      2) достаточности объема масляного бака и запаса масла в нем для выполнения полета максимальной продолжительности и дальности и соответствия расходов масла техническим условиям на двигатель;
      3) отсутствия выброса или повышенного расхода масла через систему суфлирования;
      4) обеспеченности работы при запусках двигателя в условиях отрицательных температур;
      5) перетекания масла из бака в двигатель;
      6) работоспособности дренажной системы бака при максимально допустимом количестве масла в баке;
      7) работоспособности элементов сигнализации и контроля за работой масляной системы;
      8) достаточности неприкосновенного запаса масла в баке для флюгирования лопастей воздушного винта;
      9) влияния наличия воздуха в маслосистеме на работу системы управления воздушным винтом.

146. Система охлаждения и вентиляции

      964. Общие требования. Система охлаждения и вентиляции должна обеспечивать поддержание температуры элементов силовой установки и вспомогательной силовой установки в установленных эксплуатационной документацией пределах для всех ожидаемых условий эксплуатации ВС.

      965. Температура воздуха в каналах систем охлаждения и вентиляции не должна превышать величины, обеспечивающей охлаждение элементов конструкции мотогондол, внешних корпусов и агрегатов двигателя согласно техническим требованиям изготовителя двигателя и агрегатов. При проектировании системы охлаждения силовой установки должны быть учтены требования противопожарной защиты.

      966. Система охлаждения и вентиляции вспомогательной силовой установки должна иметь устройства, обеспечивающие создание необходимых температурных условий для запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в полете.

147. Контроль за работой системы охлаждения

      967. На ВС рекомендуется контролировать температуру охлаждающего воздуха, выходящего из каналов, или температуру узлов, агрегатов и др. (в характерных точках), расположенных в наиболее нагреваемых зонах силовой установки и вспомогательной силовой установки.

148. Испытания системы охлаждения и вентиляции

      968. Соответствие системы охлаждения и вентиляции предъявляемым к ней требованиям должно проверяться испытаниями на земле и в полете на ВС на всех эксплуатационных режимах. В результате испытаний должны быть определены режимы силовой установки и вспомогательной силовой установки и полета ВС, при которых создаются наиболее теплонапряженные режимы для элементов конструкции и агрегатов силовой установки.

      969. При испытаниях должны быть проверены температурные условия вспомогательной силовой установки при неработающем вспомогательном газотурбинном двигателе на режимах и высотах полета, где осуществляется его запуск, и оценено их соответствие Руководству по технической эксплуатации на вспомогательном газотурбинном двигателе.
      Должно быть определено время, в течение которого сохраняются температурные условия в вспомогательной силовой установки для нормального запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в случае отказа системы, обеспечивающей необходимые температурные условия.

149. Система управления двигателями силовой установки и
впомогательной силовой установки

      970. Системы управления двигателями силовой установки и впомогательной силовой установки должны быть работоспособными в ожидаемых условиях эксплуатации.

      971. Для раздельного запуска и выключения на земле и в полете любого двигателя, установленного на ВС, должны предусматриваться соответствующие устройства. Если на двигателе предусмотрено устройство для остановки ротора двигателями (тормоз), то должна быть исключена возможность подачи топлива в двигатель после его торможения.

      972. Органы системы управления не должны самопроизвольно перемещаться под действием внешних нагрузок или от вибраций и должны сохранять любое установленное положение.

      973. Гибкие элементы системы управления должны быть стандартного типа или должна быть подтверждена их пригодность для данного конкретного применения на ВС.

      974. Элементы конструкции системы управления должны иметь соответствующую прочность и жесткость, чтобы выдерживать рабочие нагрузки без разрушения и остаточных деформаций в пределах назначенного ресурса.

      975. Если на двигателе предусмотрена система впрыска жидкости в компрессор, то ее включение на ВС должно производиться вручную, при этом должно быть синхронное ее включение и выключение на симметрично расположенных двигателях.

      976. Максимальное усилие для перемещения рычага управления двигателем и рычага остановки двигателя не должно превышать по абсолютной величине 5 кгс. Полуразность сил трения в системе управления при прямом и обратном перемещении рычагов управления двигателями не должна превышать по абсолютной величине 3 кгс.

      977. Элементы управления двигателями силовой установки и впомогательной силовой установки, размещенные в грузовых и багажных отсеках, должны быть защищены от повреждений при возможных перемещениях груза в отсеках.

150. Система управления двигателями силовой установки

      978. Каждый двигатель силовой установки на ВС должен оборудоваться отдельной системой управления. Управление должно осуществляться рычагом управления двигателем, позволяющим изменять тягу (мощность) каждого двигателя во всем диапазоне режимов от земного малого газа до максимального и обратно, а также включать и выключать устройство реверса тяги, если оно применяется на ВС.
      Для выключения двигателя допускается установка отдельной системы. Рычаги управления двигателем должны быть выполнены и расположены так, чтобы допускалось управление одновременно всеми двигателями и каждым двигателем в отдельности.

      979. Система управления двигателями силовой установки должна обеспечивать как на земле, так и в полете:
      1) поддержание заданного режима работы двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателем в ожидаемых условиях эксплуатации с точностью, определяемой Руководством по технической эксплуатации для конкретного типа ВС и двигателя;
      2) поддержание величины тяги (мощности) или соответствующего ей параметра двигателя на режиме земного и полетного малого газа, определяемого Руководством по технической эксплуатации для конкретного типа ВС и двигателя;
      3) запуск и выключение двигателя;
      4) управление противопожарным краном.

      980. В системе управления каждого двигателя необходимо предусматривать устройство, предотвращающее непреднамеренный перевод в полете рычагов управления двигателем за положение "полетный малый газ" в сторону земного малого газа.

151. Управление шагом лопастей воздушного винта

      981. Каждый воздушный винт изменяемого шага должен оборудоваться отдельным регулятором частоты вращения (шага). В случае ручного управления шагом лопастей воздушного винта рычаги управления должны перемещаться группой и допускать раздельное управление каждым винтом, а также одновременное управление всеми винтами.

      982. Перевод лопастей воздушного винта во флюгерное положение должен обеспечиваться отдельной системой флюгирования.
      Система флюгирования лопастей воздушного винта должна иметь автономное жидкостное (от масла, топлива) или пневматическое питание, независимое от других систем ВС, и электрическое питание от общей сети с автоматическим переключением на аварийный источник электроснабжения.
      Система должна оборудоваться устройствами, предотвращающими непреднамеренное флюгирование лопастей воздушного винта во время нормальной работы силовой установки.

      983. Кроме системы флюгирования лопастей воздушного винта, включающейся автоматически, должны быть средства принудительного флюгирования лопастей воздушного винта, включаемые вручную.

      984. Системы флюгирования не должны нарушать нормальную работу воздушных винтов и должны правильно функционировать на всех высотах и скоростях полета при любых температурах масла, перегрузках и вибрациях, которые возможны при ожидаемых условиях эксплуатации.

      985. Должно быть подтверждено, что автоматическое устройство не приводит к включению системы флюгирования лопастей воздушного винта во всех случаях, отличных от тех, в которых оно должно включать систему, например, автоматическое устройство не должно вызывать флюгирование при:
      1) кратковременном уменьшении мощности в допустимых пределах;
      2) посадке ВС с работой двигателя на пониженном режиме;
      3) воздействии допустимых отрицательных или околонулевых перегрузок на воздушное судно в полете.

      986. Система флюгирования должна быть всегда готовой к действию, если рычаг управления двигателем находится в положении, соответствующим режиму, на которых она должна автоматически включаться при отказе двигателя и должна обеспечивать флюгирование лопастей винта без специальных действий членов экипажа.

      987. Система флюгирования должна обеспечивать, вывод лопастей винтов из флюгерного положения, допускать повторный запуск и дальнейшую нормальную работу двигателя.

      988. При применении на ВС реверсивного винта перевод силовой установки на режим реверсирования тяги должен осуществляться при движении рычага управления двигателями "на себя". Должны быть предусмотрены средства защиты, исключающие перевод силовой установки на режим реверсирования тяги при отказе системы реверса винта на симметрично расположенном двигателе, если такой отказ может привести к аварийной ситуации.

      989. Управление промежуточными упорами лопастей винтов, включение и выключение их на симметрично расположенных двигателях должно производиться одновременно и осуществляться одним движением. Кроме этого, должна быть предусмотрена возможность управления промежуточными упорами лопастей винтов раздельно каждого винта. Должны быть предусмотрены средства, исключающие непреднамеренное включение системы флюгирования.

      990. На ВС должна быть выполнена сигнализация о включении системы управления реверсивной тяги винта.

      991. Двигатели масляных насосов, применяемые в системе флюгирования лопастей воздушных винтов, должны останавливаться автоматически по истечении заданного периода времени их работы. Также должна быть обеспечена возможность остановки их вручную после выполнения процесса флюгирования.
      В электрической цепи питания двигателя насоса должна быть установлена сигнальная лампа, которая должна гореть, пока работает двигатель.

152. Устройства выключения двигателя

      992. Для каждого двигателя на ВС должны быть предусмотрены устройства выключения. Если на двигателе установлены средства выключения двигателя, управляемые электрически, то их снабжение электроэнергией должно быть обеспечено в ожидаемых условиях эксплуатации, включая особую ситуацию с автоматическим переключением на аварийный источник электроснабжения, а электропроводка управления устройствами выключения, располагаемая в пожароопасных отсеках, должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую изоляцию.

      993. Срабатывание выключающих устройств подачи топлива к двигателю не должно приводить к нарушению работы другого оборудования, например, при выключении подачи топлива противопожарным краном к одному двигателю не должна нарушаться работа других двигателей, или приводить к срабатыванию каких-либо ограничивающих систем.

      994. Должны предусматриваться средства защиты от непроизвольного срабатывания выключающих устройств.

153. Система управления реверсивным устройством

      995. Система управления реверсивным устройством силовой установки совместно с системой управления реверсивным устройством двигателя должна удовлетворять требованию, а также позволять производить опробование действия реверсивного устройства на неработающем двигателе на ВС от соответствующих аэродромных источников питания.

      996. Органы управления реверсивными устройствами двигателей должны быть сгруппированы и расположены так, чтобы обеспечивалась возможность управления реверсивным устройством и тягой каждого двигателя в отдельности и всех двигателей вместе.

      997. Система управления реверсивным устройством должна быть выполнена таким образом, чтобы для увеличения обратной тяги необходимо было перемещать рычаги управления двигателями "на себя", а для уменьшения - "от себя".
      Должны быть предусмотрены средства защиты, исключающие включение реверсивного устройства только на одном из симметрично расположенных двигателей, если такой отказ может привести к аварийной ситуации.

      998. Должны предусматриваться средства сигнализации для информации летного экипажа:
      1) о нахождении реверсивного устройства в положении обратной тяги в течение всего времени работы двигателя на режимах реверсирования тяги;
      2) о случайном открытии замка реверсивного устройства при работе двигателя на режимах прямой тяги и об открытии замка реверсивного устройства при включении реверсивного устройства летным экипажем.

      999. Органы управления реверсивным устройством на ВС должны быть выполнены так, чтобы включение реверсивного устройства, как минимум, требовало необходимости выполнения двух раздельных, четко выраженных операций:
      1) уборка прямой тяги с фиксацией в положении "полетный малый газ" или "земной малый газ";
      2) включение реверсивного устройства и выхода на режим реверсирования тяги.

      1000. В Руководстве по летной эксплуатации должны быть оговорены условия и режимы полета, на которых рекомендуется и допускается использование реверсивного устройства.

154. Система управления вспомогательной силовой установкой

      1001. Система управления вспомогательной силовой установки должна быть дистанционной из кабины экипажа и должна обеспечивать:
      1) запуск и выключение впомогательного газотурбинного двигателя;
      2) изменение режима впомогательного газотурбинного двигателя, если это предусмотрено в его конструкции;
      3) поддержание заданного режима работы впомогательного газотурбинного двигателя;
      4) включение и выключение устройств, обеспечивающих отбор энергии вспомогательной силовой установки (воздуха, электроэнергии и мощности) для снабжения систем ВС на режимах и в условиях, разрешенных Руководством по летной эксплуатации.

      1002. Система запуска впомогательного газотурбинного двигателя должна быть автоматической и включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер и т.п.). Если имеются управляемые заслонки в воздухозаборнике и в выхлопном устройстве вспомогательной силовой установки, то должны быть предусмотрены средства, исключающие запуск впомогательного газотурбинного двигателя при закрытых заслонках.

155. Испытания системы управления

      1003. Для оценки работоспособности и надежности работы системы управления должен быть проведен анализ возможных отказов в соответствии с требованиями. Анализ должен установить, что имеющиеся средства обеспечивают управление двигателями силовой установки и вспомогательной силовой установки во всех ожидаемых условиях эксплуатации. Кроме этого должны быть проведены испытания системы управления на стенде и на ВС.

      1004. Наземные и летные испытания системы управления на ВС должны включать:
      1) оценку выполнения системой управления заданных функций;
      2) оценку систем, контролирующих работу двигателя (приборы, сигнализаторы и указатели);
      3) проверку ручного включения системы флюгирования лопастей воздушного винта;
      4) оценку защитных устройств от ложного срабатывания системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта на турбовинтовом двигателе;
      5) проверку работоспособности системы управления вспомогательной силовой установки при отборе от нее необходимой энергии для обеспечения работы соответствующих систем ВС.

156. Пожарная защита ВС

      1005. Общие требования. Комплекс средств пожарной защиты.
      На ВС с целью предупреждения возникновения и распространения пожара на смежные отсеки, а также для обнаружения загорания и его ликвидации должны быть предусмотрены:
      1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
      2) системы и приборы обнаружения перегрева и пожара в пожароопасных отсеках и сигнализации о нем экипажу;
      3) системы пожаротушения в пожароопасных отсеках;
      4) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на ВС, где возможно их скопление;
      5) средства защиты от пожара в кабинах экипажа, пассажиров и багажных отсеках.
      Эффективность указанных средств должна быть проверена испытаниями. Должна обеспечиваться возможность проверки исправности электрических цепей систем пожарной сигнализации и систем пожаротушения перед вылетом ВС.
      На воздушном судне пожароопасными отсеками являются:
      1) отсеки двигателей силовой установки;
      2) отсеки вспомогательных силовых установок;
      3) отсеки, где размещены энергетические или обогревательные установки, работающие на топливе.
      Кроме этого пожароопасными отсеками могут являться отсеки, в которых имеется возможность возникновения пожара вследствие разрушения или повреждения каких-либо элементов конструкции, агрегатов или узлов, а также вследствие появления течей горючих жидкостей при наличии источников воспламенения.
      Системы пожарной сигнализации и электрическое управление системой пожаротушения должны обеспечиваться электрическим питанием в ожидаемых условиях эксплуатации, включая особую ситуацию с автоматическим переключением в этом случае на аварийный источник электроснабжения.

      1006. Конструктивные меры предотвращения возникновения и распространения пожара.
      На воздушном судне в зависимости от степени пожарной опасности его отдельных отсеков должны применяться огненепроницаемые, огнестойкие, трудносгораемые или самозатухающие материалы.
      Отсеки, где размещаются установки и агрегаты, температуры поверхностей которых могут превышать 200 ^о С, должны иметь вентиляцию и отделяться от других отсеков ВС, где имеются горючие жидкости, пожарными перегородками или экранами.
      В отсеках, где возможна утечка горючих жидкостей, не должны применяться и храниться впитывающие эти жидкости материалы.
      В отсеках, не являющихся пожароопасными, но в которых возможно появление течи горючих жидкостей и образование их воспламеняемых смесей с воздухом, температура элементов конструкции, соприкасающихся с горючими смесями, при нормальных эксплуатационных условиях не должна достигать температуры самовоспламенения данной жидкости и ее паров. Максимальная температура конструктивных элементов в местах соприкосновения с топливом и его парами не должна превышать 200 ^о С.
      Для уменьшения вероятности возникновения пожара при вынужденной посадке с убранным шасси должны быть предусмотрены аварийные средства автоматического включения системы пожаротушения для подачи огнегасительного вещества в пожароопасные отсеки.
      Эти средства не должны оказывать неблагоприятного влияния на работу системы пожаротушения после их разрушения (включения) при аварийной посадке.
      Все отсеки ВС, где постоянно присутствует смесь паров легковоспламеняющейся жидкости с воздухом или имеются элементы топливной системы, должны быть рассмотрены и классифицированы по типу взрывоопасной среды. За основу определения типа среды принимаются результаты оценки вероятности появления топлива и его паров в отсеке за счет утечки или постоянного присутствия топлива в отсеке указанные в таблице 17.

                                                   Таблица 17.

      Тип среды для назначения требований к электрооборудованию устанавливается путем комплексной оценки с учетом эксплуатационных условий в рассматриваемом отсеке (температура, давление, работа оборудования) и принятых конструктором мер снижения вероятности образования взрывоопасной концентрации паров топлива (вентиляция, дренаж и др.). Оборудование, устанавливаемое в отсеках с взрывоопасными средами, должно удовлетворять требованиям согласно установленному типу среды.

      1007. Системы пожарной сигнализации и сигнализации о перегреве.

      1008. Системы пожарной сигнализации должны быть быстродействующими. В пожароопасных отсеках должно предусматриваться такое количество пожарных сигнализаторов, которое обеспечивает выдачу сигнала о пожаре не более чем через три секунды с момента возникновения пожара при огневых испытаниях на натурном стенде. Эта система должна также за минимальное время сигнализировать экипажу о прекращении пожара.

      1009. Системы сигнализации, устанавливаемые в пожароопасном отсеке, должны быть испытаны согласно требованиям пункта 1077. Должно быть показано, что выдача ложного сигнала относится к событию, не более частому, чем маловероятное.

      1010. Электропроводка пожарной сигнализации, располагаемая в пожароопасных отсеках, должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую изоляцию.

      1011. Пожарные сигнализаторы и сигнализаторы о перегреве не должны быть чувствительными к воздействию масла, топлива, воды и рабочих жидкостей гидросистем. Сигнализаторы о пожаре и перегреве, устанавливаемые в пожароопасных отсеках, должны выдерживать воздействие на них пламени с температурой 1100 + 50 ^о С в течение не менее 5 минут.
      Сигнальные устройства систем пожарной сигнализации должны располагаться в кабине экипажа в виде специального табло, выдающего общий сигнал "Пожар", и мнемонической схемы пожароопасных отсеков со световыми сигнализаторами, указывающими конкретно место возникновения пожара. Указанные сигнальные устройства должны быть хорошо видны с рабочих мест экипажа. Световую сигнализацию о пожаре необходимо дублировать звуковой сигнализацией или речевой информацией.
      В системах пожарной сигнализации должны быть предусмотрены способы контроля, обеспечивающие проверку их исправности в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      1012. Система пожаротушения.
      В системе пожаротушения, устанавливаемой на ВС, должно быть не менее двух равноценных очередей централизованной или автономной подачи огнегасительного вещества в каждый пожароопасный отсек.
      В кабинах экипажа и пассажиров для тушения пожаров должны устанавливаться ручные огнетушители.
      Система пожаротушения, устанавливаемая в багажных отсеках класса "В", должна удовлетворять требованиям пункта 1028.
      В случае применения систем пожаротушения с подачей огнегасительного вещества во внутренние масляные или суфлируемые полости двигателей допускается применение независимых автономных систем пожаротушения с одной очередью подачи огнегасительного вещества.
      Количество огнегасительного вещества в каждой очереди системы пожаротушения, скорость разрядки огнетушителей и распределение вещества должны обеспечивать создание необходимой огнегасительной концентрации за время не более чем через 3 секунды с момента разрядки и сохранение ее в течение не менее 2 секунд, и быть достаточными для тушения пожара в защищаемом отсеке. Это должно быть подтверждено огневыми испытаниями, а предварительно (до огневых испытаний) достаточность количества огнегасительного вещества в одной очереди системы пожаротушения может определяться по формуле:

      см. бумажный вариант

      В случае применения в системе пожаротушения в качестве огнегасительных веществ хладонов 114B ₂ (C ₂ F ₄ Br ₂ ), 13B ₁ (CF ₃ Br) и 12B ₁ (CF ₂ ClBr) расчетные огнегасительные объемные концентрации должны соответственно составлять: 4,5; 8,7 и 7,5%.
      Примечание. Для подсчета потребного количества огнегасительного вещества можно принять, что при Р _н = 1013 гПа и t _н = + 50 ^о С, объем, занимаемый 1 килограммом вещества, будет составлять для хладона 114В ₂ - 102 литров, для 13В ₁ - 175 литров, для 12B ₁ - 160 литров.
      Огнетушители должны размещаться в местах, наиболее защищенных от возможных повреждений ВС при возникновении пожара и при аварийной посадке. Вместе с тем они должны быть доступны для осмотра на земле и позволять контролировать наличие в них давления или огнегасительного вещества.
      Огнетушители должны оборудоваться предохранительными клапанами (мембранами) для защиты от разрыва в случае повышения внутреннего давления сверх допустимого по условиям прочности. Предохранительные клапаны огнетушителей должны сообщаться трубопроводами с внешней атмосферой для выпуска огнегасительного вещества за борт в случае их срабатывания. В месте вывода рекомендуется делать сигнальное очко для сигнализации о разрядке через предохранительный клапан.
      Разрядные (пиропатроны) и предохранительные устройства (мембраны) огнетушителей не должны самопроизвольно срабатывать от ударных нагрузок и вибраций. Температура воздуха в районе установки огнетушителей должна быть меньше значения, приводящего к самопроизвольному срабатыванию разрядных и предохранительных устройств.
      Первая очередь подачи огнегасительного вещества в пожароопасные отсеки (кроме внутренних полостей двигателей) должна включаться автоматически при срабатывании системы пожарной сигнализации. Включение всех последующих очередей должно быть ручным с рабочих мест членов экипажа. Для очереди, включаемой автоматически, должна предусматриваться возможность и ее ручного включения. В кабине экипажа должна быть сигнализация о срабатывании огнетушителей каждой очереди системы пожаротушения.
      Непреднамеренное включение системы пожаротушения не должно приводить к нарушению нормальной работы двигателя силовой установки, его систем или других агрегатов, расположенных в данном пожароопасном отсеке.
      Аварийные средства автоматического включения систем пожаротушения должны включать подачу огнегасительного вещества от всех огнетушителей в те отсеки, которые признаны пожароопасными.
      В электрическом управлении системой пожаротушения должна быть предусмотрена возможность проверки целостности электрических цепей.
      Последовательность операций, выполняемых членами экипажа при тушении пожара, должна быть указана в соответствующем разделе Руководства по летной эксплуатации.

      1013. Для стационарных систем пожаротушения в качестве огнегасительных веществ рекомендуются: хладон 114В ₂ , хладон 13В ₁ и хладон 12В ₁ . При применении других огнегасительных веществ они должны обладать огнегасительной эффективностью, не менее или равной огнегасительной эффективности указанных выше хладонов, и должны быть безопасными для обслуживающего персонала, членов экипажа и пассажиров в предусмотренных условиях применения, некоррозионно-активными, а также сохранять стабильность свойств при длительном хранении и эксплуатации.

157. Пожарная защита силовой и вспомогательной установок

      1014. Конструктивные меры пожарной защиты. Конструктивное выполнение двигательных отсеков силовой и вспомогательной установок ВС должно быть таким, чтобы возникновение пожара и его тушение в отсеке двигателя, в котором возник пожар, не нарушали нормальной работы соседнего двигателя во всем диапазоне его эксплуатационных режимов.
      В отсеке каждого двигателя должны быть огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
      1) элементы систем управления ВС, находящиеся в отсеке, и систем управления силовой установкой;
      2) трубопроводы и распылительные устройства системы пожаротушения;
      3) воздухопроводы и другие элементы, разрушение которых от воздействия высокой температуры при пожаре может привести к усилению пожара;
      4) трубопроводы или емкости, содержащие горюче-смазывающие жидкости;
      5) электропроводка всех систем, которые должны работать во время пожара и после. В пожароопасных отсеках не допускается применение деталей из магниевых сплавов и других горючих материалов, трудно поддающихся тушению, за исключением корпусных деталей двигателя и его агрегатов.
      Пожарные перегородки должны быть изготовлены из огненепроницаемых материалов. Места прохода трубопроводов, тяг управления, электрической проводки через пожарную перегородку должны быть герметизированы от проникновения пламени, а их арматура - выполнена из огнестойких материалов.
      Элементы, находящиеся за пожарной перегородкой в отсеке, соседнем с пожароопасным, повреждение которых может приводить к возникновению особых ситуаций, хуже, чем усложнение условий полета (пункт 14), должны быть расположены на таком расстоянии от последней и изготовляться из таких материалов, чтобы эти элементы не могли получить опасных повреждений при пожаре с действием на перегородку со стороны пожароопасного отсека пламени с температурой 1100 + 50 ^о С в течение 5 минут. В случае необходимости должны быть предусмотрена вентиляция этих зон для их охлаждения и удаления горючих жидкостей и паров.
      В трубопроводе подвода топлива к каждому двигателю должен быть установлен противопожарный кран, перекрывающий подвод топлива. Место установки этого крана должно быть выбрано таким образом, чтобы свести к минимуму количество топлива, которое может быть выработано двигателем после перекрытия крана. Кран и трубопровод до него не должны располагаться в пожароопасном отсеке и по возможности должны быть защищены от разрушения при аварийной посадке. В кабине экипажа должна быть индикация положения крана.
      В отсеках двигателя и его выхлопной трубе должно быть исключено образование застойных зон, в которых может скапливаться топливо при неудавшихся запусках двигателя и других, возможных в эксплуатации случаях, и должен быть предусмотрен необходимый дренаж топлива.
      Дренажные трубки, выводимые за обшивку ВС, должны размещаться так, чтобы было исключено попадание дренируемых горючих жидкостей в воздухозаборники двигателей, гондолы двигателей и пожароопасные зоны ВС.
      Отсеки, в которых имеются поверхности агрегатов и конструктивных элементов двигателя, нагревающихся до температуры более 200 ^о С, должны иметь систему охлаждения (вентиляции) в соответствии с требованиями пункта 964. Системы воздушного охлаждения (вентиляции) отсеков двигателей не должны допускать распространение пламени из одного отсека в другой.
      В отсеках, где не обеспечивается тушение пожара без перекрытия подачи охлаждающего воздуха в процессе тушения, система охлаждения должна автоматически перекрываться (полностью или частично) в момент включения в действие огнетушителей системы пожаротушения.
      Места выводов трубопроводов для сообщения внутренних полостей двигателя с атмосферой должны выбираться с учетом того, что из них могут выбрасываться масло, горячий газ, а в аварийных случаях и пламя.

      1015. Пожарная сигнализация.
      Отсеки двигателей силовой установки и двигателей вспомогательных (энергетических и обогревательных) установок должны быть оборудованы пожарной сигнализацией, а в случае необходимости и системами сигнализации о перегреве в этих отсеках, отвечающими требованиям.

      1016. Системы пожаротушения силовых установок.
      Если отсек двигателя разделен поперечной пожарной перегородкой на "холодную" (район компрессора) и "горячую" (район камеры сгорания, турбины и реактивного сопла) зоны, имеющие раздельную пожарную сигнализацию, то системы пожаротушения в этих зонах могут быть как раздельными, так и объединенными.
      При оборудовании двигателя системой подачи огнегасительного вещества в масляные полости включение этой системы в действие должно производиться экипажем сразу же после выключения двигателя по срабатыванию соответствующей сигнализации. Количество огнегасительного вещества в сисгемах внутридвигательного пожаротушения и условия подачи его (давления и распределения по зонам) по трубопроводам к распылителям следует определять по результатам специальных огневых испытаний на натурном стенде.

158. Пожарная защита кабин экипажа и пассажиров
и других отсеков ВС

      1017. Кабины экипажа и пассажиров.
      На воздушном судне места размещения экипажа и пассажиров должны выполняться с обеспечением минимальной вероятности возникновения пожара, попадания в них дыма и огнегасительных веществ из пожароопасных отсеков.
      На ВС с расположением двигателей в непосредственной близости от кабин экипажа и пассажиров должны быть установлены специальные герметичные пожарные перегородки, отделяющие отсеки двигателей от кабин и препятствующие распространению в кабины огня, дыма и огнегасительных веществ.
      Во всех, кабинах и отсеках, где размещаются или могут находиться пассажиры или члены экипажа, должны обеспечиваться следующие меры пожарной безопасности:
      1) применяемые конструкционные и отделочные материалы должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Допускается ограниченное применение медленносгораемых материалов с учетом их применения на ВС. Не должны применяться материалы, выделяющие значительные количества токсичных продуктов при действии на них пламени.
      Текстильные материалы, получающие свою огнестойкость благодаря их химической обработке, не должны с течением времени и от воздействия высокой температуры терять свои свойства сопротивления огню. В случае необходимости должна предусматриваться их периодическая дополнительная обработка;
      2) кабины, в которых разрешено курение, должны оборудоваться легкосъемными пепельницами закрывающегося типа из огнестойкого материала. Во всех других отсеках и кабинах, где не разрешено курение, должны быть надписи или световые табло, запрещающие курение;
      3) для хранения ручного багажа, одежды и т.п. должны предусматриваться специальные емкости или стеллажи. Они должны размещаться так, чтобы была исключена возможность загорания их содержимого от нагрева электрооборудованием, от горящих спичек и папирос;
      4) ящики для бумаги и мусора должны быть выполнены из огнестойких материалов с самозакрывающимися крышками.
      В кабине экипажа или у входа в нее должен иметься ручной огнетушитель. В пассажирских салонах количество ручных огнетушителей и места их расположения должны определяться отдельно для каждого типа ВС, в зависимости от размера салона, но в каждом салоне должно быть не менее одного огнетушителя.
      Примечание. Для ВС малой пассажировместимости (до 20 пассажиров) с одним салоном допускается установка одного ручного огнетушителя с расположением его у входа в кабину экипажа.
      Огнетушители должны быть установлены в легкодоступных местах (например, вблизи выходов), закрепллены быстросъемными соединениями, всегда быть готовыми к действию и иметь краткую инструктивную надпись по их применению.
      В качестве ручных огнетушителей могут быть использованы только огнетушители, прошедшие сертификационные испытания согласно пунктов 1077 и 1078.
      При наддуве или обогреве кабин воздухом от компрессоров двигателей ВС на случай возникновения пожара должно быть предусмотрено устройство, перекрывающее подачу воздуха от каждого двигателя.
      Детали управления, трубопроводы и другое оборудование, находящееся в пассажирской кабине, и повреждение которого может приводить к усложнению условий полета, должны быть защищены от механических повреждений и воздействия огня в случае возникновения пожара в кабине.

      1018. Грузовые и багажные отсеки.
      Размещенные в грузовых и багажных отсеках трубопроводы, оборудование и агрегаты, повреждение которых может привести к возникновению пожара или создает угрозу усложнения условий полета, должны быть защищены от повреждения при возможных перемещениях груза в отсеке.
      Материалы, применяемые для отделки багажных отсеков, а также для швартовки и крепления грузов должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Кроме того, должны быть приняты меры для предотвращения попадания опасных количеств дыма, пламени, огнегасительных веществ и других вредных газов в кабины экипажа и пассажиров при возникновении пожара в грузовых или багажных отсеках.
      Грузовые багажные отсеки должны иметь защиту от пожаров в соответствии с приведенной ниже классификацией.
      Класс А - отсеки, доступные для экипажа в полете, пожар в которых легко обнаруживается членами экипажа с их рабочих мест без применения систем пожарной сигнализации.
      В отсеках данного класса должна обеспечиваться возможность быстрой ликвидации возникшего пожара с помощью ручных огнетушителей, удовлетворяющих пункту 1005.
      Класс Б - отсеки, доступные для экипажа в полете, но обнаружение пожара в которых членами экипажа с их рабочих мест без применения системы пожарной сигнализации затруднено. Отсеки данного класса должны оборудоваться пожарной сигнализацией, срабатывающей при появлении дыма, пламени или при повышении температуры и удовлетворяющей требованиям пункта 1005.
      В отсеках класса Б должны применяться меры, обеспечивающие достаточную огнестойкость элементов конструкции отсека в течение времени, необходимого для принятия членами экипажа мер по ликвидации пожара с помощью ручных огнетушителей в наиболее удаленном месте отсека. Должна быть показана возможность доступа члена экипажа с огнетушителем в отсек для выполнения тушения возникшего пожара.
      Класс В - отсеки, недоступные для экипажа в полете. Отсеки данного класса должны быть оборудованы пожарной сигнализацией, срабатывающей при появлении дыма, пламени или при повышении температуры и удовлетворяющей требованиям пункта 1005.
      Отсеки класса В должны оборудоваться системой пожаротушения, удовлетворяющей требованиям пункт 1018 и обеспечивающей ликвидацию пожара или ликвидацию пламенного горения при остаточном тлении материалов груза или багажа и недопущение повторного возникновения пламенного горения в течение времени, необходимого для совершения посадки ВС на ближайшем аэродроме и эвакуации пассажиров (согласно Руководства по летной эксплуатации).
      При наличии организованной вентиляции отсеков класса В должна быть предусмотрена возможность ее дистанционного перекрытия или уменьшения расхода воздуха на вентиляцию в случае пожара в полете.

      1019. Отсеки топливных баков.
      Топливные баки и их агрегаты, расположенные рядом с отсеками двигателей, отсеками энергетических или обогревательных установок, должны быть отделены от них огненепроницаемыми пожарными перегородками или тепловыми экранами. Расстояние между баком и перегородкой (экраном) должно составлять не менее 15 миллиметров.
      Топливные баки или группы баков должны устанавливаться, по возможности, в изолированных отсеках. Должны быть приняты меры к защите от перетекания топлива в другие отсеки в случае повреждения топливных баков.
      Отсеки обогревательных, вспомогательных установок и другие зоны ВС.
      Отсеки, где размещаются обогревательные и вспомогательные установки (вспомогательная силовая установка), работающие с горением топлива, должны удовлетворять требованиям пожарной защиты, предъявляемым к отсекам двигателя силовой установки.
      Конструкция выхлопных устройств установок должна обеспечивать максимальную пожарную безопасность при выводе за борт ВС нагретых газов или продуктов сгорания; при этом должно учитываться, что в случаях неудачных запусков этих установок могут быть выбросы топлива.
      Воздухозаборные устройства установок должны располагаться таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации было исключено попадание в них топлива и его паров, а также дыма и пламени при возникновении пожара в отсеках таких установок или в отсеках двигателей силовой установки.
      Установки не должны размещаться в кабинах экипажа или пассажиров, а также в отсеках, которые непосредственно сообщаются с этими кабинами.
      Отсеки, где в нормальных эксплуатационных условиях не может возникнуть пожар, но через которые пламя или дым могут быстро распространяться по ВС (носовые обтекатели крыльев и т.п.), должны иметь защитные экраны или перегородки, отделяющие их от пожароопасных отсеков, а также от кабин экипажа и пассажиров. Трубопроводы противообледенительных систем должны оборудоваться кранами, позволяющими перекрывать подачу воздуха.

159. Испытания средств пожарной защиты

      1020. Средства пожарной защиты отсеков силовых, вспомогательных, энергетических и обогревательных установок должны подвергаться специальным огневым испытаниям на натурных стендах, при которых проверяются:
      1) эффективность пожарной сигнализации;
      2) эффективность системы пожаротушения;
      3) эффективность конструктивных мер пожарной защиты.

      1021. Во всех отсеках ВС, имеющих систему пожаротушения, в летных условиях должны быть определены фактические концентрации огнегасительного вещества при "холодном" его выбросе (при разрядке огнетушителей одной очереди) для проверки их соответствия величинам концентрации, потребным для тушения пожара, которые устанавливаются по результатам огневых и "холодных" испытаний в наземных условиях. Необходимо, чтобы при испытаниях в полете было проверено отсутствие попадания огнегасительного вещества в кабины экипажа и пассажиров.

      1022. Системы пожарной сигнализации на земле и в полете в ожидаемых условиях эксплуатации должны быть испытаны на устойчивость против ложных срабатываний.

      1023. На земле и в полете должно быть проверено, что условия работы агрегатов системы пожаротушения в местах их размещения соответствуют требованиям к ним.

      1024. Должны быть проведены испытания средств пожарной защиты, установленных в кабинах и багажных отсеках ВС.

      1025. Испытания конструкционных и отделочных полимерных материалов, примененных в интерьере и отделке кабины, а также багажных отсеков, следует проводить по методикам, изложенным в главе 158.

160. Воздухозаборники

      1026. В ожидаемых условиях эксплуатации и при всех допускаемых Руководством по летной эксплуатации режимах работы двигателей и их сочетаниях должна обеспечиваться газодинамическая устойчивая совместная работа воздухозаборников и двигателей.

      1027. В ожидаемых условиях эксплуатации и при всех допускаемых Руководством по летной эксплуатации режимах работы двигателей и их сочетаниях уровень вибронапряжений в лопатках компрессора, вызываемых компоновкой двигателей на ВС, не должен превышать допустимого значения.

      1028. Воздухозаборник должен быть скомпонован на ВС или защищен специальными устройствами (сетки в канале, струйная защита, щитки на колесах шасси и др.) таким образом, чтобы при рулении, взлете и посадке ВС попадание внутрь воздухозаборного устройства посторонних предметов с поверхности аэродрома не вызывало механических повреждений деталей двигателя, величины которых превышают установленные пунктом 600. При использовании реверса тяги растекание реактивных струй по поверхности аэродрома должно быть организовано таким образом, чтобы исключать попадание внутрь воздухозаборника посторонних предметов с поверхности аэродрома, вызывающее механические повреждения деталей двигателя, величины которых превышают установленные пунктом 600.

      1029. Воздухозаборник должен быть снабжен противообледенительной системой с автоматическим и ручным управлением для предотвращения образования льда при полете в условиях обледенения. Должна иметься возможность проверки исправности противообледенительной системы воздухозаборника на земле, а также контроль за ее работой в полете.

      1030. Воздухозаборник вспомогательной силивой установки должен удовлетворять требования. Противообледенительную систему на воздухозаборнике вспомогательной силивой установки можно не устанавливать, если будет показано, что при выбранной компоновке вспомогательной силивой установки на ВС в противообледенительной системе нет необходимости.

      1031. Конструкция и компоновка воздухозаборника вспомогательного газотурбинного двигателя и выхлопного устройства вспомогательной силивой установки на ВС должны быть выполнены таким образом, чтобы обеспечивались нормальный запуск и положительный перепад давления на режимах авторотации для исключения обратного вращения ротора вспомогательного газотурбинного двигателя и, если это необходимо, ограничение максимальной частоты вращения ротора на этом режиме.

161. Выходные устройства

      1032. Выходные устройства двигателей силивой установки и вспомогательной силивой установки должны быть скомпонованы таким образом, чтобы не допустить перегрева прилегающих элементов конструкции ВС.

      1033. Компоновка выходных устройств должна исключать произвольную утечку газов, а также их попадание в кабину ВС.

      1034. Элементы конструкции и обшивки ВС, находящиеся вблизи выходных устройств двигателей или на которые возможно попадание выхлопных газов, должны быть изготовлены из огнестойких материалов.

      1035. Элементы выходного устройства, как силовой установки, так и вспомогательной силивой установки должны допускать (где это необходимо) относительное перемещение и исключать их разрушение или недопустимую деформацию при расширении от нагрева в условиях работы двигателей на всех эксплуатационных режимах.

      1036. Для выходных устройств силовой установки, имеющих реверсирование тяги, места расположения выпускных каналов и направления струй газа (воздуха), выходящих из реверсивного устройства, при его работе на всех режимах, разрешенных Руководством по летной эксплуатации, должны быть выбраны так, чтобы исключать:
      1) недопустимый нагрев и вибрации элементов конструкции двигателя, силовой установки и ВС от воздействий реверсивных струй;
      2) засасывание в воздухозаборники под действием реверсивных струй посторонних предметов с поверхности аэродрома;
      3) недопустимое снижение запаса устойчивой работы компрессора двигателя вследствие попадания выхлопных газов и изменения структуры потока на входе в воздухозаборник;
      4) возникновение недопустимых неуравновешенных вертикальных или боковых нагрузок на элементы двигателя и ВС;
      5) недопустимое снижение устойчивости и управляемости ВС из-за влияния реверсивных струй на органы управления.

      1037. Выходные устройства вспомогательной силовой установки должны удовлетворять требованиям.

162. Капоты

      1038. Капоты (обшивка) гондол двигателей должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы они выдерживали вибрационные, инерционные и другие нагрузки от потока воздуха которые могут воздействовать на них в условиях эксплуатации.

      1039. Капот должен иметь систему дренажирования горючих жидкостей из мотогондолы, удовлетворяющую требованиям.

      1040. Капоты должны изготовляться из материала не менее теплостойкого, чем дюралюминий. Части капота, подверженные в процессе эксплуатации повышенному нагреву из-за их близости к высоконагретым поверхностям двигателя или к элементам выхлопной системы, должны быть изготовлены из материалов, выдерживающих эти повышенные температуры, а части капота, подверженные воздействию выхлопных газов, должны быть изготовлены из огнестойких материалов, если это воздействие вызывает снижение прочности или повреждение конструкции.

      1041. Воздухозаборники и выходные патрубки (жалюзи) системы охлаждения (вентиляции) подкапотного пространства, а также выходные патрубки других систем должны размещаться таким образом, чтобы обеспечивался безопасный выход воздуха, газов и др. Их расположение на капоте должно удовлетворять требованиям.

      1042. На капотах каждого двигателя с внешней стороны должен быть лючок для подачи огнегасительного вещества в подкапотное пространство от наземных аэродромных огнетушительных средств. Лючок должен легко открываться при нажатии на него раструбом или распылителем наземных огнетушительных средств. Лючок должен иметь обозначение красным цветом по контуру и иметь надпись: "Для наземного тушения".
      Примечание. Размеры лючка должны быть равны:
      1) для круглого - диаметр не менее 127 миллиметров;
      2) для квадратного - сторона не менее 127 миллиметров.

      1043. Капоты вспомогательной силовой установки должны удовлетворять требованиям.

163. Испытания воздухозаборников, выходных устройств и капотов

      1044. Испытания воздухозаборников.
      Для оценки соответствия воздухозаборников требованиям пункта 1026 должны быть проведены наземные и летные испытания. При испытаниях проверяются:
      1) устойчивость совместной работы воздухозаборников и двигателей в ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе и при допустимых ветровых условиях;
      2) работоспособность и эффективность противообледенительной системы воздухозаборника в контролируемых условиях естественного обледенения в соответствии с пунктом 466;
      3) обеспеченность защиты от попадания посторонних предметов в двигатель с взлетно-посадочной полосы при рулении, взлете и посадке ВС;
      4) работоспособность воздухозаборника вспомогательной силовой установки и обеспечение им запуска и нормальной работы вспомогательного газотурбинного двигателя на земле и в полете во всех ожидаемых условиях эксплуатации с учетом имеющихся указаний в Руководстве по летной эксплуатации;
      5) влияние помпажного срыва в одном из двигателей на работу близко расположенных двигателей.

      1045. Испытания выходных устройств.
      Для оценки соответствия выходных устройств требованиям должны быть проведены наземные и летные испытания. При испытаниях должны быть определены:
      1) тепловые условия выходного устройства;
      2) тепловые условия силовых элементов реверсивного устройства на всех режимах полета и работы двигателей, допустимых при применении реверсирования тяги согласно Руководства по летной эксплуатации;
      3) температуры элементов конструкции ВС, на которые возможно попадание выхлопных газов, как на режимах прямой тяги, так и на режимах реверсирования тяги.

      1046. Испытания капотов.
      Для оценки соответствия требованиям главы должен быть представлен расчет на прочность капотов и проведены наземные испытания по определению эффективности дренажей по удалению из мотогондол горючих жидкостей, а также измерены температуры элементов капота в районе выходных устройств при работе двигателя на всех режимах, в том числе и на режимах реверсирования, если силовая установка оборудована реверсивным устройством. Должна быть показана возможность открытия пожарных лючков от наземных аэродромных средств тушения пожара.

164. Оборудование ВС

      1047. Определения. Оборудование бортовое, рассматриваемое в главах 164-202 - общее наименование технических устройств, устанавливаемых на воздушном судне для определения местоположения ВС, обеспечения самолетовождения и управления воздушным движением, обеспечения внешней и внутренней радиосвязи, обеспечения электроэнергией, решения светотехнических задач, а также оборудование для контроля за работой силовых установок.

      1048. Вид оборудования - оборудование с общим признаком назначения, принципа действия или рабочего процесса.

      1049. Комплекс - совокупность информационных систем, вычислительно-программирующих средств, систем индикации, сигнализации и управления, предназначенных для совместного выполнения группы задач общего функционального назначения.

      1050. Система - совокупность взаимосвязанных изделий авиационной техники, предназначенных для выполнения заданных функций.

      1051. Тракт измерения (управления) - цепочка последовательно связанных элементов в одной или нескольких системах или комплексах, решающая задачи восприятия, измерения и индикации (управления) параметра (параметром).

      1052. Прибор - устройство, имеющее самостоятельное эксплуатационное значение и обеспечивающее измерение и индикацию параметра (параметров).

      1053. Индикатор - средство отображения информации о количественном или качественном значении параметров.

      1054. Сигнализатор - прибор, обеспечивающий отображение информации о соответствии или несоответствии параметра, системы или объекта требуемому значению или состоянию в виде визуальных, звуковых и тактильных сигналов.

      1055. Датчик - измерительное устройство для выработки сигнала о текущем значении измеряемого параметра.

      1056. Пилотажно-навигационное оборудование - совокупность измерительных, вычислительных и управляющих систем и устройств и систем отображения информации на борту ВС, предназначенных для решения задач пилотирования, навигации и самолетовождения в целом от взлета до посадки и выдачи информации потребителям.

      1057. Радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением - оборудование, обеспечивающее определение местоположения ВС в полете, на маршруте, на взлете и при посадке, а также автоматическую передачу данных наземным службам управления воздушным движением радиотехническим способом.

      1058. Радиосвязное оборудование - оборудование, обеспечивающее прием и передачу сообщений по радиоканалам, ведение переговоров между членами экипажа и передачи оповещений пассажирам.

      1059. Антенно-фидерные устройства - совокупность устройств, включающая в себя антенну, соединительные элементы и фидеры, обеспечивающая прием и/или излучение электромагнитной энергии бортовым радиотехническим оборудованием навигации, посадки и/или радиосвязным оборудованием. В состав антенно-фидерных устройств могут также входить фильтры, коммутирующие устройства и другие элементы.

      1060. Электротехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее генерирование, преобразование, распределение электроэнергии между приемниками электроэнергии, а также различного рода электротехнические устройства и механизмы, имеющие самостоятельное назначение и не являющиеся элементами других систем.

      1061. Система электроснабжения - совокупность систем генерирования и распределения электроэнергии.

      1062. Система генерирования - совокупность источников или преобразователей электроэнергии (генераторов, преобразовательных установок рода тока и величины напряжения, аккумуляторов), устройств стабилизации их напряжений и частот, устройств параллельной работы, защиты, управления и контроля, которые обеспечивают централизованное производство электроэнергии и поддержание ее характеристик в заданных пределах.

      1063. Первичная система электроснабжения - система электроснабжения, генераторы которой приводятся во вращение маршевыми двигателями ВС или вспомогательной силовой установкой.

      1064. Вторичная система электроснабжения - система электроснабжения, источниками которой являются преобразующие устройства, питаемые от первичной системы.

      1065. Аварийный источник электроэнергии - источник электроэнергии, независящий от работы первичных источников, установленных на маршевых двигателях и вспомогательной силовой установке. Аварийный источник используется в полете при отказавших и/или отключенных первичных источниках для питания ограниченного состава приемников электроэнергии (I категории). Примерами аварийных источников служат аккумулятор, преобразователь, питаемый от аккумулятора.

      1066. Система распределения электроэнергии - совокупность устройств, передающих электроэнергию от системы генерирования, элемента присоединения наземного источника к распределительным устройствам и от распределительных устройств к приемникам электроэнергии, обеспечивающих производство необходимых коммутаций, резервирование электропитания приемников и защиту от повреждения системы распределения.

      1067. Первичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от системы генерирования к распределительным устройствам.

      1068. Вторичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от распределительных устройств к приемникам электроэнергии.

      1069. Приемники электроэнергии - системы, устройства, отдельные блоки, для работы которых необходима электроэнергия. По характеру требований надежности электроснабжения приемники электроэнергии разделяются на три категории:
      1) приемники электроэнергии первой категории, работа которых необходима для обеспечения безопасного завершения полета и посадки в соответствии с пунктом 32;
      2) приемники электроэнергии второй категории, работа которых необходима для безопасного продолжения запланированного полета и посадки по заданию на полет;
      3) приемники электроэнергии третьей категории, прекращение электропитания которых не влияет на безопасность полета и на выполнение задания на полет.

      1070. Светотехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее как общее, так и местное освещение пассажирских салонов, кабин экипажа, технических и грузовых отсеков, приборов и пультов управления, обозначение и наружное освещение аварийных выходов, световое обозначение местоположения ВС, а также освещение внешнего пространства при рулении, взлете, посадке и освещение элементов конструкции ВС.

      1071. Средства контроля работы силовой установки (рассматриваемые в главах 164-202) - приборы, обеспечивающие измерение и индикацию экипажу, параметров работы двигателей, топливной и масляной систем.

      1072. Основное оборудование - обязательное оборудование, необходимое для обеспечения основных заданных функций в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1073. Резервное оборудование - обязательное оборудование, необходимое для обеспечения нормального выполнения ограниченного количества функций с приемлемыми точностными характеристиками при отказе отдельных видов основного оборудования или невозможности его использования.

      1074. Центральный сигнальный огонь - светосигнальное устройство, предназначенное для привлечения внимания и информации членов экипажа ВС о включении любого из относящихся к нему аварийных или предупреждающих сигналов.

      1075. Режим RBS (A, AC) (Radar Beacon System) - режим работы радиолокационного ответчика управления воздушным движением в диапазоне частот и по кодам "запрос - ответ", соответствующим Приложению 10 к Конвенции о Международной гражданской авиации.

      1076. Режим управления воздушным движением - режим работы радиолокационного ответчика в диапазоне частот и по кодам "запрос - ответ", принятым в системе вторичной радиолокации.

      1077. Общие положения. Требования глав 164-202 распространяются на следующее бортовое оборудование:
      пилотажно-навигационное;
      радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением;
      радиосвязное;
      электротехническое;
      светотехническое;
      средства контроля работы силовой установки.
      Примечание. Требования глав 164-202 не относятся к оборудованию, использующему экранные индикаторы (на электронно-лучевых трубках, светодиодах и т.п., кроме экрана радиолокатора) для отображения информации о пилотажно-навигационных параметрах и/или параметрах работы силовой установки.

      1078. Положения глав 164-202 определяют состав оборудования ВС, общие требования к техническим характеристикам, конструкции и размещению на ВС оборудования, а также требования к компоновке кабины экипажа и размещению в кабине средств отображения информации и сигнализации.

      1079. Общие требования. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось выполнение всех требуемых функций для производства полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      1080. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы требуемые функции обеспечивались в условиях внешних воздействий, которые могут иметь место в процессе эксплуатации конкретного типа ВС в полете и на земле.
      Если бортовое оборудование соответствует требованиям пункта 1077, а параметры внешних воздействий, которые могут иметь место на воздушном судне в местах установки этого оборудования, не превышают соответствующих норм, изложенных в пунктах 1077-1078, то обеспечивается выполнение этого пункта без дополнительных доказательств.

      1081. Бортовое оборудование и установленное в зонах со взрывоопасными средами должно удовлетворять требованиям по взрывобезопасности оборудования, изложенным в пункте 1078.

      1082. Должна быть доказана практическая невероятность того, что бортовое оборудование, установленное на ВС, является источником пожара, ядовитых газов как при исправной его работе, так и при возможных его отказах.

      1083. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы при выполнении полетов в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивались действующие требования по эшелонированию и точности самолетовождения и пилотирования.

      1084. Бортовое оборудование должно быть работоспособно при качестве электропитания, имеющем место на конкретном типе ВС. Выполнение требований пункта 1077, по качеству электропитания применительно к приемникам электроэнергии и система электроснабжения на ВС обеспечивает выполнение требований данного пункта без дополнительных доказательств.

      1085. Состав приемников электроэнергии первой категории должен выбираться таким образом, чтобы:
      1) для воздушных судов оборудованных генераторами, установленными на вспомогательной силовой установке, при всех отключенных (отказавших) генераторах, установленных на маршевых двигателях, и при незапущенной вспомогательной силовой установке, при работе только этих приемников обеспечивалась в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации возможность завершения полета и безопасной посадки или полета, по крайней мере, до окончания запуска вспомогательной силовой установки и подключения ее генератора к системе распределения ВС;
      2) для воздушных судов не оснащенных генераторами, установленными на вспомогательной силовой установке, при всех отключенных (отказавших) генераторах, при работе только этих приемников обеспечивалась в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации возможность завершения полета и безопасной посадки.

      1086. При отказах в системе электроснабжения и/или в одном из ее каналов, приводящих к потере питания приемников любой шины или канала, или ухудшении качества электропитания приемников возникающая ситуация не должна быть тяжелее сложной.

      1087. Возникновение отказов или неисправностей в каких-либо приемниках не должно приводить к прекращению электроснабжения других приемников I или II категорий.
      Должна быть доказана инженерным анализом и/или испытаниями возможность выполнения полета (от взлета до посадки) в соответствии с ранее установленным планом полета при отключенных приемниках электроэнергии III категории.

      1088. Все элементы функциональных систем, потребляющие электроэнергию и требующие в полете непосредственного обслуживания, должны быть выполнены и (или) смонтированы так, чтобы исключалась опасность поражения электрическим током при обслуживании или случайном прикосновении.

      1089. Температура любой части устройств, требующих регулировки во время работы, не должна превышать более чем на 20 ^о С температуру окружающей среды. Температура наружных поверхностей устройств (за исключением горячих поверхностей кухонного оборудования), установленных в таких местах ВС, которые могут быть доступны для пассажиров и экипажа, или там, где эти устройства могут соприкасаться с их вещами, не должна превышать + 70 ^о С при температуре окружающего воздуха +20 ^о С.

      1090. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено таким образом, чтобы при пользовании его органами управления при всех возможных положениях, а также при нарушении необходимой последовательности рабочих операций не могли возникнуть повреждения, как данного оборудования, так и другого оборудования, каким-либо образом с ним связанного. Органы управления и регулировки, которые не используются в полете, должны быть недоступны для экипажа.

      1091. Для функциональных систем оборудования, отказ которых может служить непосредственной причиной возникновения особой ситуации тяжелее усложнения условий полета должны быть предусмотрены средства контроля их отказного состояния и обеспечена выдача сигнала об отказе с возможностью использования этого сигнала для индикации экипажу и (или) возможностью его применения взаимодействующими системами для обеспечения блокировки (невозможности включения отказавшей системы для соответствующего режима управления).

      1092. Для проверки исправности оборудования в его конструкции должно быть предусмотрено наличие встроенного контроля или возможности сопряжения с внешними устройствами контроля работоспособности. Средства контроля могут отсутствовать, если в эксплуатационной документации на ВС оговорены методы, обеспечивающие проверку исправности без их использования.

      1093. Бортовое оборудование должно размещаться на ВС таким образом, чтобы были обеспечены необходимые условия для работы с ним соответствующих членов экипажа в полете согласно требованиям.

      1094. Все функциональные системы, потребляющие, генерирующие, преобразующие или распределяющие электроэнергию или электрические сигналы (включая цепи электропитания, управления, передачи информации и антенно-фидерные устройства), должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на ВС таким образом, чтобы при их одновременной работе, возможной в процессе эксплуатации, не создавались такие электромагнитные помехи радиотехнического оборудования навигации, посадки, радиосвязного оборудования или электронным устройствам, которые приводят к нарушению их работоспособности или возникновению особых ситуаций.
      Примечание 1. Все элементы функциональных систем должны быть сконструированы в соответствии с пунктом 1098.
      Примечание 2. Допускается наличие электромагнитных помех, не приводящих к возникновению особой ситуации хуже, чем усложнение условий полета, если обеспечивается возможность разнесения по времени работы источника и приемника помех.

      1095. Состав и содержание придаваемой к ВС и оборудованию технической документации должны обеспечивать правильную эксплуатацию, обслуживание, хранение и транспортировку оборудования. Оборудование должно иметь маркировку, обеспечивающую четкую идентификацию изделий.

      1096. Диапазон измерения и индикации параметров с учетом возможных погрешностей оборудования должен быть таким, чтобы обеспечивалось выполнение полетов в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1097. Бортовое оборудование должно соответствовать требованиям главы 155 с подтверждением необходимыми расчетами, стендовыми и/или наземными, летными испытаниями.

165. Требования к прокладке и защите жгутов проводов

      1098. Жгуты проводов должны быть проложены так, чтобы был обеспечен доступ для осмотра, обслуживания и регулировки аппаратуры и агрегатов ВС без демонтажа жгутов и не была закрыта маркировка элементов.

      1099. Провода, используемые на ВС, должны быть рассчитаны на применение во всех условиях, которые могут возникнуть в месте их прокладки во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС.

      1100. Отдельные участки жгутов проводов, расположенные в местах, где возможны механические воздействия или воздействия жидкостей, паров и горячего воздуха, должны иметь соответствующую защиту. В местах, где жгуты подвергаются периодическим изгибам, необходимо применять специальные и гибкие провода.

      1101. Изоляция проводов должна быть самозатухающей. Методика испытания по определению способности проводов к самозатуханию.

      1102. Жгуты проводов должны быть проложены выше трубопроводов гидравлической, топливной и масляной систем. Участки проводов и жгутов (снижения) в районе агрегатов указанных систем допускается прокладывать ниже трубопроводов, при этом должна быть обеспечена их соответствующая защита. При прокладке жгутов должны быть обеспечены необходимые зазоры между жгутами проводов и элементами конструкции, блоками, трубопроводами различных систем, исключающие повреждения изоляции проводов.

      1103. Провода, питающие резервирующие элементы отдельных систем и распределительные устройства, должны быть разнесены для уменьшения вероятности их одновременного повреждения.
      Для проводов сечением 4,0 мм ² и менее, заделанных в наконечники, должен быть предусмотрен эксплуатационный запас по длине, позволяющий производить повторные заделки не менее трех раз с каждого конца провода. Указанный запас распределяется равномерно на участке 3-4 точек крепления жгута, начиная от места заделки проводов.

      1104. Подвижные участки жгутов должны обеспечивать свободу перемещения подвижных частей конструкции ВС без повреждения жгутов в пределах межремонтного ресурса.