АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА КР АПКР-8 «Летная годность воздушных судов» (утверждены приказом Минтранскоммуникаций КР)

ПРЕКРАТИЛ ДЕЙСТВИЕ

в соответствии со статьей 36 Закона КР

от 20 июля 2009 года № 241

"О нормативных правовых актах Кыргызской Республики"

Зарегистрировано в Министерстве юстиции Кыргызской Республики

26 июня 2008 года. Регистрационный номер 49-08

Утверждены

приказом:300828 Министерства

транспорта и коммуникаций

Кыргызской Республики

от 27 мая 2008 года № 165

АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА КЫРГЫЗСКОЙ РЕСПУБЛИКИ

АПКР-8

"Летная годность воздушных судов"

РЕГИСТРАЦИЯ ПОПРАВОК И ДОПОЛНЕНИЙ

ПРЕДИСЛОВИЕ

ЧАСТЬ I. ОПРЕДЕЛЕНИЯ

ЧАСТЬ II. ПРОЦЕДУРЫ СЕРТИФИКАЦИИ И СОХРАНЕНИЯ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

ЧАСТЬ III. ТЯЖЕЛЫЕ САМОЛЕТЫ

ЧАСТЬ IIIA. САМОЛЕТЫ С МАССОЙ БОЛЕЕ 5700 КГ, ЗАЯВКА НА

СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА ПРЕДСТАВЛЕНА 13 ИЮНЯ 1960

ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ, НО ДО 2 МАРТА 2004 ГОДА

ЧАСТЬ IIIB. САМОЛЕТЫ С МАССОЙ БОЛЕЕ 5700 КГ, ЗАЯВКА НА

СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА ПРЕДСТАВЛЕНА 2 МАРТА 2004

ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ

ЧАСТЬ IV. ВЕРТОЛЕТЫ

ЧАСТЬ IVA. ВЕРТОЛЕТЫ, ЗАЯВКА НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА

ПРЕДСТАВЛЕНА 22 МАРТА 1991 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ,

НО ДО 13 ДЕКАБРЯ 2007 ГОДА

ЧАСТЬ IVB. ВЕРТОЛЕТЫ, ЗАЯВКА НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА

ПРЕДСТАВЛЕНА 13 ДЕКАБРЯ 2007 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ

ЧАСТЬ V. ЛЕГКИЕ САМОЛЕТЫ САМОЛЕТЫ С МАССОЙ СВЫШЕ 750, НО НЕ::ch5}

БОЛЕЕ 5700 КГ, ЗАЯВКА НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА

ПРЕДСТАВЛЕНА 13 ДЕКАБРЯ 2007 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ

ЧАСТЬ VI. ДВИГАТЕЛИ

РАЗДЕЛ A. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

РАЗДЕЛ В. ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО

РАЗДЕЛ С. ИСПЫТАНИЯ

ЧАСТЬ VII. ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ

РЕГИСТРАЦИЯ ПОПРАВОК И ДОПОЛНЕНИЙ

ПРЕДИСЛОВИЕ

Настоящие Авиационные правила Кыргызской Республики - АПКР-8 Лет-

ная годность воздушных судов (далее Правила) разработаны на основании

статьи 33 Воздушного кодекса Кыргызской Республики.

Наименование Правил основано на наименовании, указанном в пункте

(з) статьи 2 Воздушного кодекса Кыргызской Республики. Нумерация Правил

совпадает с порядковым номером пункта (з) статьи 2 Воздушного кодекса

Кыргызской Республики.

При разработке настоящих Правил в качестве основного документа

Международной организации гражданской авиации (ИКАО) использовано При-

ложение 8 к Конвенции о международной гражданской авиации (Чикагская

конвенция), издание 10-е, вступившее в силу 13.12.08.

ЧАСТЬ I

ОПРЕДЕЛЕНИЯ

В тех случаях, когда в Стандартах и Рекомендуемой практике по лет-

ной годности воздушных судов употребляются приведенные ниже термины,

они имеют следующие значения:

Аспекты человеческого фактора. Принципы, применимые к процессам

проектирования, сертификации, подготовки кадров, технического обслужи-

вания и эксплуатационной деятельности в авиации и нацеленные на обеспе-

чение безопасного взаимодействия между человеком и другими компонентами

системы посредством надлежащего учета возможностей человека.

Барометрическая высота. Атмосферное давление, выраженное в величи-

нах абсолютной высоты, соответствующей этому давлению по стандартной

атмосфере.

Вертолет. Воздушное судно тяжелее воздуха, которое поддерживается

в полете в основном за счет реакций воздуха с одним или несколькими не-

сущими винтами, вращаемыми силовой установкой вокруг осей, находящихся

примерно в вертикальном положении.

Вертолет с летно-техническими характеристиками класса 1. Вертолет

с такими летно-техническими характеристиками, что при отказе двигателя

он может выполнить посадку в зоне прерванного взлета или безопасно про-

должить полет до соответствующей зоны приземления.

Вертолет с летно-техническими характеристиками класса 2. Вертолет

с такими летно-техническими характеристиками, что в случае отказа дви-

гателя он может безопасно продолжать полет, за исключением тех случаев,

когда отказ имеет место до достижения характерной точки после взлета

или после характерной точки до посадки, когда может потребоваться вы-

полнение вынужденной посадки.

Вертолет с летно-техническими характеристиками класса 3. Вертолет

с такими летно-техническими характеристиками, что в случае отказа дви-

гателя в любой точке на траектории должна выполняться вынужденная по-

садка.

Взлетная поверхность. Часть поверхности аэродрома, которую аэрод-

ромный полномочный орган объявил располагаемой для нормального разбега

по земле или по воде воздушного судна, выполняющего взлет в определен-

ном направлении.

Воздушное судно. Любой аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет

его взаимодействия с воздухом, исключая взаимодействие с воздухом, от-

раженным от земной поверхности.

Возможности человека. Способности человека и пределы его возмож-

ностей, влияющие на безопасность и эффективность авиационной деятель-

ности.

Государство-изготовитель. Государство, обладающее юрисдикцией в

отношении организации, ответственной за окончательную сборку воздушного

судна.

Государство разработчика. Государство, обладающее юрисдикцией в

отношении организации, ответственной за конструкцию типа.

Государство регистрации. Государство, в реестр которого занесено

воздушное судно.

Примечание. В случае регистрации воздушного судна какого-либо меж-

дународного эксплуатационного агентства - не на основе национальной

принадлежности - государства, входящие в это агентство, обязаны соли-

дарно нести ответственность, которая в соответствии с Чикагской конвен-

цией возлагается на государство регистрации. См. в связи с этим резолю-

цию Совета от 14 декабря 1967 года о национальной принадлежности и ре-

гистрации воздушных судов, эксплуатируемых международными эксплуатаци-

онными агентствами, которая приводится в документе "Политика и инструк-

тивный материал в области экономического регулирования международного

воздушного транспорта" (Doc 9587).

Двигатель. Устройство, используемое или предназначенное для ис-

пользования с целью приведения в движение воздушного судна. Оно включа-

ет, по крайней мере, те компоненты и оборудование, которые необходимы

для функционирования и контроля, но не включает воздушный винт (если

применяется).

Достаточное доказательство. Совокупность документов или работ, ко-

торые Договаривающееся государство признает в качестве достаточных для

подтверждения соответствия конкретному требованию к летной годности.

Зона взлета и конечного этапа захода на посадку (FATO). Установ-

ленная зона, над которой выполняется конечный этап маневра захода на

посадку до режима висения или посадка и с которой начинается маневр

взлета. В тех случаях, когда FATO должна использоваться вертолетами с

летно-техническими характеристиками класса 1, эта установленная зона

включает располагаемую зону прерванного взлета.

Категория A. Применительно к вертолетам означает вертолет с нес-

колькими двигателями, спроектированный с учетом особенностей двигателя

и изоляции систем, определяемых в части IVB, и способный выполнять по-

леты, используя взлетные и посадочные данные, регламентируемые с учетом

отказа критического двигателя, что обеспечивает достаточную установлен-

ную зону на земной поверхности и достаточные летные характеристики для

безопасного продолжения полета или безопасного прекращения взлета.

Категория B. Применительно к вертолетам означает вертолет с одним

двигателем или несколькими двигателями, который не отвечает стандартам

категории A. Вертолеты категории B не имеют гарантированной возможности

безопасно продолжать полет в случае отказа двигателя, что предполагает

выполнение вынужденной посадки.

Конфигурация (применительно к самолету). Определенное сочетание

положений таких подвижных элементов, как закрылки и шасси и т.д., вли-

яющих на аэродинамические характеристики самолета.

Коэффициент безопасности. Расчетный коэффициент, принятый для уче-

та возможности превышения расчетных нагрузок, а также учета неопреде-

ленностей при проектировании и производстве.

Критический(ие) двигатель(и). Двигатель(и), отказ которого(ых)

оказывает наиболее неблагоприятное воздействие на характеристики воз-

душного судна, относящиеся к рассматриваемому случаю.

Примечание. Некоторые воздушные суда могут иметь несколько равным

образом критических двигателей. В таком случае выражение "критический

двигатель" означает один из этих критических двигателей.

Огнестойкость. Способность выдерживать воздействие создаваемой

пламенем высокой температуры в течение периода 15 мин.

Примечание. Характеристики допустимого пламени приведены в ИСО

2685.

Одобрено; утверждено. Принято Договаривающимся государством как

пригодное для определенной цели.

Ожидаемые условия эксплуатации. Условия, которые стали известны из

практики или возникновение которых можно с достаточным основанием пред-

видеть в течение срока службы воздушного судна с учетом его назначения.

Эти условия зависят от метеорологического состояния атмосферы, рельефа

местности, функционирования воздушного судна, квалификации персонала и

всех прочих факторов, влияющих на безопасность полета. Ожидаемые усло-

вия эксплуатации не включают:

а) экстремальные условия, которых можно успешно избежать путем ис-

пользования соответствующих правил эксплуатации;

Ь) экстремальные условия, которые возникают настолько редко, что

требование выполнять Стандарты в отношении этих условий привело бы к

обеспечению более высокого уровня летной годности, чем это необходимо и

практически обосновано.

Перегрузка. Отношение установленной нагрузки к весу воздушного

судна, причем эта нагрузка выражается в величинах аэродинамических и

инерционных сил или сил взаимодействия с земной поверхностью.

Повреждение от дискретного воздействия. Повреждение конструкции

воздушного судна, которое, вероятно, является результатом столкновения

с птицей, нелокализованного разрушения лопаток вентилятора, нелокализо-

ванного разрушения двигателя, нелокализованного разрушения быстровраща-

ющихся деталей механизмов или аналогичных причин.

Посадочная поверхность. Часть поверхности аэродрома, которую аэ-

родромный полномочный орган объявил располагаемой для нормального про-

бега по земле или по воде воздушных судов, выполняющих посадку в опре-

деленном направлении.

Предельные нагрузки. Максимальные нагрузки, которые могут возни-

кать в ожидаемых условиях эксплуатации.

Придание силы (удостоверению о годности к полетам). Действие, в

результате которого Договаривающееся государство вместо выдачи собс-

твенного удостоверения о годности к полетам признает удостоверение, вы-

данное любым другим Договаривающимся государством, в качестве равноцен-

ного его собственному удостоверению.

Разрушающая (расчетная) нагрузка. Предельная нагрузка, умноженная

на соответствующий коэффициент безопасности.

Расчетная взлетная масса. Максимальная масса воздушного судна, ко-

торая при расчетах на прочность конструкции принимается за массу воз-

душного судна, предусматриваемую в начале разбега при взлете.

Расчетная масса при рулении. Максимальная масса воздушного судна,

с учетом которой обеспечивается прочность конструкции при нагрузках,

вероятных во время движения воздушного судна по земле до начала взлета.

Расчетная посадочная масса. Максимальная масса воздушного судна,

которая при расчетах на прочность конструкции принимается за массу воз-

душного судна, предусматриваемую при посадке.

Ремонт. Восстановление летной годности авиационного изделия, опре-

деляемой соответствующими нормами летной годности.

Самолет. Воздушное судно тяжелее воздуха, приводимое в движение

силовой установкой, подъемная сила которого в полете создается в основ-

ном за счет аэродинамических реакций на поверхностях, остающихся непод-

вижными в данных условиях полета.

Сертификат типа. Документ, выданный Договаривающимся государством

для определения конструкции типа воздушного судна и подтверждения того,

что эта конструкция отвечает соответствующим нормам летной годности

данного государства.

Силовая установка. Система, состоящая из одного или более двигате-

лей и вспомогательных агрегатов, которые в совокупности необходимы для

создания тяги, независимой от непрерывной работы какой-либо другой си-

ловой установки (силовых установок); к ней не относятся устройства,

создающие кратковременную тягу.

Соответствующие нормы летной годности. Всеобъемлющие и подробные

нормы летной годности, установленные, принятые или признанные Договари-

вающимся государством для рассматриваемого класса воздушных судов, дви-

гателей или воздушных винтов (см. п.3.2.2 части II настоящих Правил).

Стандартная атмосфера. Атмосфера, определенная следующим образом:

а) воздух является идеальным сухим газом;

Ь) физические константы воздуха являются следующими:

-3

- средняя молярная масса на уровне моря Mo = 28,964420 х 10

кг/моль;

- атмосферное давление на уровне моря: Po = 1013,25 гПа;

- температура на уровне моря: to = 15 град. Цельсия; То = 288,15

К;

- плотность на уровне моря: po = 1,2250 кг/куб.м;

- температура таяния льда: TI = 273,15 К;

- универсальная газовая постоянная: R* = 8,31432 (Дж/моль)/К;

с) температурные градиенты являются следующими:

Примечание 1. Стандартный геопотенциальный метр имеет значение,

равное 9,80665 кв.м/кв.с.

Примечание 2. См. Doc 7488, где указаны зависимости между перемен-

ными величинами и даны таблицы, содержащие соответствующие значения

температуры, давления, Плотности и геопотенциальной высоты.

Примечание 3. В Doc 7488 также приводятся удельный вес, динамичес-

кая вязкость, кинематическая вязкость и скорость распространения звука

на различных абсолютных высотах.

Термостойкость. Способность выдерживать воздействие создаваемой

пламенем высокой температуры в течение периода 5 мин.

Примечание. Характеристики допустимого пламени приведены в ИСО

2685.

Техническое обслуживание. Проведение работ, необходимых для обес-

печения сохранения летной годности воздушного судна, включая контроль-

но-восстановительные работы, проверки, замены, устранение дефектов, вы-

полняемые как в отдельности, так и в сочетании, а также практическое

осуществление модификации или ремонта.

ЧАСТЬ II

ПРОЦЕДУРЫ СЕРТИФИКАЦИИ И СОХРАНЕНИЯ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

ГЛАВА 1

СЕРТИФИКАЦИЯ ТИПА

1.1. Применимость

Стандарты настоящей главы применяются ко всем воздушным судам тех

типов, заявка на сертификацию которых была представлена Договаривающе-

муся государству 13 июня 1960 года или после этой даты, за исключением

того, что положения п.1.4 настоящей части применяются только к тому ти-

пу воздушных судов, заявка на сертификат типа которых представлена го-

сударству разработчика до или после 2 марта 2004 года.

Заявка на выдачу сертификата типа подается изготовителем воздушно-

го судна, если воздушное судно данного типа планируется для серийного

производства.

1.2. Требования к конструированию, предусмотренные

соответствующими нормами летной годности

1.2.1. Требования к конструированию, предусмотренные соответствую-

щими нормами летной годности, которые используются Договаривающимся го-

сударством для сертификации типа применительно к классу воздушных судов

или для любого изменения такой сертификации типа, являются таковыми,

что их соблюдение будет гарантировать соблюдение Стандартов части II

настоящих Правил и, где это применимо, Стандартов частей III, IV, V, VI

или VII настоящих Правил.

1.2.2. Конструкция не обладает какими-либо особенностями или ха-

рактеристиками, которые делают ее небезопасной в ожидаемых условиях

эксплуатации.

1.2.3. В том случае, когда вследствие особенностей конструкции

конкретного воздушного судна какие-либо требования к конструированию,

предусмотренные соответствующими нормами летной годности, или Стандарты

частей III, IV, V, VI или VII становятся непригодными, Договаривающееся

государство применяет соответствующие требования, которые будут обеспе-

чивать по крайней мере эквивалентный уровень безопасности полетов.

1.2.4. В том случае, когда вследствие особенностей конструкции

конкретного воздушного судна какие-либо требования к конструированию,

предусмотренные соответствующими нормами летной годности, или Стандарты

частей III, IV, V, VI или VII становятся недостаточными, вводятся до-

полнительные к ним требования, которые обеспечивают, по крайней мере,

эквивалентный уровень безопасности полетов.

1.3. Доказательство соблюдения соответствующих норм летной

годности

1.3.1. Представляется утвержденный проект воздушного судна, вклю-

чающий в себя такие чертежи, технические отчеты и документы, которые

необходимы для определения конструкции воздушного судна и демонстрации

соблюдения требований к конструированию, предусмотренных соответствую-

щими нормами летной годности.

1.3.2. Воздушное судно подвергается таким проверкам и наземным и

летным испытаниям, которые сочтены государством необходимыми для того,

чтобы продемонстрировать соблюдение требований к конструированию, пре-

дусмотренных соответствующими нормами летной годности.

1.3.3. Помимо установления соответствия воздушного судна требова-

ниям к конструированию, предусмотренным соответствующими нормами летной

годности, Договаривающиеся государства предпринимают любые другие дейс-

твия, которые они считают необходимыми для задержания утверждения про-

екта, если известно или предполагается, что воздушное судно обладает

опасными особенностями, в отношении которых не обеспечивается специаль-

ная защита в соответствии с этими требованиями.

1.3.4. Договаривающееся государство, утверждающее конструкторскую

документацию на модификацию, ремонт или заменяющую часть, осуществляет

такое утверждение на основе достаточного доказательства того, что воз-

душное судно соответствует нормам летной годности, которые использова-

лись для выдачи сертификата типа, изменениям к ним или более поздним

требованиям, установленным государством.

Примечание 1. Хотя ремонт может быть выполнен в соответствии с пе-

речнем требований, которые были выбраны для первоначальной сертификации

типа воздушного судна, и при этом может быть показано соблюдение этих

требований, в отношении некоторых ремонтов может потребоваться показать

их соответствие последним применяемым сертификационным требованиям. В

таких случаях государства могут осуществлять утверждение конструкторс-

кой документации на ремонт с учетом последнего перечня требований, ка-

сающихся данного типа воздушного судна.

1.4. Сертификат типа

1.4.1. Государство разработчика, получив достаточное доказательст-

во того, что тип воздушного судна отвечает требованиям к конструирова-

нию, предусмотренным соответствующими нормами летной годности, выдает

сертификат типа, который определяет конструкцию и удостоверяет факт ут-

верждения проекта данного типа воздушного судна.

1.4.2. В том случае, когда другое Договаривающееся государство,

которое не является государством разработчика, выдает сертификат типа в

отношении некоторого типа воздушного судна, оно осуществляет это на ос-

нове достаточного доказательства того, что данный тип воздушного судна

отвечает требованиям к конструированию, предусмотренным соответствующи-

ми нормами летной годности.

ГЛАВА 2

ПРОИЗВОДСТВО

2.1. Применимость

Стандарты настоящей главы применяются ко всем воздушным судам.

2.2. Производство

2.2.1. Производство воздушных судов

Государство-изготовитель обеспечивает соответствие утвержденному

проекту каждого воздушного судна, в том числе частей, изготавливаемых

субподрядчиками.

2.2.2. Производство частей

Договаривающееся государство, принимая на себя ответственность за

производство частей, изготавливаемых на основании утверждения конструк-

торской документации, упомянутого в п.1.3.4 части II, обеспечивает со-

ответствие этих частей утвержденной конструкторской документации.

2.2.3. Управление производством

При утверждении производства воздушного судна или частей воздушно-

го судна Договаривающееся государство предусматривает возможность уп-

равления производством, включая использование системы качества, для

обеспечения удовлетворительного характера изготовления и сборки.

2.2.4. Прослеживаемость

Обеспечивается сохранность таких документов, которые позволяют ус-

тановить тождественность воздушного судна и составных частей с их ут-

вержденной конструкторской и производственной документацией.

ГЛАВА 3

СЕРТИФИКАТ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

Примечание. Используемый в настоящих Стандартах термин "сертификат

летной годности" означает удостоверение о годности к полетам, упоминае-

мое в статье 31 Конвенции.

3.1. Применимость

Стандарты настоящей главы применяются ко всем воздушным судам, за

исключением п.п. 3.3 и 3.4, которые не применяются ко всем воздушным

судам таких типов, прототип которых был представлен соответствующим на-

циональным полномочным органам для сертификации до 13 июня 1960 года.

3.2. Выдача и поддержание действительности сертификата летной

годности

3.2.1. Сертификат летной годности выдается Договаривающимся госу-

дарством на основе удовлетворительного доказательства того, что это

воздушное судно отвечает требованиям к конструированию, предусмотренным

соответствующими нормами летной годности.

3.2.2. Договаривающееся государство не выдает или не придает силу

сертификату летной годности, на признание которого оно рассчитывает в

соответствии со статьей 33 Конвенции о международной гражданской авиа-

ции, если оно не имеет достаточного доказательства соответствия воздуш-

ного судна применимым Стандартам настоящих Правил, обеспечив соблюдение

соответствующих норм летной годности.

3.2.3. Сертификат летной годности возобновляется или сохраняет

свою действительность в соответствии с законами государства регистрации

при условии, что государство требует, чтобы сохранение летной годности

воздушного судна определялось путем проведения регулярных проверок че-

рез соответствующие промежутки времени, учитывая при этом срок и харак-

тер эксплуатации, или на основании такой системы контроля, принятой го-

сударством, которая обеспечит получение по меньшей мере равноценных ре-

зультатов.

3.2.4. Когда воздушное судно, имеющее действительный сертификат

летной годности, выданный одним Договаривающимся государством, вносится

в реестр другого Договаривающегося государства, то новое государство

регистрации, выдавая свой сертификат летной годности, может в целом или

частично считать предыдущий сертификат летной годности достаточным до-

казательством соответствия воздушного судна применимым Стандартам нас-

тоящих Правил вследствие его соответствия соответствующим нормам летной

годности.

Некоторые Договаривающиеся государства содействуют переводу воз-

душного судна в реестр другого государства путем выдачи "экспортного

сертификата летной годности" или документа с подобным названием. Такой

документ, хотя и не являющийся действительным для цели выполнения поле-

тов, служит подтверждением экспортирующим государством положительных

результатов последней проверки состояния летной годности воздушного

судна. Инструктивный материал, касающийся выдачи "экспортного сертифи-

ката летной годности", содержится в Руководстве по летной годности (Doc

9760).

3.2.5. В том случае, когда государство регистрации вместо выдачи

своего собственного сертификата летной годности признает действительным

сертификат летной годности, выданный другим Договаривающимся государс-

твом, оно устанавливает его действительность соответствующим докумен-

том, который должен храниться вместе с этим сертификатом, признавая его

в качестве эквивалента национального сертификата. Срок действия доку-

мента о признании не превышает срока действия сертификата летной год-

ности, признаваемого действительным. Государство регистрации обеспечи-

вает определение сохранения летной годности воздушного судна в соот-

ветствии с п.3.2.3.

3.3. Стандартная форма сертификата летной годности

3.3.1. Сертификат летной годности содержит информацию, указываемую

на рис.1, и он в целом соответствует этой форме.

3.3.2. Если сертификаты летной годности выпускаются не на английс-

ком языке, они включают перевод на английский язык.

Согласно статье 29 Конвенции о международной гражданской авиации

сертификат летной годности должен иметься на борту каждого воздушного

судна, занятого в международной аэронавигации.

3.4. Ограничения, устанавливаемые для воздушного судна, и

информация

К каждому воздушному судну прилагается руководство по летной экс-

плуатации, таблицы, схемы или другие документы, содержащие утвержденные

ограничения, в пределах которых это воздушное судно считается годным к

полетам, как это определено соответствующими требованиями к летной год-

ности. При этом предоставляются также дополнительные инструкции и ин-

формация, необходимые для обеспечения его безопасной эксплуатации.

3.5. Временная утрата летной годности

Неспособность сохранить годность воздушного судна к полетам, кото-

рая определяется соответствующими требованиями к летной годности, при-

водит к тому, что воздушное судно становится непригодным к эксплуата-

ции, пока не будет вновь восстановлена его годность к полетам.

3.6. Повреждение воздушного судна

3.6.1. В случае повреждения воздушного судна государство регистра-

ции решает, является ли это повреждение таким, что судно утратило год-

ность к полетам, определяемую соответствующими нормами летной годности.

3.6.2. Если повреждение произошло или было обнаружено, когда воз-

душное судно находилось на территории другого Договаривающегося госу-

дарства, то полномочные органы этого государства имеют право воспре-

пятствовать данному воздушному судну продолжать полет при условии не-

медленного уведомления об этом государства регистрации и направления

ему всех необходимых подробных сведений для принятия решения, указанно-

го в п.3.6.1.

3.6.3. Когда государство регистрации считает, что нанесенное воз-

душному судну повреждение сделало его непригодным к полетам, то это го-

сударство запрещает возобновление полетов данного воздушного судна, по-

ка не будет восстановлена его летная годность. Однако в исключительных

случаях государство регистрации может, установив особые ограничения,

разрешить этому воздушному судну выполнить некоммерческий рейс для пе-

релета до аэродрома, на котором будет восстановлена его летная год-

ность. При установлении особых ограничений государство регистрации учи-

тывает все ограничения, предложенные Договаривающимся государством, ко-

торое первоначально в соответствии с п.3.6.2 запретило воздушному судну

продолжать его полет. Это Договаривающееся государство разрешает выпол-

нение такого полета или полетов с соблюдением установленных ограниче-

ний.

3.6.4. Когда государство регистрации считает, что нанесенное воз-

душному судну повреждение не делает его непригодным к полетам, этому

воздушному судну разрешается продолжать полет.

СЕРТИФИКАТ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

Кыргызская Республика Kyrgyz Republic

Министерство транспорта и Minitsry of Transport & Communications

коммуникации epartment of Civil Aviation

Департамент гражданской авиации

СЕРТИФИКАТ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

CERTIFICATE OF AIRWORTHINESS

N

11. Настоящий сертификат летной годности выдан в соответствии с

Воздушным кодексом Кыргызской Республики и Конвенцией о международной

гражданской авиации от 7 декабря 1944 года и относится к вышеуказанному

воздушному судну, которое считается пригодным к полетам при условии,

что его техническое обслуживание и эксплуатация соответствуют вышеука-

занным и установленным эксплуатационным ограничениям.

This certificate of Airworthiness is issued pursuant to the Air

Code of the Kyrgyz Republic in Convention on International Civil Avia-

tion dated 7 December 1944 and in accordance with the respect of the

above mentioned aircraft. The aircraft is considered to be airworthy

when maintained and operated in compliance with the foregoing and the

pertinent operating limitations.

12. Действительно до/Valid till:

Дата выдачи/Date of issue: Имя/Name:

Должность/Position:

"__" _________ 20__

М.П./Stamp Подпись Signature:

ГЛАВА 4

СОХРАНЕНИЕ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА

4.1. Применимость

Стандарты настоящей главы применяются ко всем воздушным судам.

4.2. Обязанности Договаривающихся государств, касающиеся

сохранения летной годности

Инструктивный материал в отношении требований к сохранению летной

годности содержится в Руководстве по летной годности (Doc 9760).

4.2.1. Государство разработчика

4.2.1.1. Государство разработчика воздушного судна:

a) передает каждому Договаривающемуся государству, которое соглас-

но п.4.2.3 а) уведомило государство разработчика о том, что оно занесло

данное воздушное судно в свой реестр, и любому другому Договаривающему-

ся государству по его просьбе любые общеприменимые сведения, которые

оно считает необходимыми для сохранения летной годности воздушного суд-

на, включая двигатели и воздушные винты в соответствующих случаях, и

для обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна (в дальнейшем

именуемые обязательной информацией о сохранении летной годности), и

уведомление о приостановлении действия или аннулировании сертификата

типа.

Выражение "обязательная информация о сохранении летной годности"

подразумевает включение обязательных требований в отношении модифика-

ции, замены частей или проверки воздушного судна и внесения поправок в

эксплуатационные ограничения и правила. Среди такой информации имеется

информация, которая выпускается Договаривающимися государствами в виде

директив по летной годности.

Циркуляр 95 "Сохранение летной годности воздушных судов, находя-

щихся в эксплуатации" содержит необходимую информацию для оказания До-

говаривающимся государствам помощи в установлении контактов с компе-

тентными органами других Договаривающихся государств в целях сохранения

летной годности воздушных судов, находящихся в эксплуатации;

b) в отношении самолетов и вертолетов с максимальной сертифициро-

ванной взлетной массой соответственно более 5700 и 3175 кг обеспечивает

наличие системы:

i) получения информации, представляемой в соответствии с п.4.2.3

f);

ii) принятия решений о необходимости и сроках мероприятий в отно-

шении летной годности;

iii) разработки необходимых мероприятий в отношении летной годнос-

ти;

iv) распространения о них информации, включая сведения, предусмат-

риваемые в п.4.2.1.1 а);

c) в отношении самолетов с максимальной сертифицированной взлетной

массой более 5700 кг обеспечивает наличие программы сохранения целост-

ности конструкции для обеспечения летной годности самолета. Эта прог-

рамма включает конкретную информацию о предотвращении коррозии и ее

устранении;

d) в том случае, когда государство-изготовитель не является госу-

дарством разработчика, обеспечивает достижение между обоими государс-

твами соответствующего соглашения, предусматривающего сотрудничество

организации-изготовителя с организацией, ответственной за типовую конс-

трукцию, в оценке поступающей информации об опыте эксплуатации воздуш-

ного судна.

4.2.1.2. Государство разработчика двигателя или воздушного винта,

которое не является государством разработчика воздушного судна, переда-

ет по запросу любую информацию о сохранении летной годности государству

разработчика воздушного судна и любому другому Договаривающемуся госу-

дарству.

4.2.2. Государство-изготовитель

Государство-изготовитель воздушного судна в том случае, когда оно

не является государством разработчика, обеспечивает достижение между

обоими государствами соответствующего соглашения, предусматривающего

сотрудничество организации-изготовителя с организацией, ответственной

за типовую конструкцию, в оценке поступающей информации об опыте экс-

плуатации воздушного судна.

4.2.3. Государство регистрации

Государство регистрации воздушного судна:

a) в том случае, когда оно впервые заносит в свой реестр воздушное

судно определенного типа, государством разработчика которого оно не яв-

ляется, и выдает сертификат летной годности или придает этому сертифи-

кату силу в соответствии с положениями п.3.2 настоящей части, обеспечи-

вает уведомление государства разработчика о том, что оно занесло ука-

занное воздушное судно в свой реестр;

b) определяет сохранение летной годности воздушного судна согласно

действующим соответствующим требованиям к летной годности применительно

к данному воздушному судну;

c) разрабатывает или принимает требования, обеспечивающие сохране-

ние летной годности воздушного судна в течение его срока службы, вклю-

чая требования к обеспечению того, что воздушное судно:

i) по-прежнему отвечает соответствующим нормам летной годности

после модификации, ремонта или установки заменяющей части, и

ii) поддерживается в пригодном для выполнения полетов состоянии с

соблюдением требований к техническому обслуживанию, изложенных в Прило-

жении 6 и, когда они применимы, частях III, IV и V настоящих Правил;

d) по получении от государства разработчика обязательной информа-

ции о сохранении летной годности непосредственно одобряет обязательную

информацию или оценивает полученную информацию и предпринимает соот-

ветствующие действия;

e) обеспечивает передачу государству разработчика всей обязатель-

ной информации о сохранении летной годности, подготовленной им как го-

сударством регистрации в отношении данного воздушного судна;

f) обеспечивает наличие системы, в рамках которой информация об

отказах, неисправностях, дефектах и других происшествиях, которые вызы-

вают или могут вызвать отрицательное воздействие на сохранение летной

годности самолетов и вертолетов, максимальная сертифицированная взлет-

ная масса которых превышает соответственно 5700 и 3175 кг, передается

организации, ответственной за типовую конструкцию этого воздушного суд-

на.

Инструктивный материал по интерпретации термина "организация, от-

ветственная за типовую конструкцию", содержится в Руководстве по летной

годности (Doc 9760).

4.2.4. Все Договаривающиеся государства

В отношении самолетов и вертолетов с максимальной сертифицирован-

ной взлетной массой соответственно более 5700 и 3175 кг каждое Догова-

ривающееся государство устанавливает тип эксплуатационной информации,

которая должна сообщаться его полномочному органу по летной годности

эксплуатантами, организациями, ответственными за конструкцию типа, и

организациями по техническому обслуживанию. Устанавливаются также про-

цедуры передачи такой информации.

ЧАСТЬ III

ТЯЖЕЛЫЕ САМОЛЕТЫ

ЧАСТЬ IIIA

САМОЛЕТЫ С МАССОЙ БОЛЕЕ 5700 КГ, ЗАЯВКА НА

СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА ПРЕДСТАВЛЕНА 13 ИЮНЯ 1960 ГОДА

ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ, НО ДО 2 МАРТА 2004 ГОДА

ГЛАВА 1

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

1.1. Применимость

1.1.1. Стандарты настоящей части, за исключением оговоренных в

п.8.4, применимы ко всем самолетам, указанным в п.1.1.3 и относящимся к

типам, прототип которых был представлен соответствующим национальным

полномочным органам для сертификации 13 июня 1960 года или после этой

даты, но до 2 марта 2004 года.

1.1.2. Стандарты, оговоренные в п.8.4 настоящей части, применимы

ко всем самолетам, указанным в п.1.1.3 и относящимся к типам, прототип

которых был представлен соответствующим национальным полномочным орга-

нам для сертификации 22 марта 1985 года или после этой даты, но до 2

марта 2004 года.

1.1.3. За исключением тех Стандартов и Рекомендуемой практики, в

отношении которых предусматривается иная применимость, Стандарты и Ре-

комендуемая практика настоящей части применяются к самолетам с макси-

мальной сертифицированной взлетной массой более 5700 кг, предназначен-

ным для международных перевозок пассажиров, грузов или почты.

Нижеследующие Стандарты не содержат количественных требований,

сравнимых с требованиями национальных норм летной годности. Согласно

п.1.2.1 части II эти Стандарты должны быть дополнены требованиями, раз-

работанными, принятыми или признанными Договаривающимися государствами.

1.1.4. Уровень летной годности, определяемый соответствующими час-

тями всеобъемлющих и подробных национальных норм летной годности, упо-

мянутых в п.1.2.1 части II, для самолетов, указанных в п.1.1.3, по

крайней мере в основном эквивалентен общему уровню, определяемому Стан-

дартами широкого плана настоящей части.

1.1.5. Если это не оговорено особо, Стандарты применимы ко всему

самолету, включая силовые установки, системы и оборудование.

1.2. Число двигателей

Самолет имеет не менее двух двигателей.

1.3. Эксплуатационные ограничения

1.3.1. Ограничения устанавливаются для самолета, его двигателей и

оборудования (см. п.9.2). Соответствие Стандартам настоящей части уста-

навливается исходя из допущения относительно того, что самолет эксплуа-

тируется в пределах заданных ограничений. Ограничения устанавливаются с

достаточным запасом по отношению к условиям, препятствующим обеспечению

безопасности полета самолета, чтобы вероятность авиационных происшест-

вий, имеющих место в результате возникновения таких условий, была край-

не малой.

Инструктивный материал, касающийся выражения "крайне малая вероят-

ность", содержится в Руководстве по летной годности (Doc 9760).

1.3.2. Устанавливаются ограничения диапазонов любых параметров,

изменение которых может поставить под угрозу безопасность эксплуатации

самолета, например массы, Центровки, распределения нагрузок, скоростей,

абсолютной или барометрической высоты, в пределах которых демонстриру-

ется соблюдение всех соответствующих Стандартов настоящей части, при

этом не требуется учитывать сочетания тех условий, которые в принципе

не могут быть реализованы.

Ограничения максимальных эксплуатационных масс и центровок могут

изменяться, например, в зависимости от высоты и различаемых этапов по-

лета, т.е. взлета, полета по маршруту, посадки.

В качестве основных ограничений, устанавливаемых для самолета, мо-

гут рассматриваться, например, следующие параметры:

- максимальная сертифицированная взлетная масса;

- максимальная сертифицированная масса при рулении;

- максимальная сертифицированная посадочная масса;

- максимальная сертифицированная масса без заправки топливом;

- предельно передняя и предельно задняя центровки при различных

конфигурациях самолета (взлетной, полетной, посадочной).

Максимальная эксплуатационная масса может быть ограничена в ре-

зультате применения Стандартов сертификации по шуму.

1.4. Особенности и характеристики, не обеспечивающие безопасность

полета

В пределах всех ожидаемых условий эксплуатации исключается наличие

у самолета каких-либо особенностей или характеристик, не обеспечивающих

безопасность полета.

1.5. Доказательство соответствия

1.5.1. Соблюдение соответствующих требований к летной годности оп-

ределяется на основе данных, полученных в результате проведения либо

испытаний, теоретических расчетов, либо расчетов, основанных на матери-

алах испытаний, при условии, что в каждом случае получаемая точность

расчетов обеспечивает такой же уровень летной годности, как и при не-

посредственном проведении испытаний.

1.5.2. Испытания, указанные в п.1.5.1, проводятся таким образом,

чтобы в достаточной степени гарантировать надежность и правильность

функционирования самолета, его элементов и оборудования в ожидаемых ус-

ловиях эксплуатации.

ГЛАВА 2

ПОЛЕТ

2.1. Общие положения

2.1.1. Соответствие Стандартам, предписанным в главе 2, устанавли-

вается путем проведения летных или других испытаний одного самолета или

нескольких самолетов того типа, для которого требуется сертификат лет-

ной годности, или с помощью расчетов, основанных на материалах этих ис-

пытаний, при условии что полученные путем расчетов результаты обеспечи-

вают такую же точность, как и результаты, полученные при непосредствен-

ном проведении испытаний, или воспроизводят эти результаты испытаний с

запасом.

2.1.2. Соответствие каждому Стандарту устанавливается для всех

применяемых сочетаний масс и центровок самолета в пределах того диапа-

зона нагрузок, для которого требуется проведение сертификации.

2.1.3. В случае необходимости устанавливаются соответствующие кон-

фигурации самолета для определения его летных характеристик на различ-

ных этапах полета и для исследования его летных качеств.

2.2. Летно-технические характеристики

2.2.1. Общие положения

2.2.1.1. Данные о летно-технических характеристиках самолета опре-

деляются в достаточном объеме и приводятся в руководстве по летной экс-

плуатации самолета в целях представления эксплуатантам необходимой ин-

формации для определения полной массы самолета на основе специфических

для предполагаемого полета значений соответствующих эксплуатационных

параметров с тем, чтобы полет мог быть выполнен с достаточной степенью

гарантии в отношении обеспечения минимального безопасного уровня лет-

но-технических характеристик.

2.2.1.2. Соблюдение летно-технических характеристик, предписанных

для самолета, учитывает возможности человека и, в частности, не требует

исключительно высокой квалификации или повышенного внимания пилота.

2.2.1.3. Летно-технические характеристики, предписанные для само-

лета, совместимы с условиями, оговоренными в п.1.3.1, и условиями экс-

плуатации логически оправданных сочетаний тех систем и оборудования са-

молета, использование которых может повлиять на его летно-технические

характеристики.

2.2.2. Минимальные летно-технические характеристики

При максимальной массе, установленной (см. п.2.2.3) для взлета и

посадки в зависимости от превышения аэродрома над уровнем моря или ба-

рометрической высоты в условиях стандартной атмосферы или в указанных

атмосферных условиях при отсутствии ветра, а для гидросамолетов - в

указанных условиях при спокойном состоянии воды, самолет способен обес-

печивать достижение минимальных характеристик, указанных, соответствен-

но, в п.п. 2.2.2.1 и 2.2.2.2 без учета препятствий или длины разбега

(пробега) по ВПП или водной поверхности.

Примечание. Настоящий Стандарт позволяет предписывать, в руководс-

тве по летной эксплуатации самолета максимальные взлетную и посадочную

массы самолета в зависимости, например, от:

- превышения аэродрома; или

- барометрической высоты на уровне аэродрома; или

- барометрической высоты и температуры окружающего воздуха на

уровне аэродрома, так, чтобы он легко мог использоваться при применении

национальных норм к летно-эксплуатационным ограничениям, устанавливае-

мым для самолета.

2.2.2.1. Взлет

а) Самолет обладает способностью выполнять взлет, допуская отказ

критического двигателя (см. п.2.2.3), при работе остальных двигателей в

пределах ограничений их взлетной мощности.

b) По окончании периода, в течение которого может быть использован

режим взлетной мощности, самолет обладает способностью продолжать набор

высоты при неработающем критическом двигателе и при работе остальных

двигателей в пределах их максимального продолжительного режима мощности

до высоты, которую он может выдерживать и на которой он может выполнять

круг над аэродромом.

с) Минимальные летно-технические характеристики на всех этапах

взлета и набора высоты являются достаточными для того, чтобы в услови-

ях, слегка отличающихся от идеализированных условий, для которых пред-

писаны данные о летно-технических характеристиках (см. п.2.2.3), были

обеспечены пропорциональные отклонения от предписанных значений.

2.2.2.2. Посадка

а) В случае прерванного захода на посадку самолет обладает способ-

ностью, начиная этот маневр в конфигурации захода на посадку и при не-

работающем критическом двигателе, продолжать полет до такой точки, от

которой он сможет выполнить повторный заход на посадку.

Ь) В случае прерванной посадки самолет обладает способностью, на-

чиная этот маневр в посадочной конфигурации, совершить набор высоты со

всеми работающими двигателями.

2.2.3. Летно-технические характеристики, предписываемые в руко-

водстве по летной эксплуатации самолета

Летно-технические характеристики определяются и предписываются в

руководстве по летной эксплуатации таким образом, чтобы их применение

на основе правил производства полетов, в соответствии с которыми само-

лет должен эксплуатироваться, обеспечивало удовлетворительное с точки

зрения безопасности соответствие летно-технических характеристик само-

лета с условиями на аэродромах и маршрутах, на которых он может исполь-

зоваться. Данные о летно-технических характеристиках определяются и

предписываются для нижеследующих этапов полета, при этом учитываются

диапазоны масс, высот (абсолютных или барометрических), скоростей вет-

ра, уклонов взлетных и посадочных поверхностей для сухопутных самоле-

тов, состояние водной поверхности, плотность воды и скорость течения

для гидросамолетов, а также любые другие эксплуатационные параметры,

применительно к которым самолет должен быть сертифицирован.

2.2.3.1. Взлет. Данные о взлетных характеристиках включают дистан-

цию прерванного взлета и траекторию взлета.

2.2.3.1.1. Дистанция прерванного взлета. Дистанция прерванного

взлета представляет собой расстояние, необходимое для разбега и оста-

новки, а для гидросамолета - для разбега и уменьшения скорости до дос-

таточно малого значения, допуская внезапный отказ критического двигате-

ля в точке, расположенной от линии старта не ближе, чем точка отказа,

предполагаемая при определении траектории взлета (см. п.2.2.3.1.2).

2.2.3.1.2. Траектория взлета. Траектория взлета включает разбег по

земле или воде, начальный набор высоты и набор высоты при взлете, пред-

полагая внезапный отказ критического двигателя во время взлета (см.

п.2.2.3.1.1). Траектория взлета предписывается в руководстве по летной

эксплуатации самолета до некоторой высоты, которую самолет может выдер-

живать и на которой он может выполнять круг над аэродромом. Набор высо-

ты при взлете производится на скорости, не меньшей, чем безопасная ско-

рость взлета, определенная в соответствии с п.2.3.1.3.

2.2.3.2. Полет по маршруту. Характеристики набора высоты при поле-

те по маршруту представляют собой характеристики набора высоты (или

снижения) при полетной конфигурации самолета, когда:

а) один критический двигатель не работает; и

Ь) два критических двигателя не работают (у самолетов с тремя и

более двигателями).

Режим мощности работающих двигателей не превышает режима макси-

мальной продолжительной мощности.

2.2.3.3. Посадка. Посадочная дистанция представляет собой горизон-

тальное расстояние, которое проходит самолет от точки, находящейся на

траектории захода на посадку и расположенной на выбранной высоте над

посадочной поверхностью, до той точки на посадочной поверхности, где

самолет полностью останавливается, а для гидросамолета - до точки, в

которой скорость гасится до достаточно малого значения. Выбираемая вы-

сота над посадочной поверхностью и скорость захода на посадку увязыва-

ются соответствующим образом с практикой производства полетов. Эта дис-

танция может быть дополнена необходимым запасом расстояния. В этом слу-

чае между выбранной высотой над посадочной поверхностью, скоростью за-

хода на посадку и запасом расстояния устанавливается соответствующая

взаимосвязь с учетом как нормальных условий эксплуатации, так и допус-

тимых отклонений от них.

Примечание. Если посадочная дистанция включает запас расстояния,

указанный в настоящем Стандарте, то нет необходимости учитывать предпо-

лагаемые отклонения в технике пилотирования при выполнении захода на

посадку и посадки, когда применяется п.5.2.11 части I Приложения 6.

2.3. Летные качества

Самолет соответствует Стандартам п.2.3 на всех высотах вплоть до

ожидаемой максимальной высоты, относящейся к данному конкретному требо-

ванию, при всех температурных условиях, которые возможны на рассматри-

ваемой высоте и предписаны для самолета.

2.3.1. Управляемость

Самолет сохраняет управляемость и маневренность во всех ожидаемых

условиях эксплуатации, при этом обеспечивается возможность плавного пе-

рехода от одного режима полета к другому (например, при разворотах,

скольжениях, изменении режима мощности двигателей, изменении конфигура-

ции самолета), не требуя от пилота исключительно высокого мастерства,

повышенного внимания или чрезмерных физических усилий даже в случае от-

каза какого-либо двигателя. Устанавливается техника управления самоле-

том, обеспечивающая безопасность на всех этапах полета и при всех кон-

фигурациях самолета, для которых предписаны соответствующие летно-тех-

нические характеристики.

Примечание. Данный Стандарт, помимо всего прочего, предназначен

обеспечивать эксплуатацию самолета при отсутствии заметной атмосферной

турбулентности, а также для гарантии того, что турбулентное состояние

воздуха не приводит к чрезмерному ухудшению летных качеств.

2.3.1.1. Управляемость на земле (или на воде). Самолет управляем

на земле (или на воде) во время руления, взлета или посадки в ожидаемых

условиях эксплуатации.

2.3.1.2. Управляемость при взлете. Самолет сохраняет управляемость

в случае внезапного отказа критического двигателя в любой момент взле-

та, когда методика пилотирования самолета соответствует той, которая

предусматривается для предписанных в руководстве по летной эксплуатации

траекторий взлета и дистанций прерванного взлета.

2.3.1.3. Безопасная скорость взлета. Безопасная скорость взлета,

принятая при определении взлетных характеристик самолетов (после отрыва

от земли или воды), обеспечивает достаточный запас относительно скорос-

ти сваливания и минимальной скорости, при которой самолет сохраняет уп-

равляемость после внезапного отказа критического двигателя.

2.3.2. Балансировка

Самолет имеет такую балансировку и такие другие характеристики,

которые гарантируют, что требования, предъявляемые к вниманию пилота и

его способности выдерживать желаемые условия полета, не являются чрез-

мерными, учитывая при этом этап полета, на котором возникают эти требо-

вания, и продолжительность их действия. Это положение применяется как к

условиям нормальной эксплуатации, так и к условиям отказа одного или

нескольких двигателей, для которых установлены летно-технические харак-

теристики.

2.3.3. Устойчивость

Самолет обладает такой устойчивостью в отношении его других лет-

но-технических характеристик, прочности конструкции и наиболее вероят-

ных условий эксплуатации (например, конфигураций самолета и диапазона

его скоростей), которая не допускает, чтобы требования, предъявляемые к

пилоту в отношении концентрирования внимания, были чрезмерными, учиты-

вая этап полета, на котором возникают эти требования, и продолжитель-

ность их действия. Однако устойчивость самолета не является такой, ког-

да предъявляемые к усилиям пилота требования становятся чрезмерными и

безопасности самолета угрожает отсутствие или недостаточность маневрен-

ности в аварийных условиях.

2.3.4. Сваливание

2.3.4.1. Предупреждение о близости сваливания. В случае приближе-

ния самолета к сваливанию в прямолинейном полете и во время разворота

при работе всех двигателей или при одном неработающем двигателе, при

всех допустимых конфигурациях самолета и режимах мощности двигателей,

исключая условия, которые считаются несущественными для обеспечения бе-

зопасности полета, пилот получает ясное и недвусмысленное предупрежде-

ние о близости сваливания. Предупреждение о близости сваливания и дру-

гие характеристики самолета позволяют пилоту прекратить процесс разви-

тия сваливания после появления предупреждающих признаков и полностью

сохранить управление самолетом, не изменяя режим мощности двигателя.

2.3.4.2. Поведение самолета после сваливания. При любых конфигура-

циях самолета и режимах мощности двигателей, в отношении которых счита-

ется важной способность к выходу из сваливания, поведение самолета пос-

ле сваливания не носит столь экстремального характера, чтобы, не превы-

шая ограничений по воздушной скорости или перегрузке, влияющей на проч-

ность, было трудно быстро вывести его из сваливания. Допускается дрос-

селирование работающих двигателей при выводе самолета из сваливания.

2.3.4.3. Скорости сваливания. Для конфигурации, соответствующей

каждому этапу полета (т.е. взлету, полету по маршруту, посадке), уста-

навливаются скорости сваливания или минимальные скорости установившего-

ся полета. Одно из значений мощности, используемых при установлении

скоростей сваливания, не превышает значения, необходимого для получения

нулевой тяги при скорости, незначительно превышающей скорость свалива-

ния.

2.3.5. Флаттер и вибрация

Путем проведения соответствующих испытаний демонстрируется отсутс-

твие вероятности возникновения флаттера и чрезмерной вибрации всех час-

тей самолета при всех его конфигурациях и скоростях полета в пределах

эксплуатационных ограничений (см. п.1.3.2). Не допускается тряска, спо-

собная нарушить управление самолетом, вызвать повреждения конструкции

или чрезмерную утомляемость экипажа.

Примечание. Тряска, предупреждающая о близости сваливания, счита-

ется желательной, и устранение такой тряски не предусматривается.

ГЛАВА 3

КОНСТРУКЦИИ

3.1. Общие положения

Стандарты главы 3 применяются к конструкции, включающей все эле-

менты и части самолета, разрушение которых может создать для него серь-

езную опасность.

3.1.1. Масса и распределение массы

При отсутствии других указаний все Стандарты, касающиеся конструк-

ции, соблюдаются при значениях массы в пределах возможного диапазона и

при наиболее неблагоприятном распределении массы в пределах эксплуата-

ционных ограничений, на основе которых требуется проведение сертифика-

ции.

3.1.2. Предельные нагрузки

При отсутствии других указаний, внешние нагрузки и соответствующие

инерционные нагрузки или силы сопротивления, полученные для различных

условий нагружения, указанных в п.п. 3.3, 3.4 и 3.5, рассматриваются

как предельные нагрузки.

3.1.3. Прочность и деформации

При различных условиях нагружения, указанных в п.п. 3.3, 3.4 и

3.5, не допускается, чтобы какой-либо элемент конструкции самолета под-

вергался опасной деформации при всех нагрузках вплоть до предельной

включительно. Конструкция самолета способна выдерживать разрушающую

расчетную нагрузку.

3.2. Воздушные скорости

3.2.1. Расчетные воздушные скорости

Устанавливаются такие расчетные воздушные скорости, с учетом кото-

рых рассчитывается конструкция самолета на прочность, чтобы выдерживать

маневренные нагрузки и нагрузки от порывов в соответствии с положениями

п.3.3. При установлении расчетных воздушных скоростей рассматриваются

следующие скорости:

a) VA - расчетная скорость маневрирования;

b) Vb - скорость, при которой конструкция может выдерживать верти-

кальный порыв, обладающий максимальной скоростью, принимаемой в соот-

ветствии с п.3.3.2;

c) Vc - скорость, которая, как предполагается, не будет превышать-

ся в нормальном крейсерском полете с учетом возможного влияния возмуще-

ний при полете в турбулентной атмосфере;

d) VD - максимальная скорость пикирования, которая в такой доста-

точной мере превышает скорость, указанную в подпункте с), чтобы исклю-

чалась вероятность превышения такой расчетной скорости в результате

непредвиденного увеличения скорости в ожидаемых условиях эксплуатации с

учетом летных качеств и других характеристик самолета;

e) VE1 - VEn - максимальные скорости, при которых возможен выпуск

закрылков или шасси или возможны другие изменения конфигурации.

Скорости VA, Vb, Vc и Ve, указанные в подпунктах а), Ь), с) и е),

превышают скорость сваливания самолета на достаточную величину для пре-

дотвращения потери управляемости при полете в турбулентной атмосфере.

3.2.2. Ограничения по воздушной скорости

В руководство по летной эксплуатации самолета как часть эксплуата-

ционных ограничений (см. п.9.2.2) включаются ограничения по воздушной

скорости, определенные на основе соответствующих расчетных воздушных

скоростей с добавлением в надлежащих случаях необходимых запасов сог-

ласно п.1.3.1.

3.3. Нагрузки в полете

Условия нагружения в полете, приведенные в п.п. 3.3.1, 3.3.2 и

3.5, рассматриваются для диапазона значений массы и ее распределений,

указанных в п.3.1.1, и при воздушных скоростях, установленных в соот-

ветствии с п.3.2.1. Во внимание принимаются случаи как несимметричного,

так и симметричного нагружения. Аэродинамические, инерционные и другие

нагрузки, возникающие в результате предписанных условий нагружения,

распределяются таким образом, чтобы они приближались к фактическим ус-

ловиям нагружения или воспроизводили эти условия с запасом.

3.3.1. Маневренные нагрузки

Маневренные нагрузки рассчитываются на основе перегрузок при ма-

неврах, допускаемых эксплуатационными ограничениями. Их величина уста-

навливается не ниже тех значений, которые согласно имеющемуся опыту со-

ответствуют ожидаемым условиям эксплуатации.

3.3.2. Нагрузки от порывов

Нагрузки от порывов рассчитываются для тех значений скоростей и

градиентов вертикальных и горизонтальных порывов, которые согласно ста-

тистическим или другим имеющимся данным будут соответствовать ожидаемым

условиям эксплуатации.

3.4. Нагрузки от воздействия земли и водной поверхности

Конструкция способна выдерживать все нагрузки от реакции земли или

поверхности воды, возникающие при рулении, взлете и посадке.

3.4.1. Условия посадки

Условия посадки с расчетной взлетной и с расчетной посадочной мас-

сой включают такие симметричные и несимметричные положения самолета в

момент соприкосновения с землей или водой, а также такие скорости сни-

жения и прочие факторы, влияющие на нагрузки, действующие на конструк-

цию, которые могут иметь место в ожидаемых условиях эксплуатации.

3.5. Различные нагрузки

В дополнение к маневренным нагрузкам, нагрузкам от порывов, воз-

действия земли и водной поверхности (или одновременно с этими нагрузка-

ми) рассматриваются все прочие нагрузки (аэродинамические нагрузки на

поверхности управления, наддув кабины, влияние работы двигателей, наг-

рузки за счет изменений конфигурации и т.п.), которые могут возникать в

ожидаемых условиях эксплуатации.

3.6. Флаттер, дивергенция и вибрация

Конструкция самолета рассчитывается таким образом, чтобы при ско-

ростях полета, находящихся как в пределах эксплуатационных ограничений,

так и на достаточную величину превышающих эти ограничения, которые со-

ответствуют положениям п.1.3.1, не возникали такие явления, как флат-

тер, дивергенция конструкции (т.е. неустойчивая деформация конструкции,

вызванная аэродинамическими нагрузками) и потеря управляемости в ре-

зультате деформации конструкции. Обеспечивается такая достаточная проч-

ность конструкции, чтобы она выдерживала вибрации и тряску, которые мо-

гут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

3.7. Усталостная прочность

Прочность и технология изготовления конструкции самолета таковы,

что вероятность опасного усталостного разрушения конструкции самолета

при действии повторных нагрузок и вибрационных нагрузок в ожидаемых ус-

ловиях эксплуатации является крайне малой.

ГЛАВА 4

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО

4.1. Общие положения

Детали проектирования и производства в достаточной степени гаран-

тируют, что все части самолета будут способны эффективно и надежно ра-

ботать в ожидаемых условиях эксплуатации. Они основываются на практике,

которая, как показывает опыт, является удовлетворительной или которая

подтверждается специальными испытаниями или другими соответствующими

исследованиями, или теми и другими вместе. Они также учитывают аспекты

человеческого фактора.

4.1.1. Подтверждающие испытания

Работа всех подвижных частей, имеющих существенное значение для

безопасной эксплуатации самолета, демонстрируется с помощью соответс-

твующих испытаний, чтобы подтвердить их правильное функционирование во

всех возможных для этих частей эксплуатационных условиях.

4.1.2. Материалы

Все материалы, используемые при изготовлении тех частей самолета,

которые имеют существенное значение для его безопасной эксплуатации,

отвечают утвержденным техническим требованиям. Утвержденные технические

требования представляют собой такие требования, в результате введения

которых все материалы, одобренные как удовлетворяющие им, будут обла-

дать основными свойствами, предусмотренными в проекте.

4.1.3. Технология производства

Применяется такая технология производства и сборки, которая обес-

печивает постоянство качества конструкции, обладающей надежностью с

точки зрения сохранения прочности при эксплуатации.

4.1.4. Предохранение

Конструкция предохраняется от снижения или потери прочности в ходе

эксплуатации вследствие атмосферных воздействий, коррозии, износа или

других причин, которые могут остаться незамеченными, принимая во внима-

ние тот уровень технического обслуживания, который будет обеспечиваться

при эксплуатации самолета.

4.1.5. Проверка

Принимаются надлежащие меры, позволяющие проводить любые необходи-

мые проверки, замену или ремонт тех деталей и частей самолета, которые

в этом нуждаются, либо на периодической основе, либо после попадания в

необычно сложные условия эксплуатации.

4.1.6. Особенности проектирования систем

Особое внимание уделяется таким особенностям проектирования, кото-

рые оказывают влияние на способность летного экипажа сохранять управле-

ние полетом. К таким особенностям проектирования относятся по крайней

мере следующие:

a) Органы и системы управления. Органы и системы управления проек-

тируются таким образом, чтобы сводить к минимуму возможность заедания,

выполнения непреднамеренных маневров или самопроизвольного включения

стопорных устройств поверхностей управления.

b) Живучесть систем:

1) Системы самолетов с максимальной сертифицированной взлетной

массой более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек, заяв-

ка на сертификацию которых была представлена 12 марта 2000 года или

после этой даты, проектируются, монтируются и физически размещаются от-

дельно таким образом, чтобы в максимальной степени обеспечить возмож-

ность безопасного продолжения полета и посадки после любого события,

приведшего к повреждению конструкции или систем самолета.

2) Рекомендация. Системы самолетов с максимальной сертифицирован-

ной взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг, заявка на серти-

фикацию которых была представлена 12 марта 2000 года или после этой да-

ты, должны проектироваться, монтироваться и физически размещаться от-

дельно таким образом, чтобы в максимальной степени обеспечить возмож-

ность безопасного продолжения полета и посадки после любого события,

приведшего к повреждению конструкции или систем самолета.

c) Кабина экипажа. Кабина экипажа проектируется таким образом,

чтобы свести к минимуму возможность неправильного или затруднительного

использования экипажем органов управления вследствие усталости членов

экипажа, путаницы или каких-либо препятствий. При этом внимание уделя-

ется, как минимум, расположению и четкому обозначению органов управле-

ния и приборов, обеспечению быстрого обнаружения аварийных ситуаций,

направлению отклонения рычагов управления; внимание уделяется также

вентиляции, отоплению и уровню шума.

d) Обзор из кабины экипажа. Для безопасной эксплуатации самолета

компоновка кабины экипажа является такой, чтобы обеспечивался достаточ-

но широкий, незатененный и неискаженный обзор, при этом исключается по-

явление бликов и отражений, мешающих обзору. Лобовое стекло кабины эки-

пажа проектируется таким образом, чтобы обеспечивать в условиях выпаде-

ния осадков достаточный обзор для нормального выполнения полета, а так-

же для выполнения захода на посадку и посадки.

e) Меры на случай аварийных ситуаций. Обеспечиваются средства, ко-

торые либо автоматически предотвращают, либо позволяют членам летного

экипажа устранять аварийные ситуации, связанные с предвидимыми отказами

оборудования и систем, выход из строя которых будет угрожать безопас-

ности самолета. Принимаются достаточные меры к тому, чтобы было обеспе-

чено поддержание необходимых функций после отказов двигателя или систем

в том объеме, в каком такие отказы учтены в ограничениях на летно-тех-

нические и эксплуатационные характеристики, предусмотренных в Стандар-

тах настоящих Правил.

f) Меры предосторожности против пожаров. Конструкция самолета и

материалы, используемые при его изготовлении, включая материалы интерь-

ера салона, заменяемые при значительном обновлении салона, являются та-

кими, что они сводят к минимуму возможность пожара в полете и на земле,

а также сводят к минимуму выделение дыма и токсичных газов в случае по-

жара. Обеспечиваются средства для локализации или обнаружения и ликви-

дации очагов пожара, которые могут возникнуть, таким образом, чтобы для

самолета не создавалось никакой дополнительной опасности.

g) Тушение пожара. На самолетах, заявка на сертификацию которых

была представлена 12 марта 2000 года или после этой даты, системы пожа-

ротушения в грузовых отсеках, включая их огнегасящие вещества, проекти-

руются с учетом возможности внезапного возникновения интенсивного пожа-

ра, например, вызванного взрывным или зажигательным устройством или

опасными грузами.

h) Защита людей на борту самолета:

1) На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек, заявка на

сертификацию которых была представлена 12 марта 2000 года или после

этой даты, при проектировании самолета принимаются меры к тому, чтобы

предотвратить возможность разгерметизации кабины и вредного действия

дыма или других токсичных газов, в том числе выделяемых взрывными или

зажигательными устройствами или опасными грузами, которые могут привес-

ти к потере работоспособности находящихся на борту людей.

2) Рекомендация. На самолетах с максимальной сертифицированной

взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг, заявка на сертифика-

цию которых была представлена 12 марта 2000 года или после этой даты,

при проектировании самолета принимаются меры к тому, чтобы предотвра-

тить возможность разгерметизации кабины и вредного действия дыма или

других токсичных газов (в том числе выделяемых взрывными или зажига-

тельными устройствами или опасными грузами), которые могут привести к

потере работоспособности находящихся на борту людей.

i) Защита кабины летного экипажа от дыма и газов.

1) На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек, заявка на

сертификацию которых была представлена 12 марта 2000 года или после

этой даты, обеспечиваются средства сведения к минимуму вероятности про-

никновения в кабину летного экипажа дыма, газов и ядовитых паров, обра-

зующихся в результате взрыва или пожара на самолете.

2) Рекомендация. На самолетах с максимальной сертифицированной

взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг, заявка на сертифика-

цию которых была представлена 12 марта 2000 года или после этой даты,

должны обеспечиваться средства сведения к минимуму вероятности проник-

новения в кабину летного экипажа дыма, газов и ядовитых паров, образую-

щихся в результате взрыва или пожара на самолете.

4.1.7. Меры на случай аварийной посадки

4.1.7.1. В конструкции самолета предусматриваются средства для за-

шиты находящихся на борту людей в случае аварийной посадки от пожара и

последствий непосредственного воздействия перегрузок при торможении, а

также от телесных повреждений, связанных с воздействием перегрузок при

торможении на внутрикабинное оборудование самолета.

4.1.7.2. Обеспечиваются средства для быстрого покидания самолета в

условиях, возникновение которых вероятно после аварийной посадки. Эти

средства предусматриваются с учетом пассажировместимости самолета и

числа мест для его экипажа.

4.1.7.3. Внутренняя компоновка салона, расположение и количество

аварийных выходов, включая средства указания и освещения аварийных вы-

ходов и подходов к ним, являются такими, что они обеспечивают эвакуацию

из самолета в условиях, возникновение которых вероятно после аварийной

посадки.

4.1.7.4. Самолеты, сертифицированные с учетом возможности вынуж-

денной посадки на воду, проектируются таким образом, чтобы в максималь-

ной степени гарантировать безопасную эвакуацию пассажиров и членов эки-

пажа при вынужденной посадке на воду.

4.1.8. Наземное обслуживание

При проектировании самолета принимаются достаточные меры для того,

чтобы свести к минимуму риск нанесения при наземном обслуживании (бук-

сировке, подъеме домкратами и т.п.) повреждений, которые могут остаться

незамеченными, деталям и частям самолета, имеющим существенное значение

для обеспечения его безопасной эксплуатации. При этом могут учитываться

меры безопасности, обеспечиваемые введением ограничений и инструкций в

отношении такого рода наземного обслуживания.

ГЛАВА 5

ДВИГАТЕЛИ

5.1. Область применения

Стандарты главы 5 применяются к двигателям всех типов, используе-

мым на самолете в качестве основных двигателей.

5.2. Проектирование, производство и эксплуатация

Двигатель со своими агрегатами проектируется и изготавливается та-

ким образом, чтобы он надежно работал в пределах установленных ограни-

чений в ожидаемых условиях эксплуатации, когда он установлен на самоле-

те надлежащим образом в соответствии с положениями главы 7 и, если это

необходимо, оборудован соответствующим воздушным винтом.

5.3. Заявленные режимы работы, условия и ограничения

Заявляются режимы мощности и атмосферные условия, на основе кото-

рых они рассчитаны, а также все эксплуатационные условия и ограничения,

которыми следует руководствоваться при эксплуатации двигателя.

5.4. Испытания

Двигатель данного типа удовлетворительно проходит такие испытания,

какие необходимы для проверки действительности заявленных режимов рабо-

ты, условий и ограничений, а также для гарантии удовлетворительной и

надежной работы. Испытания, по крайней мере, включают следующее:

a) Тарировка мощности. Проводятся испытания для установления ха-

рактеристик мощности или тяги как нового двигателя, так и прошедшего

испытания, указанные в подпунктах Ь) и с). По окончании всех предписан-

ных испытаний отсутствует чрезмерное уменьшение мощности.

b) Работа двигателя. Проводятся испытания для обеспечения гарантии

того, что запуск, режим малого газа, приемистость, вибрация, раскрутка

и другие характеристики являются удовлетворительными, а также чтобы

продемонстрировать достаточный запас, позволяющий предотвратить детона-

цию, помпаж или другие опасные явления, которые могут возникать в дви-

гателе рассматриваемого типа.

c) Выносливость. Проводятся достаточно продолжительные испытания

при таких режимах мощности, значениях тяги, числах оборотов и других

эксплуатационных условиях, которые необходимы для проверки надежности и

долговечности двигателя. Эти испытания охватывают также работу в усло-

виях, превышающих заявленные ограничения, но в той степени, в какой эти

ограничения могут превышаться при действительной эксплуатации.

ГЛАВА 6

ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ

6.1. Область применения

Стандарты главы 6 применяются к воздушным винтам всех типов.

6.2. Проектирование, производство и эксплуатация

Воздушный винт вместе с его агрегатами проектируется и изготавли-

вается таким образом, чтобы он надежно работал в пределах установленных

эксплуатационных ограничений в ожидаемых условиях эксплуатации, когда

он соответствует двигателю и установлен на самолете согласно положениям

главы 7.

6.3. Заявленные режимы работы, условия и ограничения

Заявляются режимы работы и все эксплуатационные условия и ограни-

чения, которые предназначены для регламентирования эксплуатации воздуш-

ного винта.

6.4. Испытания

Воздушный винт данного типа удовлетворительно проходит такие испы-

тания, какие необходимы для гарантии его удовлетворительной и надежной

работы в пределах заявленных режимов работы, условий и ограничений. Ис-

пытания, по крайней мере, включают следующее:

a) Работа воздушного винта. Проводятся испытания для обеспечения

гарантии того, что прочностные и вибрационные характеристики и характе-

ристики заброса оборотов являются удовлетворительными, а также чтобы

продемонстрировать правильную и надежную работу механизмов управления и

изменения шага винта.

b) Выносливость. Проводятся достаточно продолжительные испытания

при таких режимах мощности, числах оборотов и других эксплуатационных

условиях, которые необходимы для проверки надежности и долговечности

воздушного винта.

ГЛАВА 7

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

7.1. Общие положения

7.1.1. Применяемые Стандарты

Силовая установка отвечает Стандартам главы 4 и Стандартам настоя-

щей главы.

7.1.2. Соответствие ограничениям для двигателей и воздушных винтов

Силовая установка проектируется таким образом, чтобы двигатели и

воздушные винты (если они имеются) могли быть использованы в ожидаемых

условиях эксплуатации. В условиях, указанных в руководстве по летной

эксплуатации самолета, самолет способен эксплуатироваться без превыше-

ния ограничений, установленных для двигателей и воздушных винтов в со-

ответствии с положениями глав 5, 6 и 7.

7.1.3. Управление числом оборотов двигателя

В тех силовых установках, в которых продолжающееся вращение ротора

отказавшего двигателя повышает опасность возникновения пожара или серь-

езного разрушения конструкции, обеспечиваются средства, позволяющие

экипажу прекратить в полете это вращение или уменьшить число его оборо-

тов до безопасного уровня.

7.1.4. Повторный запуск двигателя

Обеспечиваются средства для повторного запуска двигателя в полете

на абсолютных высотах вплоть до заявленной максимальной высоты.

7.2. Компоновка и эксплуатация

7.2.1. Независимость двигателей

Силовая установка компонуется и монтируется таким образом, чтобы

каждый двигатель с его системами мог управляться и эксплуатироваться

независимо от других двигателей и чтобы обеспечивалась по крайней мере

одна такая компоновка силовой установки и систем, при которой любой от-

каз (если вероятность такого отказа не является крайне маловероятной)

не мог привести к большей потере мощности, чем при полном отказе крити-

ческого двигателя.

7.2.2. Вибрация воздушных винтов

Определяются вибрационные напряжения в воздушных винтах, и эти

напряжения не превышают значений, которые, как было выявлено, являются

безопасными в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для

самолета.

7.2.3. Охлаждение

Система охлаждения способна поддерживать температуру силовой уста-

новки в установленных пределах (см. п.7.1.2) при температурах окружаю-

щего воздуха вплоть до максимальной, соответствующей предполагаемым ус-

ловиям эксплуатации самолета. В руководстве по летной эксплуатации са-

молета предписываются значения максимальной, а если необходимо, и мини-

мальной температур окружающего воздуха, в пределах которых силовая ус-

тановка пригодна для эксплуатации.

7.2.4. Системы силовой установки

Топливная, масляная системы, система входного устройства, включаю-

щая воздухозаборник и подводящий канал, и другие системы силовой уста-

новки обеспечивают работу каждого двигателя в соответствии с установ-

ленными требованиями при всех условиях, определяющих работу систем

(например, режимах мощности двигателя, положениях и ускорениях самоле-

та, атмосферных условиях, температурах рабочих жидкостей) в пределах

ожидаемых условий эксплуатации.

7.2.5. Противопожарная защита

Для тех зон силовой установки, где потенциальная опасность пожара

особенно велика вследствие близкого расположения источников воспламене-

ния к горючим материалам, в дополнение к общему Стандарту п.4.1.6 е)

предусматривается следующее:

a) Изоляция. Такие зоны изолируются огнестойким материалом от ос-

тальных отсеков самолета, в которых возникновение пожара представило бы

угрозу, являющуюся препятствием к продолжению полета; при этом обраща-

ется внимание на возможные очаги возникновения пожара и пути его расп-

ространения.

b) Воспламеняющиеся жидкости. Элементы систем, содержащие воспла-

меняющиеся жидкости и расположенные в таких зонах, способны не допус-

кать утечку жидкостей в условиях пожара. Обеспечиваются средства, поз-

воляющие экипажу перекрывать подачу воспламеняющихся жидкостей в такие

зоны при возникновении пожара.

c) Система сигнализации о пожаре. Обеспечивается достаточное число

датчиков системы сигнализации о пожаре, расположенных таким образом,

чтобы позволить быстрое обнаружение возникновения любого пожара в таких

зонах.

d) Тушение пожара. Такие зоны обеспечиваются системой пожаротуше-

ния, способной ликвидировать любой пожар, который может в них возник-

нуть, если только степень изоляции, количество горючего, огнестойкость

конструкции и другие факторы являются такими, что любой пожар, который

может возникнуть в данной зоне, не будет угрожать снижением безопаснос-

ти самолета.

ГЛАВА 8

ПРИБОРЫ И ОБОРУДОВАНИЕ

8.1. Необходимые приборы и оборудование

Самолет оснащается утвержденными приборами и оборудованием, необ-

ходимым для обеспечения безопасности полета в ожидаемых условиях экс-

плуатации. Они включают приборы и оборудование, необходимые экипажу для

безопасной эксплуатации самолета в пределах его эксплуатационных огра-

ничений.

При разработке приборов и оборудования и проектировании учитывают-

ся аспекты человеческого фактора.

8.2. Установка приборов и оборудования

Установка приборов и оборудования отвечает Стандартам главы 4.

8.3. Аварийно-спасательное оборудование

Предписанное аварийно-спасательное оборудование, которое, как ожи-

дается, в случае аварии будет использоваться или применяться экипажем

или пассажирами, является доступным, надежным, легко распознаваемым, а

методы его применения указываются с помощью четкой маркировки.

8.4. Аэронавигационные огни и огни предотвращения столкновения

8.4.1. Огни для самолетов, находящихся в полете или на рабочей

площади аэродрома, имеют такую интенсивность, цвет, зону действия и

другие характеристики, которые обеспечивают пилоту другого воздушного

судна или наземному персоналу время, необходимое для интерпретации сиг-

налов и выполнения требуемого маневра для предотвращения столкновения.

Конструкция таких огней должным образом учитывает условия, в которых

они смогут выполнять эти функции.

Вполне возможно, что огни будут наблюдаться на различных фонах,

включая типовое освещение городов, чистое звездное небо, освещенную лу-

ной водную поверхность и дневные условия с низкой фоновой освещен-

ностью. Кроме того, ситуации риска столкновения, вероятнее всего, будут

возникать в аэродромных диспетчерских зонах, в которых воздушные суда

маневрируют на промежуточных и низких эшелонах полета при скоростях

сближения, которые вряд ли превысят 900 км/ч (500 уз.).

Конкретные технические условия на внешние бортовые огни самолета

содержатся в Руководстве по летной годности (Doc 9760).

8.4.2. Огни устанавливаются на самолетах таким образом, чтобы

свести к минимуму возможность того, что они:

a) отрицательно скажутся на удовлетворительном выполнении экипажем

своих обязанностей; или

b) смогут вызвать опасное ослепление внешнего наблюдателя.

С целью предотвращения упомянутых в п.8.4.2 явлений в некоторых

случаях потребуется предусмотреть средства, с помощью которых пилот

сможет уменьшить интенсивность проблесковых огней.

ГЛАВА 9

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ

9.1. Общие положения

Эксплуатационные ограничения, в пределах которых определяется со-

ответствие Стандартам настоящих Правил, вместе с любой другой информа-

цией, необходимой для обеспечения безопасной эксплуатации самолета, до-

водятся до сведения заинтересованных лиц с помощью руководства по лет-

ной эксплуатации самолета, а также маркировки, пояснительных надписей и

таких других средств, благодаря которым это может быть сделано доста-

точно эффективно. Указанные ограничения и информация представляются по

крайней мере в объеме, предусмотренном п.п. 9.2, 9.3 и 9.4.

9.2. Эксплуатационные ограничения

Ограничения, в отношении которых существует риск, что они могут

быть превышены в полете, и которые определяются количественно, выража-

ются в приемлемых единицах, и в их значения при необходимости вносятся

поправки с учетом ошибок в измерениях, позволяющие по имеющимся в рас-

поряжении летного экипажа приборам легко определять те моменты, когда

эти ограничения достигаются.

9.2.1. Ограничения нагрузок

Ограничения нагрузок охватывают все предельные массы, предельные

значения центровки, предельные значения распределения массы и предель-

ные нагрузки на пол (см. п.1.2.2).

9.2.2. Ограничения воздушной скорости

Ограничения воздушной скорости охватывают все значения скорости

(см. п.3.2), которые устанавливаются с учетом целостности конструкции

или летных качеств самолета или прочих соображений. Эти скорости указы-

ваются для соответствующих конфигураций самолета и других относящихся к

ним факторов.

9.2.3. Ограничения, устанавливаемые для силовой установки

Ограничения, устанавливаемые для силовой установки, включают все

ограничения, предписанные для различных элементов силовой установки,

смонтированных на самолете (см. п.п. 7.1.2 и 7.2.3).

9.2.4. Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем

Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем, включают

все ограничения, предписанные для различных элементов оборудования и

систем, смонтированных на самолете.

9.2.5. Различные ограничения

Различные ограничения включают любые необходимые ограничения в от-

ношении условий, которые считаются неблагоприятными для безопасной экс-

плуатации самолета (см. п.1.3.1).

9.2.6. Ограничения, устанавливаемые для летного экипажа

Ограничения, касающиеся летного экипажа, устанавливают минимальное

число членов летного экипажа, необходимое для эксплуатации самолета,

при этом среди прочих факторов учитывается возможность доступа соот-

ветствующих членов экипажа ко всем необходимым органам управления и

приборам, а также возможность выполнения правил, предписанных для ава-

рийных обстоятельств.

9.2.7. Ограничение времени полета после отказа системы или силовой

установки

Ограничения, устанавливаемые для систем, включают максимальное

время полета, для которого определена надежность систем, учитываемая

при выдаче разрешения на производство полетов самолетов с двумя газо-

турбинными силовыми установками с превышением порогового времени.

Максимальное время для конкретного маршрута может быть меньше ве-

личины, определенной в соответствии с п.9.2.7, в силу соответствующих

эксплуатационных соображений.

9.3. Эксплуатационная информация и правила

9.3.1. Приемлемые виды эксплуатации

Перечисляются конкретные виды эксплуатации для которых на основа-

нии соответствия определенным требованиям была продемонстрирована год-

ность самолета.

9.3.2. Данные о нагружении

Данные о нагружении включают величину массы пустого самолета (с

указанием условий, при которых выполнялось взвешивание), сведения о со-

ответствующем положении центра тяжести, а также о точках и линиях отс-

чета, относительно которых указаны предельные значения центровки.

Примечание. Обычно в массу пустого самолета не включается масса

экипажа и коммерческой загрузки, расходуемого топлива и сливаемого мас-

ла. Она включает массу всего постоянного балласта, неотработанного топ-

лива, несливаемого масла, полную массу жидкостей в гидросистеме и сис-

теме охлаждения двигателей.

9.3.3. Правила эксплуатации

Приводятся правила эксплуатации в нормальных и аварийных условиях,

соответствующие данному самолету и необходимые для обеспечения его бе-

зопасности. Сюда включаются правила, которым должен следовать экипаж

при отказе одного или нескольких двигателей.

9.3.4. Сведения о пилотажных характеристиках

Предоставляется достаточная информация о любых необычных или имею-

щих важное значение характеристиках самолета. Указываются скорости сва-

ливания и минимальные скорости установившегося полета, которые должны

устанавливаться в соответствии с п.2.3.4.3.

9.3.5. Наименее опасное место размещения бомбы

На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой бо-

лее 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек, заявка на сер-

тификацию которых была представлена 12 марта 2000 года или после этой

даты, определяется наименее опасное место, в котором могут быть разме-

щены бомба или взрывное устройство, с тем чтобы свести к минимуму пос-

ледствия для самолета в случае детонации.

9.4. Информация о летно-технических характеристиках

Информация о летно-технических характеристиках самолета представ-

ляется в соответствии с требованиями п.2.2. Она включает сведения о

различных конфигурациях самолета, режимах мощности и соответствующих

скоростях, а также сведения, которые могут помочь летному экипажу полу-

чить на практике предписанные летно-технические характеристики.

9.5. Руководство по летной эксплуатации самолета

Обеспечивается предоставление руководства по летной эксплуатации.

В руководстве четко и ясно указывается, к какому конкретному самолету

или серии самолетов оно относится. Руководство по летной эксплуатации

включает, по крайней мере, ограничения, информацию и правила, предпи-

санные в настоящей главе.

9.6. Маркировка и пояснительные надписи

9.6.1. Маркировка и пояснительные надписи на приборах, оборудова-

нии, органах управления и т.д. включают такие ограничения или сведения,

которые требуют непосредственного внимания летного экипажа в полете.

9.6.2. Обеспечиваются маркировка и пояснительные надписи или инс-

трукции в целях предоставления наземному персоналу информации, имеющей

важное значение с точки зрения предотвращения ошибок при наземном обс-

луживании (например, при буксировке, заправке топливом и т.д.), которые

могли бы остаться незамеченными и создать угрозу безопасности последую-

щих полетов самолетов.

ГЛАВА 10

СОХРАНЕНИЕ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ: ИНФОРМАЦИЯ

ПО ТЕХНИЧЕСКОМУ ОБСЛУЖИВАНИЮ

10.1. Общие положения

Обеспечивается информация, которая используется при разработке ме-

тодов поддержания летной годности самолета. Эта информация включает

сведения, указанные в п.п. 10.2, 10.3 и 10.4.

10.3. Информация в программе технического обслуживания

Программа технического обслуживания содержит информацию о работах

по техническому обслуживанию и рекомендуемой периодичности их проведе-

ния.

10.2. Информация о техническом обслуживании

Информация о техническом обслуживании включает описание самолета и

рекомендуемые методы выполнения работ по техническому обслуживанию. Та-

кая информация включает инструктивные указания в отношении выявления

дефектов.

10.4. Информация о техническом обслуживании, обусловленная

утверждением конструкции типа

Указываются работы по техническому обслуживанию и их периодич-

ность, которые установлены в качестве обязательных государством разра-

ботчика при утверждении конструкции типа.

ГЛАВА 11

БЕЗОПАСНОСТЬ

11.1. Самолеты, выполняющие внутренние коммерческие полеты

Рекомендация. Международные стандарты и Рекомендуемая практика,

изложенные в настоящей главе, должны применяться всеми Договаривающими-

ся государствами в отношении самолетов, выполняющих внутренние коммер-

ческие полеты (воздушные перевозки).

11.2. Наименее опасное место размещения бомбы

При проектировании самолетов с максимальной сертифицированной

взлетной массой более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 чело-

век, заявка на сертификацию которых была представлена 12 марта 2000 го-

да или после этой даты, предусматривается наименее опасное место разме-

щения бомбы, с тем чтобы минимизировать воздействие бомбы на самолет и

находящихся на борту людей.

11.3. Защита кабины летного экипажа

На всех самолетах, которые в соответствии с требованиями главы 13

части I Приложения 6 должны иметь дверь кабины летного экипажа утверж-

денной конструкции и заявка на изменение сертификата типа которых с

целью включения конструкции производного типа представлена соответству-

ющему национальному полномочному органу, следует предусмотреть возмож-

ность усиления перегородок, полов и потолков кабины летного экипажа та-

ким образом, чтобы они противостояли пробиванию пулями стрелкового ору-

жия и осколками гранат, а также насильственному вторжению, если эти зо-

ны являются доступными в полете для пассажиров и экипажа.

11.4. Проектирование внутренних элементов конструкции самолета

На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой бо-

лее 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек, заявка на сер-

тификацию которых была представлена 12 марта 2000 года или после этой

даты, внимание уделяется проектированию элементов, которые затруднят

скрытое размещение оружия, взрывчатых веществ или других опасных пред-

метов на борту воздушного судна и упростят процедуры поиска таких пред-

метов.

ЧАСТЬ IIIB

САМОЛЕТЫ С МАССОЙ БОЛЕЕ 5700 КГ, ЗАЯВКА

НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА ПРЕДСТАВЛЕНА 2 МАРТА

2004 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ

РАЗДЕЛ A

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

A.1. Применимость

A.1.1. Стандарты настоящей части применимы ко всем самолетам, ко-

торые указаны в п.АЛ.2 и заявка на выдачу сертификата типа которых

представлена соответствующим национальным полномочным органам 2 марта

2004 года или после этой даты.

A.1.2. За исключением тех Стандартов и Рекомендуемой практики, в

отношении которых предусматривается иная применимость, Стандарты и Ре-

комендуемая практика настоящей части применяются ко всем самолетам с

максимальной сертифицированной взлетной массой более 5700 кг, предназ-

наченным для международных перевозок пассажиров, грузов или почты.

Самолеты, о которых идет речь в п.А.1.2, относятся в ряде госу-

дарств к самолетам транспортной категории.

Нижеследующие Стандарты не содержат количественных требований,

сравнимых с требованиями национальных норм летной годности. Согласно

п.1.2.1 части II эти Стандарты должны быть дополнены требованиями, раз-

работанными, принятыми или признанными Договаривающимися государствами.

A.1.3. Уровень летной годности, определяемый соответствующими час-

тями всеобъемлющих и подробных национальных норм летной годности, упо-

мянутых в п.1.2.1 части II, для самолетов, указанных в п.А.1.2, по

крайней мере в основном эквивалентен общему уровню, определяемому Стан-

дартами широкого плана настоящей части.

A.1.4. Если это не оговорено особо, Стандарты применимы ко всему

самолету, включая силовые установки, системы и оборудование.

A.2. Эксплуатационные ограничения

A.2.1. Ограничения устанавливаются для самолета, его двигателей и

оборудования (см. п.G.2). Соответствие Стандартам настоящей части уста-

навливается исходя из допущения относительно того, что самолет эксплуа-

тируется в пределах заданных ограничений. Ограничения устанавливаются с

учетом коэффициентов безопасности, чтобы вероятность авиационных проис-

шествий, имеющих место по причине нарушения этих ограничений, была

крайне малой.

Примечание. Инструктивный материал, касающийся выражения "крайне

малая вероятность", содержится в Руководстве по летной годности (Doc

9760).

A.2.2. Устанавливаются ограничения диапазонов любых параметров,

изменение которых может поставить под угрозу безопасность эксплуатации

самолета, например массы, центровки, распределения нагрузок, скоростей,

температуры окружающего воздуха и абсолютной или барометрической высо-

ты, в пределах которых демонстрируется соблюдение всех соответствующих

Стандартов настоящей части.

Максимальная эксплуатационная масса может быть ограничена в ре-

зультате применения Стандартов сертификации по шуму.

A.3. Особенности и характеристики, не обеспечивающие безопасность

полета

Во всех ожидаемых условиях эксплуатации исключается наличие у са-

молета каких-либо особенностей или характеристик, не обеспечивающих бе-

зопасность полета.

A.4. Доказательство соответствия

Методы подтверждения выполнения соответствующих требований к лет-

ной годности обеспечивают в каждом случае такую фактическую точность,

которая будет давать обоснованную уверенность в том, что самолет, его

компоненты и оборудование соответствуют требованиям, надежны и правиль-

но функционируют в ожидаемых условиях эксплуатации.

РАЗДЕЛ B

ПОЛЕТ

B.1. Общие положения

B.1.1. Соответствие Стандартам, предписанным в данном разделе, ус-

танавливается путем проведения летных или других испытаний одного само-

лета или нескольких самолетов того типа, для которого требуется серти-

фикат типа, или с помощью расчетов, основанных на материалах этих испы-

таний, при условии, что полученные путем расчетов результаты обеспечи-

вают такую же точность, как и результаты, полученные при непосредствен-

ном проведении испытаний, или воспроизводят эти результаты испытаний с

запасом.

B.1.2. Соответствие каждому Стандарту устанавливается для всех

применяемых сочетаний масс и центровок самолета в пределах того диапа-

зона нагрузок, для которого требуется проведение сертификации.

B.1.3. В случае необходимости устанавливаются соответствующие кон-

фигурации самолета для определения его летных характеристик на различ-

ных этапах полета и для исследования его летных качеств.

B.2. Расчетные летно-технические характеристики

B.2.1. Данные о летно-технических характеристиках самолета опреде-

ляются в достаточном объеме и приводятся в руководстве по летной экс-

плуатации в целях представления эксплуатантам необходимой информации

для определения полной массы самолета на основе специфических для пред-

полагаемого полета значений соответствующих эксплуатационных параметров

с тем, чтобы полет мог быть выполнен с достаточной степенью гарантии в

отношении обеспечения минимального безопасного уровня летно-технических

характеристик.

B.2.2. Реализация предписанных летно-технических характеристик са-

молета учитывает возможности человека и, в частности, не требует исклю-

чительно высокой квалификации или повышенного внимания летного экипажа.

B.2.3. Летно-технические характеристики, предписанные для самоле-

та, совместимы с условиями, оговоренными в п.А.2.1, и условиями эксплу-

атации логически оправданных сочетаний тех систем и оборудования само-

лета, использование которых может повлиять на его летно-технические ха-

рактеристики.

B.2.4. Минимальные летно-технические характеристики

При максимальной массе, установленной (см. п.В.2.7) для взлета и

посадки в зависимости от превышения аэродрома над уровнем моря или ба-

рометрической высоты в условиях стандартной атмосферы или в указанных

атмосферных условиях при отсутствии ветра, а для гидросамолетов - в

указанных условиях при спокойном состоянии воды, самолет способен обес-

печивать достижение минимальных характеристик, указанных соответственно

в п.п. B.2.5 и B.2.6 без учета препятствий или длины разбега (пробега)

по ВПП или водной поверхности.

Примечание. Настоящий Стандарт позволяет предписывать в руководс-

тве по летной эксплуатации самолета максимальные взлетную и посадочную

массы самолета в зависимости, например, от:

- превышения аэродрома; или

- барометрической высоты на уровне аэродрома; или

- барометрической высоты и температуры окружающего воздуха на

уровне аэродрома, так, чтобы он легко мог использоваться при применении

национальных норм к летно-эксплуатационным ограничениям, устанавливае-

мым для самолета.

B.2.5. Взлет

а) Самолет обладает способностью выполнять взлет, допуская отказ

критического двигателя (см. п.B.2.7), при работе остальных двигателей в

пределах ограничений их взлетной мощности или тяги.

b) По окончании периода, в течение которого может быть использован

режим взлетной мощности или тяги, самолет обладает способностью продол-

жать набор высоты при неработающем критическом двигателе и при работе

остальных двигателей в пределах их максимального продолжительного режи-

ма мощности или тяги до высоты, которую он может выдерживать и на кото-

рой он может продолжать безопасный полет и выполнить посадку.

c) Минимальные летно-технические характеристики на всех этапах

взлета и набора высоты являются достаточными для того, чтобы в услови-

ях, слегка отличающихся от идеализированных условий, для которых пред-

писаны данные о летно-технических характеристиках (см. п.В.2.7), были

обеспечены пропорциональные отклонения от предписанных значений.

B.2.6. Посадка

a) В случае прерванного захода на посадку самолет обладает способ-

ностью, начиная этот маневр в конфигурации захода на посадку и при не-

работающем критическом двигателе, продолжать полет до такой точки, от

которой он сможет выполнить повторный заход на посадку.

b) В случае прерванной посадки самолет обладает способностью, на-

чиная этот маневр в посадочной конфигурации, совершить набор высоты со

всеми работающими двигателями.

B.2.7. Регламентирование летно-технических характеристик

Данные о летно-технических характеристиках определяются и регла-

ментируются в руководстве по летной эксплуатации таким образом, чтобы

их применение на основе правил производства полетов, в соответствии с

которыми самолет должен эксплуатироваться (согласно п.5.2 части I При-

ложения 6), обеспечивало безопасную связь летно-технических характерис-

тик самолета с условиями на аэродромах и маршрутах, на которых он может

использоваться. Данные о летно-технических характеристиках определяются

и предписываются для нижеследующих этапов полета, при этом учитываются

диапазоны масс, высот (абсолютных или барометрических), скоростей вет-

ра, уклонов взлетных и посадочных поверхностей для сухопутных самоле-

тов, состояние водной поверхности, плотность воды и скорость течения

для гидросамолетов, а также любые другие эксплуатационные параметры,

применительно к которым самолет должен быть сертифицирован.

a) Взлет. Данные о взлетных характеристиках включают дистанцию

прерванного взлета и траекторию взлета.

b) Дистанция прерванного взлета. Дистанция прерванного взлета

представляет собой расстояние, необходимое для разбега и остановки, а

для гидросамолета - для разбега и уменьшения скорости до достаточно ма-

лого значения, допуская внезапный отказ критического двигателя в точке,

расположенной от линии старта не ближе, чем точка отказа, предполагае-

мая при определении траектории взлета (см. п.В.2.7 с)). Для сухопутных

самолетов эта дистанция основывается на использовании всех комплектов

колесных тормозов при предельно допустимом их износе.

c) Траектория взлета. Траектория взлета включает разбег по земле

или воде, начальный набор высоты и набор высоты при взлете, предполагая

внезапный отказ критического двигателя во время взлета (см. п. В.2.7

Ь)). Траектория взлета предписывается в руководстве по летной эксплуа-

тации до некоторой высоты, после которой самолет может продолжать безо-

пасный полет и выполнить посадку. Набор высоты при взлете производится

на скорости, не меньшей, чем безопасная скорость взлета, определенная в

соответствии с п.В.3.2.4.

d) Полет по маршруту. Характеристики набора высоты при полете по

маршруту представляют собой характеристики набора высоты (или снижения)

при полетной конфигурации самолета, когда:

1) один критический двигатель не работает; и

2) два критических двигателя не работают (у самолетов с тремя и

более двигателями).

Режим работающих двигателей не превышает режима максимальной про-

должительной мощности или тяги.

е) Посадка. Посадочная дистанция представляет собой горизонтальное

расстояние, которое проходит самолет от точки, находящейся на траекто-

рии захода на посадку и расположенной на выбранной высоте над посадоч-

ной поверхностью, до той точки на посадочной поверхности, где самолет

полностью останавливается, а для гидросамолета - до точки, в которой

скорость гасится до достаточно малого значения. Выбираемая высота над

посадочной поверхностью и скорость захода на посадку увязываются соот-

ветствующим образом с практикой производства полетов. Эта дистанция мо-

жет быть дополнена необходимым запасом расстояния. В этом случае между

выбранной высотой над посадочной поверхностью, скоростью захода на по-

садку и запасом расстояния устанавливается соответствующая взаимосвязь

с учетом как нормальных условий эксплуатации, так и допустимых отклоне-

ний от них. Для сухопутных самолетов эта дистанция основывается на ис-

пользовании всех комплектов колесных тормозов при предельно допустимом

их износе.

Если посадочная дистанция включает запас расстояния, указанный в

настоящем Стандарте, то нет необходимости учитывать предполагаемые отк-

лонения в технике пилотирования при выполнении захода на посадку и по-

садки.

B.3. Летные качества

B.3.1. Самолет соответствует Стандартам раздела В.3 на всех высо-

тах вплоть до ожидаемой максимальной высоты, относящейся к данному

конкретному требованию, при всех температурных условиях, которые воз-

можны на рассматриваемой высоте и предписаны для самолета.

B.3.2. Управляемость

B.3.2.1. Самолет сохраняет управляемость и маневренность во всех

ожидаемых условиях эксплуатации, при этом обеспечивается возможность

плавного перехода от одного режима полета к другому (например, при раз-

воротах, скольжениях, изменении режима мощности или тяги двигателей,

изменении конфигурации самолета), не требуя от пилота исключительно вы-

сокого мастерства, повышенного внимания или чрезмерных физических уси-

лий даже в случае отказа какого-либо двигателя. Устанавливается техника

управления самолетом, обеспечивающая безопасность на всех этапах полета

и при всех конфигурациях самолета, для которых предписаны соответствую-

щие летно-технические характеристики.

Этот Стандарт, среди всего прочего, предназначен обеспечивать экс-

плуатацию самолета при отсутствии заметной атмосферной турбулентности,

а также для гарантии того, что турбулентное состояние воздуха не приво-

дит к чрезмерному ухудшению летных качеств.

B.3.2.2. Управляемость на земле (или на воде). Самолет управляем

на земле (или на воде) во время руления, взлета или посадки в ожидаемых

условиях эксплуатации.

B.3.2.3. Управляемость при взлете. Самолет сохраняет управляемость

в случае внезапного отказа критического двигателя в любой момент взле-

та, когда методика пилотирования самолета соответствует той, которая

предусматривается для предписанных в руководстве по летной эксплуатации

траекторий взлета и дистанций прерванного взлета.

B.3.2.4. Безопасная скорость взлета. Безопасная скорость взлета,

принятая при определении взлетных характеристик самолета (после отрыва

от земли или воды), обеспечивает достаточный запас относительно скорос-

ти сваливания и минимальной скорости, при которой самолет сохраняет уп-

равляемость после внезапного отказа критического двигателя.

B.3.3. Балансировка

Самолет имеет такую балансировку и такие другие характеристики,

которые гарантируют что требования, предъявляемые к вниманию пилота и

его способности выдерживать желаемые условия полета, не являются чрез-

мерные, учитывая при этом этап полета, на котором возникают эти требо-

вания, и продолжительность их действия. Это положение применяется как к

условиям нормальной эксплуатации, так и к условиям отказа одного или

нескольких двигателей, для которых установлены летно-технические харак-

теристики.

B.4. Устойчивость и управляемость

B.4.1. Устойчивость

Самолет обладает такой устойчивостью в отношении его других лет-

но-технических характеристик, прочности конструкции и наиболее вероят-

ных условий эксплуатации (например, конфигураций самолета и диапазона

его скоростей), которая не допускает, чтобы требования, предъявляемые к

пилоту в отношении концентрирования внимания, были чрезмерными, учиты-

вая этап полета, на котором возникают эти требования, и продолжитель-

ность их действия. Однако устойчивость самолета не является такой, ког-

да предъявляемые к усилиям пилота требования становятся чрезмерными и

безопасности самолета угрожает отсутствие или недостаточность маневрен-

ности в аварийных условиях. Показывается, что любое сочетание отказов

или условий, которое потребует исключительного пилотажного мастерства,

является практически невероятным. Устойчивость может обеспечиваться ес-

тественными или искусственными способами или их сочетанием. Если выпол-

нение требований к летным характеристикам зависит от системы повышения

устойчивости или любой другой автоматической или приводной системы, по-

казывается соблюдение положений п.D.2 настоящей части.

B.4.2. Сваливание

B.4.2.1. Предупреждение о близости сваливания. В случае приближе-

ния самолета к сваливанию в прямолинейном полете и во время разворота

при работе всех двигателей, при всех допустимых конфигурациях самолета

и режимах мощности или тяги двигателей, исключая условия, которые счи-

таются несущественными для обеспечения безопасности полета, пилот полу-

чает ясное и недвусмысленное предупреждение о близости сваливания. Пре-

дупреждение о близости сваливания и другие характеристики самолета поз-

воляют пилоту прекратить процесс развития сваливания после появления

предупреждающих признаков и полностью сохранить управление самолетом,

не изменяя режим мощности или тяги двигателя.

B.4.2.2. Поведение самолета после сваливания. При любых конфигура-

циях самолета и режимах мощности или тяги двигателей, в отношении кото-

рых считается важной способность к выходу из сваливания, поведение са-

молета после сваливания не носит столь экстремального характера, чтобы,

не превышая ограничений по воздушной скорости или перегрузке, влияющей

на прочность, было трудно быстро вывести его из сваливания.

B.4.2.3. Скорости сваливания

Для конфигурации, соответствующей каждому этапу полета (т.е. взле-

ту, полету по маршруту, посадке), устанавливаются скорости сваливания

или минимальные скорости установившегося полета. Одно из значений мощ-

ности или тяги, используемых при установлении скоростей сваливания, не

превышает значения, необходимого для получения нулевой тяги при скорос-

ти, незначительно превышающей скорость сваливания.

B.4.3. Флаттер и вибрация

B.4.3.1. Путем проведения соответствующих испытаний, анализа или

любого приемлемого сочетания испытаний и анализа демонстрируется от-

сутствие флаттера и чрезмерной вибрации всех частей самолета при всех

его конфигурациях и скоростях полета в пределах эксплуатационных огра-

ничений (см. п.A.2.2). Не допускается вибрация или тряска, способная

вызвать повреждения конструкции.

B.4.3.2. Не допускается вибрация или тряска, способная нарушить

управление самолетом или вызвать чрезмерную утомляемость летного экипа-

жа.

Тряска, предупреждающая о близости сваливания, считается желатель-

ной, и устранение такой тряски не предусматривается.

РАЗДЕЛ C

КОНСТРУКЦИЯ

C.1. Общие положения

Конструкция самолета проектируется, изготовляется и поставляется с

инструкциями по ее техническому обслуживанию и ремонту с целью избежать

разрушения с катастрофическими последствиями в течение всего срока ее

службы.

C.2. Масса и распределение массы

При отсутствии других указаний все Стандарты, касающиеся конструк-

ции, соблюдаются при значениях массы в пределах возможного диапазона и

при наиболее неблагоприятном распределении массы в пределах эксплуата-

ционных ограничений, на основе которых требуется проведение сертифика-

ции.

C.3. Предельные нагрузки

При отсутствии других указаний, внешние нагрузки и соответствующие

инерционные нагрузки или силы сопротивления, полученные для различных

условий нагружения, указанных в п.С.6, рассматриваются как предельные

нагрузки.

C.4. Деформация и предел прочности

При различных условиях нагружения, указанных в п.С.6, не допуска-

ется, чтобы какой-либо элемент конструкции самолета подвергался опасной

деформации при всех нагрузках, вплоть до предельной включительно. Конс-

трукция самолета способна выдерживать разрушающую расчетную нагрузку.

C.5. Воздушные скорости

C.5.1. Расчетные воздушные скорости

Устанавливаются такие расчетные воздушные скорости, с учетом кото-

рых рассчитывается конструкция самолета на прочность, чтобы выдерживать

соответствующие маневренные нагрузки и нагрузки от порывов. Для пре-

дотвращения непреднамеренных превышений вследствие возмущений или изме-

нения атмосферных условий расчетные воздушные скорости обеспечивают

достаточный запас для установления практических эксплуатационных огра-

ничений воздушных скоростей. Кроме того, расчетные воздушные скорости

должны с достаточным запасом превышать скорость сваливания самолета для

предотвращения потери управляемости в турбулентной атмосфере. Предус-

матриваются расчетная скорость маневрирования, расчетная скорость крей-

серского полета, расчетная скорость пикирования и любые другие расчет-

ные воздушные скорости, необходимые для использования конфигураций с

большой подъемной силой или других специальных устройств.

C.5.2. Ограничения по воздушной скорости

В руководство по летной эксплуатации как часть эксплуатационных

ограничений (см. п.G.2) включаются ограничения по воздушной скорости,

определенные на основе соответствующих расчетных воздушных скоростей с

добавлением в надлежащих случаях необходимых запасов согласно п.А.2.1.

C.6. Прочность

C.6.1. Все элементы конструкции проектируются с учетом выдержива-

ния предполагаемых максимальных нагрузок, которые могут иметь место во

всех ожидаемых условиях эксплуатации, без разрушения, остаточной дефор-

мации или нарушения выполняемой функции. При определении этих нагрузок

учитываются следующие факторы:

а) ожидаемый срок службы самолета;

b) характеристики вертикальных и горизонтальных порывов, принимая

во внимание ожидаемые отклонения от профилей полетов, и варианты заг-

рузки;

c) спектр маневров, учитывая при этом отклонения от профилей поле-

тов и варианты загрузки;

d) ассиметричное, а также симметричное нагружение;

e) нагрузки на земле и на воде, включая нагрузки при рулении, по-

садке и взлете, а также нагрузки при обслуживании на земле/воде;

f) диапазон скоростей самолета, учитывая характеристики самолета,

и эксплуатационные ограничения;

g) нагрузки в результате вибрации и тряски;

h) коррозию и другое ухудшение состояния, принимая во внимание

предусмотренное техническое обслуживание и различные условия эксплуата-

ции;

i) любые другие нагрузки, например нагрузки, связанные с управле-

нием полетом, наддувом кабины, работой двигателей, или динамические

нагрузки, обусловленные изменениями установившейся конфигурации.

С.6.2. Аэродинамические, инерционные и другие нагрузки, возникаю-

щие в конкретных условиях нагружения, распределяются таким образом,

чтобы обеспечивалась хорошая аппроксимация фактических условий или эти

условия воспроизводились с запасом.

C.7. Живучесть

Самолет проектируется таким образом, чтобы обеспечивалась макси-

мальная возможная защита находящихся на борту людей в случае разрушения

или повреждения конструкции вследствие соударения с землей, водой или

объектом. Учитываются по крайней мере следующие факторы:

a) возможное столкновение с птицами;

b) поглощение энергии авиационной конструкцией, креслами и привяз-

ными ремнями находящихся на борту людей;

c) вероятное поведение самолета при вынужденной посадке на воду;

d) возможность покидания в кратчайшее возможное время.

C.8. Долговечность конструкции

Самолет проектируется и изготовляется с учетом, насколько это воз-

можно, принципов допустимого повреждения и таким образом, что в течение

его срока службы обеспечивается крайне малая вероятность разрушения с

катастрофическими последствиями, учитывая при этом:

a) ожидаемые условия;

b) ожидаемые повторяющиеся в эксплуатации нагрузки;

c) ожидаемые вибрации, обусловленные аэродинамическим взаимодейс-

твием или внутренними источниками;

d) температурные циклы;

e) случайные повреждения и повреждения от дискретных воздействий;

f) возможную коррозию или другие виды ухудшения состояния;

g) предусмотренное техническое обслуживание;

h) возможные ремонты конструкции.

РАЗДЕЛ D

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО

D.1. Общие положения

D.1.1. Особенности проектирования и производства в достаточной

степени гарантируют, что все части самолета будут способны эффективно и

надежно работать в ожидаемых условиях эксплуатации. Они основываются на

практике, которая, как показывает опыт, является удовлетворительной или

которая подтверждается специальными испытаниями или другими соответс-

твующими исследованиями, или теми и другими вместе. При этом также учи-

тываются аспекты человеческого фактора.

D.1.2. Подтверждение работы подвижных частей

Работа всех подвижных частей, имеющих существенное значение для

безопасной эксплуатации самолета, демонстрируется с помощью соответс-

твующих испытаний, чтобы подтвердить их правильное функционирование во

всех возможных для этих частей эксплуатационных условиях.

D.1.3. Материалы

Все материалы, используемые при изготовлении тех частей самолета,

которые имеют существенное значение для его безопасной эксплуатации,

отвечают утвержденным техническим требованиям. Утвержденные технические

требования представляют собой такие требования, в результате введения

которых все материалы, одобренные как удовлетворяющие им, будут обла-

дать основными свойствами, предусмотренными в проекте. Учитывается вли-

яние материалов на находящихся на борту самолета людей и других лиц на

земле, а также на окружающую среду в целом в нормальных и аварийных си-

туациях.

D.1.4. Технология производства

Применяется такая технология производства и сборки, которая обес-

печивает постоянство качества конструкции, обладающей надежностью с

точки зрения сохранения прочности при эксплуатации.

D.1.5. Предохранение

Конструкция предохраняется от снижения или потери прочности в ходе

эксплуатации вследствие атмосферных воздействии, коррозии, износа или

других причин, которые могут остаться незамеченными, принимая во внима-

ние тот уровень технического обслуживания, который будет обеспечиваться

при эксплуатации самолета.

D.1.6. Проверка

Принимаются надлежащие меры, позволяющие проводить любые необходи-

мые проверки, замену или ремонт тех деталей и частей самолета, которые

в этом нуждаются, либо на периодической основе, либо после попадания в

необычно сложные условия эксплуатации.

D.2. Особенности проектирования систем

Особое внимание уделяется таким особенностям проектирования, кото-

рые оказывают влияние на способность летного экипажа сохранять управле-

ние полетом. К таким особенностям проектирования относятся, по крайней

мере, следующие:

а) Органы и системы управления. Органы и системы управления проек-

тируются таким образом, что:

1) каждый орган и система управления работают легко, плавно и точ-

но в соответствии со своим функциональным назначением;

2) продолжению безопасного полета и выполнению посадки самолета не

препятствует:

i) любой единичный отказ в системе управления, который не является

практически невероятным; или

ii) любое событие, которое приводит к заклиниванию органа управле-

ния полетом в любом обычно встречающемся положении органов управления

полетом;

3) сводится к минимуму возможность заедания, самопроизвольного

срабатывания и непреднамеренного включения стопорных устройств поверх-

ностей управления;

4) каждый элемент каждой системы управления полетом соответствую-

щим образом проектируется или имеет четкое и постоянное клеймо, чтобы

свести к минимуму вероятность неправильной сборки, которая может при-

вести к нарушению работы системы.

b) Живучесть систем.

1) Системы самолетов с максимальной сертифицированной взлетной

массой более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек проек-

тируются, монтируются и физически размещаются отдельно таким образом,

чтобы в максимальной степени обеспечить возможность безопасного продол-

жения полета и посадки после любого события, приведшего к повреждению

конструкции или систем самолета.

2) Рекомендация. Системы самолетов с максимальной сертифицирован-

ной взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг следует проектиро-

вать, монтировать и физически размещать отдельно таким образом, чтобы в

максимальной степени обеспечить возможность безопасного продолжения по-

лета и посадки после любого события, приведшего к повреждению конструк-

ции или систем самолета.

c) Кабина экипажа. Кабина экипажа проектируется таким образом,

чтобы свести к минимуму возможность неправильного или затруднительного

использования экипажем органов управления вследствие усталости членов

экипажа, путаницы или каких-либо препятствий. При этом внимание уделя-

ется, как минимум, расположению и четкому обозначению органов управле-

ния и приборов, обеспечению быстрого обнаружения аварийных ситуаций,

направлению отклонения рычагов управления; внимание уделяется также

вентиляции, отоплению и уровню шума.

d) Обзор из кабины экипажа. Для безопасной эксплуатации самолета

компоновка кабины летного экипажа является такой, чтобы обеспечивался

достаточно широкий, незатененный и неискаженный обзор, при этом исклю-

чается появление бликов и отражений, мешающих обзору. Лобовое стекло

проектируется таким образом, чтобы обеспечивать в условиях выпадения

осадков достаточный обзор для нормального выполнения полета, а также

для выполнения захода на посадку и посадки.

e) Меры на случай аварийных ситуаций. Обеспечиваются средства, ко-

торые либо автоматически предотвращают, либо позволяют членам летного

экипажа устранять аварийные ситуации, связанные с предвидимыми отказами

оборудования и систем, выход из строя которых будет угрожать безопас-

ности самолета. Принимаются достаточные меры к тому, чтобы было обеспе-

чено поддержание необходимых функций после отказов двигателя или систем

в том объеме, в каком такие отказы учтены в ограничениях на летно-тех-

нические и эксплуатационные характеристики, предусмотренных в Стандар-

тах настоящих Правил и частях I и II Приложения 6.

f) Меры предосторожности против пожаров. Конструкция самолета и

материалы, используемые при его изготовлении, являются такими, что они

сводят к минимуму возможность пожара в полете и на земле, сводят к ми-

нимуму выделение дыма и токсичных газов в случае пожара и задерживают

воспламенение кабины. Обеспечиваются средства для локализации или обна-

ружения и ликвидации очагов пожара, которые могут возникнуть, таким об-

разом, чтобы для самолета не создавалось никакой дополнительной опас-

ности. Установленные на самолетах туалеты оборудуются системой обнару-

жения дыма и встроенной системой пожаротушения каждого сборника исполь-

зованных полотенец, бумаги и мусора.

g) Противопожарная защита грузовых отсеков:

1) каждый грузовой отсек, доступный для члена экипажа на пасса-

жирском самолете, оборудуется системой пожаротушения;

2) каждый грузовой отсек, недоступный для члена экипажа, оборуду-

ется встроенной системой обнаружения пожара и встроенной системой лока-

лизации или тушения пожара; и

3) системы пожаротушения в грузовых отсеках, включая их огнегася-

щие вещества, проектируются с учетом возможности внезапного возникнове-

ния интенсивного пожара, например, вызванного взрывным или зажигатель-

ным устройством или опасными грузами.

h) Защита людей на борту самолета.

1) На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек при проекти-

ровании самолета принимаются меры к тому, чтобы предотвратить возмож-

ность разгерметизации кабины и вредного действия дыма или других ток-

сичных газов, в том числе выделяемых взрывными или зажигательными уст-

ройствами или опасными грузами, которые могут привести к потере рабо-

тоспособности находящихся на борту людей.

2) Рекомендация. На самолетах с максимальной сертифицированной

взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг при проектировании са-

молета принимаются меры к тому, чтобы предотвратить возможность разгер-

метизации кабины и вредного действия дыма или других токсичных газов (в

том числе выделяемых взрывными или зажигательными устройствами или

опасными грузами), которые могут привести к потере работоспособности

находящихся на борту людей.

i) Защита кабины летного экипажа от дыма и газов.

1) На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек обеспечивают-

ся средства сведения к минимуму вероятности проникновения в кабину лет-

ного экипажа дыма, газов и ядовитых паров, образующихся в результате

взрыва или пожара на самолете.

2) Рекомендация. На самолетах с максимальной сертифицированной

взлетной массой свыше 5700, но не более 45500 кг должны обеспечиваться

средства сведения к минимуму вероятности проникновения в кабину летного

экипажа дыма, газов и ядовитых паров, образующихся в результате взрыва

или пожара на самолете.

D.3. Аэроупругость

Для выполнения положений п.А.2.1 на самолете обеспечивается исклю-

чение флаттера, дивергенции конструкции и потери управляемости вследс-

твие деформации конструкции и аэроупругих воздействий на всех скоростях

в пределах и в достаточной мере за пределами расчетного диапазона их

значений. Учитываются характеристики самолета и различия мастерства и

рабочей нагрузки пилотов. Для исключения связанных с аэроупругостью

проблем в течение срока службы самолета устанавливаются интервалы тех-

нического обслуживания и осуществляется контроль.

D.4. Особенности размещения людей на борту

D.4.1. Кресла и привязные ремни

Обеспечиваются надлежащие кресла и привязные ремни для находящихся

на борту людей, учитывая при этом вероятные нагрузки, возникающие в по-

лете и при аварийной посадке. Уделяется внимание сведению к минимуму

телесных повреждений находящихся на борту людей вследствие контакта с

окружающими элементами конструкции в процессе эксплуатации самолета.

D.4.2. Условия в кабине

Системы вентиляции, отопления и, где они применяются, наддува про-

ектируются с учетом обеспечения в кабине надлежащих условий при выпол-

нении предполагаемого полета и операций на земле или на воде. При про-

ектировании систем учитываются также вероятные аварийные условия.

D.5. Электрическая металлизация и защита от молнии и статического

электричества

D.5.1. Электрическая металлизация и защита от молнии и статическо-

го электричества обеспечивают:

a) защиту самолета, его систем, находящихся на борту людей и тех,

кто соприкасается с самолетом на земле или на воде, от опасных воздейс-

твий молнии и электрического удара;

b) предотвращение опасного накопления электростатического заряда.

D.5.2. Обеспечивается также зашита самолета от катастрофических

последствий воздействия молнии. Должное внимание уделяется материалам,

используемым в конструкции самолета.

D.6. Меры на случай аварийной посадки

D.6.1. В конструкции самолета предусматриваются средства для защи-

ты находящихся на борту людей в случае аварийной посадки от пожара и

последствий непосредственного воздействия перегрузок при торможении, а

также от телесных повреждений, связанных с воздействием перегрузок при

торможении на внутрикабинное оборудование самолета.

D.6.2. Обеспечиваются средства для быстрого покидания самолета в

условиях, возникновение которых вероятно после аварийной посадки. Эти

средства предусматриваются с учетом пассажировместимости самолета и ко-

личества членов его экипажа, и демонстрируется их приемлемость для ис-

пользования по назначению.

D.6.3. Внутренняя компоновка салона, расположение и количество

аварийных выходов, включая средства указания и освещения аварийных вы-

ходов и подходов к ним, являются такими, что они обеспечивают эвакуацию

из самолета в условиях, возникновение которых вероятно после аварийной

посадки.

D.6.4. Самолеты, сертифицированные с учетом возможности вынужден-

ной посадки на воду, проектируются таким образом, чтобы в максимальной

степени гарантировать безопасную эвакуацию пассажиров и членов экипажа

при вынужденной посадке на воду.

D.7. Наземное обслуживание

При проектировании самолета принимаются достаточные меры для того,

чтобы свести к минимуму риск нанесения при наземном обслуживании (бук-

сировке, подъеме домкратами и т.п.) повреждений, которые могут остаться

незамеченными, деталям и частям самолета, имеющим существенное значение

для обеспечения его безопасной эксплуатации. При этом могут учитываться

меры безопасности, обеспечиваемые введением ограничений и инструкций в

отношении таких операций.

РАЗДЕЛ E

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

E.1. Двигатели

Стандарты части VI настоящих Правил применяются к каждому двигате-

лю, который используется на самолете в качестве основной двигательной

установки.

E.2. Воздушные винты

Стандарты части VII настоящих Правил применяются к каждому воздуш-

ному винту, который используется на самолете.

E.3. Монтаж силовой установки

E.3.1. Соответствие ограничениям для двигателей и воздушных винтов

Силовая установка проектируется таким образом, чтобы двигатели и

воздушные винты (если они имеются) надежно работали в ожидаемых услови-

ях эксплуатации. В условиях, указанных в летном руководстве, самолет

способен эксплуатироваться без превышения ограничений, установленных

для двигателей и воздушных винтов в соответствии с положениями настоя-

щего раздела.

E.3.2. Управление числом оборотов двигателя

В тех силовых установках, в которых продолжающееся вращение ротора

отказавшего двигателя повышает опасность возникновения пожара или серь-

езного разрушения конструкции, обеспечиваются средства, позволяющие

экипажу прекратить в полете это вращение или уменьшить число его оборо-

тов до безопасного уровня.

E.3.3. Газотурбинный двигатель

При установке газотурбинных двигателей:

a) схема установки сводит к минимуму опасные для самолета последс-

твия разрушения вращающихся частей двигателя или пожара двигателя, при

котором прогорает корпус двигателя; и

b) двигательная установка вместе с соответствующими устройствами,

системами и приборами управления двигателем проектируется с учетом

обеспечения обоснованной гарантии в том, что те эксплуатационные огра-

ничения двигателя, которые отрицательно влияют на целостность конструк-

ции вращающихся частей, не превышаются в эксплуатации.

E.3.4. Повторный запуск двигателя

Обеспечиваются средства для повторного запуска двигателя в полете

на абсолютных высотах вплоть до заявленной максимальной высоты.

E.3.5. Компоновка и эксплуатация

E.3.5.1. Независимость двигателей

Силовая установка компонуется и монтируется таким образом, чтобы

каждый двигатель с его системами мог управляться и эксплуатироваться

независимо от других двигателей и чтобы обеспечивалась по крайней мере

одна такая компоновка силовой установки и систем, при которой любой от-

каз (если вероятность такого отказа не является крайне маловероятной)

не мог привести к большей потере мощности, чем при полном отказе крити-

ческого двигателя.

E.3.5.2. Вибрация воздушных винтов

Определяются вибрационные напряжения в воздушных винтах, и эти

напряжения не превышают значений, которые, как было выявлено, являются

безопасными в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для

самолета.

E.3.5.3. Охлаждение

Система охлаждения способна поддерживать температуру компонентов

силовой установки и используемых в ней рабочих жидкостей в установлен-

ных пределах (см. п.E.3.1) при температурах окружающего воздуха вплоть

до максимальной, соответствующей предполагаемым условиям эксплуатации

самолета. В руководстве по летной эксплуатации предписываются значения

максимальной, а если необходимо, и минимальной температур окружающего

воздуха, в пределах которых силовая установка пригодна для эксплуата-

ции.

E.3.5.4. Системы силовой установки

Топливная, масляная системы, система входного устройства, включаю-

щая воздухозаборник и подводящий канал, и другие системы двигательной

установки обеспечивают работу каждого двигателя в соответствии с уста-

новленными требованиями при всех условиях, определяющих работу систем

(например, режимах мощности и тяги двигателя, положениях и ускорениях

самолета, атмосферных условиях, температурах рабочих жидкостей) в пре-

делах ожидаемых условий эксплуатации.

E.3.5.5. Противопожарная защита

Для тех зон силовой установки, где потенциальная опасность пожара

особенно велика вследствие близкого расположения источников воспламене-

ния к горючим материалам, в дополнение к общему Стандарту п.D.2 f) пре-

дусматривается следующее:

a) Изоляция. Такие зоны изолируются огнестойким материалом от ос-

тальных отсеков самолета, в которых возникновение пожара представило бы

угрозу, являющуюся препятствием к продолжению полета; при этом обраща-

ется внимание на возможные очаги возникновения пожара и пути его расп-

ространения.

b) Воспламеняющиеся жидкости. Элементы систем, содержащие воспла-

меняющиеся жидкости и расположенные в таких зонах, являются термостой-

кими. Для сведения к минимуму опасных последствий разрушения любого

элемента, содержащего воспламеняющиеся жидкости, в каждой зоне предус-

матривается дренаж. Обеспечиваются средства, позволяющие экипажу перек-

рывать подачу воспламеняющихся жидкостей в такие зоны при возникновении

пожара. В тех случаях, когда в таких зонах имеются источники воспламе-

няющихся жидкостей, все элементы соответствующей системы, находящиеся в

данной зоне, включая опорную конструкцию, являются огнестойкими или за-

щищаются от воздействия огня.

c) Обнаружение пожара. Обеспечивается достаточное число датчиков

системы сигнализации о пожаре, расположенных таким образом, чтобы поз-

волить быстрое обнаружение возникновения любого пожара в таких зонах.

d) Тушение пожара. Такие зоны обеспечиваются системой пожаротуше-

ния, способной ликвидировать любой пожар, который может в них возник-

нуть, если только степень изоляции, количество горючего, огнестойкость

конструкции и другие факторы не являются такими, что любой пожар, кото-

рый может возникнуть в данной зоне, не будет угрожать снижением безо-

пасности полета самолета.

РАЗДЕЛ F

СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ

F.1. Общие положения

F.1.1. Самолет оснащается утвержденными приборами, оборудованием и

системами, включения системы наведения и управления режимами полета,

необходимыми для обеспечения безопасности полета в ожидаемых условиях

эксплуатации. Они включают приборы и оборудование, необходимые экипажу

для безопасной эксплуатации самолета в пределах его эксплуатационных

ограничений. При проектировании приборов и оборудования учитываются ас-

пекты человеческого фактора.

F.1.2. Приборы, оборудование и системы, предусматриваемые в

п.F.1.1, проектируются и устанавливаются таким образом, что:

a) обеспечивается обратная зависимость между определяемыми в про-

цессе оценки безопасности систем вероятностью особой ситуации и опас-

ностью ее последствий для воздушного судна и находящихся на борту лю-

дей;

b) они выполняют свои функции во всех ожидаемых условиях эксплуа-

тации;

c) их взаимные электромагнитные помехи являются минимальными.

F.1.3. Предусматриваются средства предупреждения экипажа о небезо-

пасных состояниях систем в эксплуатации, обеспечивающие экипажу возмож-

ность предпринять корректирующие действия.

F.1.4. Схема системы электроснабжения позволяет обеспечить силовые

нагрузки в нормальных условиях эксплуатации самолета и основные силовые

нагрузки после отказов, которые неблагоприятно влияют на систему гене-

рирования электроэнергии в ожидаемых внешних условиях.

F.2. Установка приборов и оборудования

Установка приборов и оборудования отвечает Стандартам раздела D.

F.3. Аварийно-спасательное оборудование

Предписанное аварийно-спасательное оборудование, которое, как ожи-

дается, в случае аварии будет использоваться или применяться экипажем

или пассажирами, является доступным, надежным и легко распознаваемым, а

методы его применения указываются с помощью четкой маркировки.

F.4. Аэронавигационные огни и огни предотвращения столкновения

F.4.1. Огни, предусмотренные Приложением 2 "Правила полетов" для

самолетов, находящихся в полете или на рабочей площади аэродрома, имеют

такую интенсивность, цвет, зону действия и другие характеристики, кото-

рые обеспечивают пилоту другого воздушного судна или наземному персона-

лу время, необходимое для интерпретации сигналов и выполнения требуемо-

го маневра для предотвращения столкновения. Конструкция таких огней

должным образом учитывает условия, в которых они смогут выполнять эти

функции.

Вполне возможно, что огни будут наблюдаться на различных фонах,

включая типовое освещение городов, чистое звездное небо, освещенную лу-

ной водную поверхность и дневные условия с низкой фоновой освещен-

ностью. Кроме того, ситуации риска столкновения, вероятнее всего, будут

возникать в аэродромных диспетчерских зонах, в которых воздушные суда

маневрируют на промежуточных и низких эшелонах полета при скоростях

сближения, которые вряд ли превысят 900 км/ч (500 уз.).

F.4.2. Огни устанавливаются на самолетах таким образом, чтобы

свести к минимуму возможность того, что они:

а) отрицательно скажутся на удовлетворительном выполнении экипажем

своих обязанностей; или

Ь) смогут вызвать опасное ослепление человека, находящегося вне

самолета.

С целью предотвращения упомянутых в п.F.4.2 явлений в некоторых

случаях потребуется предусмотреть средства, с помощью которых пилот

сможет уменьшить интенсивность проблесковых огней.

F.5. Защита от электромагнитных помех

Бортовые электронные системы, особенно имеющие критическое и важ-

ное значение для выполнения полета системы, защищаются от электромаг-

нитных помех, обусловленных внутренними и внешними источниками.

F.6. Защита от обледенения

В том случае, когда запрашивается сертификация для выполнения по-

летов в условиях обледенения, показывается способность самолета безо-

пасно выполнять полет в условиях обледенения, которые могут встретиться

во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

РАЗДЕЛ G

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ

G.1. Общие положения

Эксплуатационные ограничения, в пределах которых определяется со-

ответствие Стандартам настоящих Правил, вместе с любой другой информа-

цией, необходимой для обеспечения безопасной эксплуатации самолета, до-

водятся до сведения заинтересованных лиц с помощью руководства по лет-

ной эксплуатации, а также маркировки, пояснительных надписей и таких

других средств, благодаря которым это может быть сделано достаточно эф-

фективно. Указанные ограничения и информация представляются, по крайней

мере, в объеме, предусмотренном настоящим разделом.

G.2. Эксплуатационные ограничения

G.2.1. Ограничения, в отношении которых существует риск, что они

могут быть превышены в полете, и которые определяются количественно,

выражаются в приемлемых единицах, и в их значения при необходимости

вносятся поправки с учетом ошибок в измерениях, позволяющие по имеющим-

ся в распоряжении летного экипажа приборам легко определять те моменты,

когда эти ограничения достигаются.

G.2.2. Ограничения нагрузок

Ограничения нагрузок охватывают все предельные массы, предельные

значения центровки, предельные значения распределения массы и предель-

ные нагрузки на пол (см. п.А.2.2).

G.2.3. Ограничения воздушной скорости

Ограничения воздушной скорости охватывают все значения скорости

(см. п.С.5), которые устанавливаются с учетом целостности конструкции

или летных качеств самолета или прочих соображений. Эти скорости указы-

ваются для соответствующих конфигураций самолета и других относящихся к

ним факторов.

G.2.4. Ограничения, устанавливаемые для силовой установки

Ограничения, устанавливаемые для силовой установки, включают все

ограничения, предписанные для различных элементов силовой установки,

смонтированных на самолете (см. п.п. Е.3.1 и Е.3.5.3).

G.2.5. Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем

Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем, включают

все ограничения, предписанные для различных элементов оборудования и

систем, смонтированных на самолете.

G.2.6. Различные ограничения

Различные ограничения включают любые необходимые ограничения в от-

ношении условий, которые считаются неблагоприятными для безопасной экс-

плуатации самолета (см. п.А.2.1).

G.2.7. Ограничения, устанавливаемые для летного экипажа

Ограничения, касающиеся летного экипажа, устанавливают минимальное

число членов летного экипажа, необходимое для эксплуатации самолета,

при этом среди прочих факторов учитывается возможность доступа соот-

ветствующих членов экипажа ко всем необходимым органам управления и

приборам, а также возможность выполнения правил, предписанных для ава-

рийных обстоятельств.

G.2.8. Ограничение времени полета после отказа системы или силовой

установки

Ограничения, устанавливаемые для систем, включают максимальное

время полета, для которого определена надежность систем, учитываемая

при выдаче разрешения на производство полетов самолетов с двумя газо-

турбинными силовыми установками с превышением порогового времени.

G.3. Эксплуатационная информация и процедуры

G.3.1. Разрешенные виды полетов

Перечисляются конкретные виды полетов, для выполнения которых на

основании соответствия определенным требованиям была продемонстрирована

годность самолета.

G.3.2. Данные о нагружении

Данные о нагружении включают величину массы пустого самолета (с

указанием условий, при которых выполнялось взвешивание), сведения о со-

ответствующем положении центра тяжести, а также о точках и линиях отс-

чета, относительно которых указаны предельные значения центровки.

Примечание. Обычно в массу пустого самолета не включается масса

экипажа и коммерческой загрузки, расходуемого топлива и сливаемого мас-

ла. Она включает массу всего постоянного балласта, неотработанного топ-

лива, несливаемого масла, полную массу жидкостей в гидросистеме и сис-

теме охлаждения двигателей.

G.3.3. Правила эксплуатации

Приводятся правила эксплуатации в нормальных и аварийных условиях,

соответствующие данному самолету и необходимые для обеспечения его бе-

зопасности. Сюда включаются правила, которым должен следовать экипаж

при отказе одного или нескольких двигателей.

G.3.4. Сведения о пилотажных характеристиках

Предоставляется достаточная информация о любых необычных или имею-

щих важное значение характеристиках самолета. Указываются скорости сва-

ливания и минимальные скорости установившегося полета, которые должны

устанавливаться в соответствии с п.В.4.2.3.

G.3.5. Наименее опасное место размещения бомбы

На самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой бо-

лее 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек определяется

наименее опасное место, в котором могут быть размещены бомба или другое

взрывное устройство, с тем чтобы свести к минимуму последствия для са-

молета в случае детонации.

G.4. Информация о летно-технических характеристиках

Информация о летно-технических характеристиках самолета представ-

ляется в соответствии с требованиями п.В.2. Она включает сведения о

различных конфигурациях самолета, режимах мощности или тяги и соответс-

твующих скоростях, а также сведения, которые могут помочь летному эки-

пажу получить на практике предписанные летно-технические характеристи-

ки.

G.5. Руководство по летной эксплуатации

Обеспечивается предоставление руководства по летной эксплуатации.

В руководстве четко и ясно указывается, к какому конкретному самолету

или серии самолетов оно относится. Руководство по летной эксплуатации

включает, по крайней мере, ограничения, информацию и правила, предпи-

санные в п.п. G.2, G.3, G.4 и G.6.1.

G.6. Маркировка и пояснительные надписи

G.6.1. Маркировка и пояснительные надписи на приборах, оборудова-

нии, органах управления и т.д. включают такие ограничения или сведения,

которые требуют непосредственного внимания летного экипажа в полете.

G.6.2. Обеспечиваются маркировка и пояснительные надписи или инс-

трукции в целях предоставления наземному персоналу информации, имеющей

важное значение с точки зрения предотвращения ошибок при наземном обс-

луживании (например, при буксировке, заправке топливом и т.д.), которые

могли бы остаться незамеченными и создать угрозу безопасности последую-

щих полетов самолетов.

G.7. Сохранение летной годности: информация о техническом

обслуживании

G.7.1. Общие положения

Обеспечивается информация, которая используется при разработке ме-

тодов поддержания летной годности самолета. Эта информация включает

сведения, указанные в п.п. G.7.2, G.7.3 и G.7.4.

G.7.2. Информация о техническом обслуживании

Информация о техническом обслуживании включает описание самолета и

рекомендуемые методы выполнения работ по техническому обслуживанию. Та-

кая информация включает инструктивные указания в отношении выявления

дефектов.

G.7.3. Информация в программе технического обслуживания

Программа технического обслуживания содержит информацию о работах

по техническому обслуживанию и рекомендуемой периодичности их проведе-

ния.

Разработка первоначальной информации для программы технического

обслуживания при сертификации типа самолета иногда осуществляется в

рамках органа, называемого Советом по вопросам технического обслужива-

ния (MRB).

G.7.4. Обязательные требования к техническому обслуживанию, уста-

навливаемые при утверждении типовой конструкции

Обязательные требования к техническому обслуживанию, которые уста-

новлены государством разработчика в качестве условия утверждения типо-

вой конструкции, указываются в качестве таковых и включаются в информа-

цию о техническом обслуживании, упомянутую в п.G.7.3.

Примечание. Обязательные требования, указанные в качестве условия

утверждения типовой конструкции, часто называются сертификационными

требованиями к техническому обслуживанию (CMR) и/или ограничениями лет-

ной годности.

РАЗДЕЛ Н

ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ СИСТЕМ

Программное обеспечение всех систем разрабатывается и апробируется

таким образом, чтобы системы, в которых оно используется, выполняли

свои предусмотренные функции с учетом уровня безопасности полетов, ко-

торый соответствует требованиям, изложенным в данной части, в частности

в п.п. F.1.2 а) и F.1.3.

Некоторые государства допускают использование национальных/между-

народных отраслевых стандартов, например RTCA/DO-178 или EUROCAE EDI2,

для разработки и испытания системного программного обеспечения.

РАЗДЕЛ I

УДАРОСТОЙКОСТЬ И БЕЗОПАСНОСТЬ КАБИНЫ

I.1. Общие положения

При проектировании самолетов учитываются аспекты ударостойкости

для повышения вероятности выживания находящихся на борту людей.

I.2. Расчетные нагрузки при аварийной посадке

Для всех категорий самолетов определяются нагрузки при аварийной

посадке (аварии), с тем чтобы элементы внутренней отделки, облицовочные

панели, несущую конструкцию и страховочное оборудование можно было

спроектировать с учетом обеспечения максимальной выживаемости находя-

щихся на борту людей. Подлежащие учету факторы включают:

a) динамические воздействия;

b) критерии фиксации предметов, которые могут представлять опас-

ность;

c) деформацию фюзеляжа в зонах аварийных выходов;

d) целостность и расположение топливных баков;

e) целостность электрических систем для исключения источников

воспламенения.

I.3. Противопожарная защита кабины

Кабина проектируется с учетом обеспечения защиты находящихся на

борту людей от пожара в случае отказов систем в полете или аварийной

ситуации. Подлежащие учету факторы включат:

a) воспламеняемость материалов отделки кабины;

b) огнестойкость и выделение дыма и ядовитых паров;

c) наличие предохранительных устройств, обеспечивающих безопасную

эвакуацию;

d) оборудование обнаружения и ликвидации пожара.

I.4. Эвакуация

На самолете предусматриваются достаточные аварийные выходы, обес-

печивающие максимальную возможность эвакуации из кабины за соответству-

ющий период времени. Подлежащие учету факторы включают:

a) количество и конфигурацию размещения кресел;

b) количество, расположение и размер выходов;

c) маркировку выходов и наличие инструкций об их использовании;

d) возможные блокировки выходов;

e) функционирование выходов;

f) размещение у выходов и вес оборудования для эвакуации, например

аварийных трапов и плотов.

I.5. Освещение и маркировка

Обеспечивается аварийное освещение, которое обладает следующими

характеристиками:

а) независимость от основного источника электропитания;

b) автоматически срабатывает при потере стандартного электропита-

ния/ударе;

с) визуально указывает путь к аварийным выходам в наполненной ды-

мом кабине;

d) обеспечивает освещение внутри и снаружи самолета при эвакуации;

е) не создает дополнительной опасности в случае проливания топли-

ва.

I.6. Спасательное оборудование

Самолет оснащается таким оборудованием, которое в максимальной

степени обеспечивает экипажу и находящимся на борту людям возможность

выживания в ожидаемых внешних условиях в течение обоснованного периода

времени. Подлежащие учету факторы включают:

a) количество спасательных плотов/спасательных жилетов;

b) спасательное оборудование, соответствующее вероятным условиям;

c) аварийные радиостанции и оборудование для пиротехнической сиг-

нализации в случаях бедствия;

d) автоматические аварийные радиомаяки.

РАЗДЕЛ J

УСЛОВИЯ РАБОТЫ И ЧЕЛОВЕЧЕСКИЙ ФАКТОР

J.1. Общие положения

Самолет проектируется с учетом обеспечения в пределах эксплуатаци-

онных ограничений безопасной деятельности его пассажиров и тех, кто

осуществляет его эксплуатацию, техническое и прочее обслуживание.

Интерфейс "человек-машина" часто оказывается слабым звеном в экс-

плуатационных условиях, поэтому необходимо обеспечивать, чтобы самолет

был управляемым на всех этапах полета (в том числе при ухудшении харак-

теристик вследствие отказов) и чтобы экипаж; и пассажиры на испытывали

вредного воздействия условий, в которых они находятся в течение полета.

J.2. Летный экипаж

J.2.1. Самолет проектируется таким образом, чтобы он мог безопасно

и эффективно управляться летным экипажем. При проектировании учитывают-

ся различия мастерства и физиологии членов летных экипажей в соответс-

твии с ограничениями на выдачу свидетельств членам летных экипажей.

Учитываются различные ожидаемые в условиях эксплуатации состояния само-

лета, включая выполнение полетов при ухудшении характеристик вследствие

отказов.

J.2.2. Рабочая нагрузка на летный экипаж, предусматриваемая проек-

том самолета, является допустимой на всех этапах полета. Особое внима-

ние уделяется критическим этапам полета и критическим ситуациям, кото-

рые по обоснованным предположениям могут иметь место в течение срока

службы самолета, например локализованный отказ двигателя или гадание в

зону сдвига ветра.

На рабочую нагрузку могут оказывать влияние как когнитивные, так и

физиологические факторы.

J.3. Эргономика

При проектировании самолета учитываются эргономические аспекты, в

том числе:

a) удобство пользования и предотвращение непреднамеренного непра-

вильного пользования;

b) удобство доступа;

c) рабочая среда;

d) стандартизация и унификация;

e) удобство обслуживания.

J.4. Факторы условий работы

При проектировании самолета уделяется внимание условиям работы

летного экипажа, в том числе:

a) влиянию таких факторов авиационной медицины, как уровень кисло-

рода, температура, влажность, шум и вибрация;

b) влиянию физических сил в процессе нормального полета;

c) влиянию длительной работы на большой высоте;

d) физическому комфорту.

РАЗДЕЛ К

АВИАЦИОННАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ

К.1. Самолеты, выполняющие внутренние коммерческие полеты

Международные стандарты и Рекомендуемая практика, изложенные в

настоящей главе, должны применяться всеми Договаривающимися государс-

твами в отношении самолетов, выполняющих внутренние коммерческие полеты

(воздушные перевозки).

К.2. Наименее опасное место размещения бомбы

При проектировании самолетов с максимальной сертифицированной

взлетной массой более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 чело-

век предусматривается наименее опасное место размещения бомбы, с тем

чтобы минимизировать воздействие бомбы на самолет и находящихся на бор-

ту людей.

К.3. Защита кабины летного экипажа

К.3.1. На всех самолетах, которые должны иметь дверь кабины летно-

го экипажа утвержденной конструкции и заявка на выдачу сертификата типа

которых впервые представлена соответствующему национальному полномочно-

му органу 20 мая 2006 года или после этой даты, перегородки, потолки и

полы кабины летного экипажа проектируются таким образом, чтобы они про-

тивостояли пробиванию пулями стрелкового оружия и осколками гранат, а

также насильственному вторжению, если эти зоны являются доступными в

полете для пассажиров и экипажа.

К.3.2. На всех самолетах, которые должны иметь дверь кабины летно-

го экипажа утвержденной конструкции и заявка на изменение сертификата

типа которых с целью включения конструкции производного типа представ-

лена соответствующему национальному полномочному органу 20 мая 2006 го-

да или после этой даты, следует предусмотреть возможность усиления пе-

регородок, полов и потолков кабины летного экипажа таким образом, чтобы

они противостояли пробиванию пулями стрелкового оружия и осколками гра-

нат, а также насильственному вторжению, если эти зоны являются доступ-

ными в полете для пассажиров и экипажа.

К.4. Проектирование внутренних элементов конструкции самолета

На всех самолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 45500 кг или пассажировместимостью свыше 60 человек уделяется

внимание проектированию элементов, которые затруднят скрытое размещение

оружия, взрывчатых веществ или других опасных предметов на борту воз-

душного судна и упростят процедуры поиска таких предметов.

ЧАСТЬ IV

ВЕРТОЛЕТЫ

ЧАСТЬ IVA

ВЕРТОЛЕТЫ, ЗАЯВКА НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ

БЫЛА ПРЕДСТАВЛЕНА 22 МАРТА 1991 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ

ДАТЫ, НО ДО 13 ДЕКАБРЯ 2007 ГОДА

Положения части IVA аналогичны положениям части IV настоящих Пра-

вил, за исключением измененных условий применимости и перекрестных ссы-

лок.

ГЛАВА 1

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

1.1. Применимость

1.1.1. Стандарты настоящей части применимы ко всем вертолетам,

указанным в п.1.1.2 и относящимся к типам, прототип которых был предс-

тавлен соответствующим национальным полномочным органам для сертифика-

ции 22 марта 1991 года или после этой даты, но до 13 декабря 2007 года.

1.1.2. Стандарты настоящей части применяются к вертолетам, пред-

назначенным для международных перевозок пассажиров, грузов или почты.

Нижеследующие Стандарты не содержат количественных требований,

сравнимых с требованиями национальных норм летной годности. Согласно

п.1.2.1 части II эти Стандарты должны быть дополнены требованиями, раз-

работанными, принятыми и признанными Договаривающимися государствами.

1.1.3. Уровень летной годности, определяемый соответствующими час-

тями всеобъемлющих и подробных национальных норм летной годности, упо-

мянутых в п.1.2.1 части II, для вертолетов, указанных в п.1.1.2, по

крайней мере в основном эквивалентен общему уровню, определяемому Стан-

дартами широкого плана настоящей части.

1.1.4. Если это не оговорено особо, Стандарты применимы ко всему

вертолету, включая двигатели, системы и оборудование.

1.2. Ограничения

1.2.1. Ограничения устанавливаются для вертолета, его двигате-

ля(ей) и оборудования (см. п.9.2). Соответствие Стандартам настоящей

части устанавливается исходя из допущения относительно того, что верто-

лет эксплуатируется в пределах заданных ограничений. Ограничения уста-

навливаются с достаточным запасом по отношению к любым условиям, пре-

пятствующим обеспечению безопасности вертолета, чтобы вероятность авиа-

ционных происшествий, имеющих место в результате возникновения таких

условий, была практически невероятной.

1.2.2. Устанавливаются ограничения диапазонов масс, значений цент-

ровки, распределения нагрузок, скоростей и внешние условия, в пределах

которых демонстрируется соблюдение всех соответствующих Стандартов нас-

тоящей части, при этом не требуется учитывать сочетание тех условий,

которые в принципе не могут быть реализованы.

Ограничения максимальной эксплуатационной массы и центровки могут

изменяться, например, в зависимости от высоты или различаемых этапов

полета, т.е. взлета, полета по маршруту, посадки.

В качестве основных ограничений, устанавливаемых для вертолета,

могут рассматриваться, например, следующие параметры:

- максимальная сертифицированная взлетная масса (включая массу при

отрыве от земли);

- максимальная сертифицированная масса при рулении на земле;

- максимальная сертифицированная посадочная масса;

- предельная передняя, предельная задняя и предельная боковая

центровки при различных конфигурациях;

- максимальная сертифицированная масса при полетах с грузом на

внешней подвеске.

Максимальная эксплуатационная масса может быть ограничена в ре-

зультате применения Стандартов сертификации по шуму.

1.3. Особенности и характеристики, не обеспечивающие безопасность

полета

В пределах всех ожидаемых условий эксплуатации исключается наличие

у вертолета каких-либо особенностей или характеристик, не обеспечиваю-

щих безопасность полета.

1.4. Доказательство соответствия

1.4.1. Соблюдение соответствующих требований к летной годности оп-

ределяется на основе данных, полученных либо в результате проведения

испытаний, теоретических расчетов, расчетов, основанных на материалах

испытаний, либо с помощью других методов, при условии, что в каждом

случае получаемая точность данных обеспечивает такой же уровень летной

годности, как и при непосредственном проведении испытаний.

1.4.2. Испытания, указанные в п.1.4.1, проводятся таким образом,

чтобы в достаточной степени гарантировать надежность и правильность

функционирования вертолета, его элементов и оборудования в ожидаемых

условиях эксплуатации.

ГЛАВА 2

ПОЛЕТ

2.1. Общие положения

2.1.1. Соответствие Стандартам, предписанным в главе 2, устанавли-

вается путем проведения летных или других испытаний одного вертолета

или нескольких вертолетов того типа, для которого требуется сертификат

летной годности, или с помощью расчетов (или других методов), основан-

ных на материалах этих испытаний, при условии, что полученные путем

расчетов результаты обеспечивают такую же точность, как и результаты,

полученные при непосредственном проведении испытаний, или воспроизводят

эти результаты испытаний с запасом.

2.1.2. Соответствие каждому Стандарту устанавливается для всех

применяемых сочетаний масс и центровок вертолета в пределах того диапа-

зона нагрузок, для которого требуется проведение сертификации.

2.1.3. В случае необходимости устанавливаются соответствующие кон-

фигурации вертолета для определения его летных характеристик на различ-

ных этапах полета и для исследования его летных качеств.

2.2. Летно-технические характеристики

2.2.1. Общие положения

2.2.1.1. Данные о летно-технических характеристиках вертолета оп-

ределяются в достаточном объеме и приводятся в руководстве по летной

эксплуатации в целях представления эксплуатантам необходимой информации

для определения полной массы вертолета на основе специфических для

предполагаемого полета величин соответствующих эксплуатационных пара-

метров с тем, чтобы полет мог быть выполнен с достаточной степенью га-

рантии в отношении обеспечения минимального безопасного уровня лет-

но-технических характеристик.

2.2.1.2. Соблюдение летно-технических характеристик, предписанных

для вертолета, учитывает возможности человека и, в частности, не требу-

ет исключительно высокой квалификации или повышенного внимания пилота.

2.2.1.3. Летно-технические характеристики, предписанные для верто-

лета, совместимы с положениями п.1.2.1, учитывая при этом логически оп-

равданные сочетания тех систем и оборудования вертолета, использование

которых может повлиять на его летно-технические характеристики.

2.2.2. Минимальные летно-технические характеристики

При максимальной массе, установленной (см. п.2.2.3) для взлета и

посадки в зависимости от превышения взлетной или посадочной площадки

над уровнем моря или барометрической высоты в условиях стандартной ат-

мосферы или в указанных атмосферных условиях при отсутствии ветра, а

для вертолетов, эксплуатирующихся с водной поверхности, - в указанных

условиях при спокойном состоянии воды, вертолет способен обеспечивать

достижение минимальных характеристик, указанных соответственно в п.п.

2.2.2.1 и 2.2.2.2, без учета препятствий и длины зоны взлета и конечно-

го этапа захода на посадку.

Настоящий Стандарт позволяет предписывать в руководстве по летной

эксплуатации вертолета максимальные взлетную и посадочную массы верто-

лета в зависимости, например, от замеренных на взлетной или посадочной

площадке данных:

- превышения; или

- барометрической высоты; или

- барометрической высоты и температуры окружающего воздуха, так

чтобы он легко мог использоваться при применении национальных норм к

летно-эксплуатационным ограничениям, устанавливаемым для вертолета.

2.2.2.1. Взлет

a) В случае отказа критического двигателя в точке принятия решения

на взлете или после прохождения ее (для вертолетов с летно-техническими

характеристиками класса 1) или в характерной точке после взлета или

после нее (для вертолетов с летно-техническими характеристиками класса

2), вертолеты с летно-техническими характеристиками классов 1 и 2 обла-

дают способностью продолжить безопасный полет при работе остальных дви-

гателей в пределах установленных ограничений.

b) Минимальные летно-технические характеристики на всех этапах

взлета и набора высоты являются достаточными для того, чтобы в услови-

ях, слегка отличающихся от идеализированных условий, для которых пред-

писаны данные о летно-технических характеристиках (см. п.2.2.3), были

обеспечены пропорциональные отклонения от предписанных значений.

2.2.2.2. Посадка

a) В случае отказа критического двигателя в точке принятия решения

о посадке или до нее (для вертолетов с летно-техническими характеристи-

ками класса 1) или в характерной точке перед посадкой или до нее (для

вертолетов с летно-техническими характеристиками класса 2), вертолет

обладает способностью, начиная маневр в конфигурации захода на посадку,

продолжить безопасный полет; оставшиеся(ийся) двигатели (двигатель) ра-

ботает(ют) в пределах установленных ограничений.

b) В случае прерванной посадки вертолет обладает способностью, на-

чиная этот маневр в посадочной конфигурации, совершить набор высоты со

всеми работающими двигателями.

2.2.3. Летно-технические характеристики, предписываемые в руко-

водстве по летной эксплуатации

Летно-технические характеристики определяются и предписываются в

руководстве по летной эксплуатации таким образом, чтобы их применение

на основе правил производства полетов, в соответствии с которыми верто-

лет должен эксплуатироваться (согласно п.5.1.2 части III Приложения 6),

обеспечивало удовлетворительное с точки зрения безопасности соответс-

твие летно-технических характеристик вертолета с условиями на аэродро-

мах, вертодромах и маршрутах, на которых он может использоваться. Дан-

ные о летно-технических характеристиках определяются и предписываются

для нижеследующих этапов полета, при этом учитываются диапазоны масс,

высот (абсолютных или барометрических), скоростей ветра и другие внеш-

ние условия, а также состояние водной поверхности и скорость течения

для вертолетов-амфибий и любые другие эксплуатационные параметры, при-

менительно к которым вертолет должен быть сертифицирован.

2.2.3.1. Взлет. Данные о взлетных характеристиках включают потреб-

ную взлетную дистанцию и траекторию взлета. Для вертолетов с летно-тех-

ническими характеристиками класса 1 они включают также и потребную дис-

танцию прерванного взлета.

2.2.3.1.1. Точка принятия решения на взлете. (Только для вертоле-

тов с летно-техническими характеристиками класса 1) Точка принятия ре-

шения на взлете является точкой на этапе взлета, используемой при уста-

новлении взлетных характеристик, и после которой при неработающем кри-

тическом двигателе может быть или безопасно продолжен взлет, или выпол-

нен прерванный взлет.

2.2.3.1.2. Потребная взлетная дистанция. (Только для вертолетов с

летно-техническими характеристиками класса 1) Потребной взлетной дис-

танцией является требуемое расстояние по горизонтали от начала взлета

до точки, в которой достигаются безопасная взлетная скорость (VtossX)

заданная высота над взлетной поверхностью и положительный градиент на-

бора высоты, после отказа критического двигателя в точке принятия реше-

ния на взлете, при этом оставшиеся(ийся) двигатели (двигатель) работают

в пределах установленных эксплуатационных ограничений.

2.2.3.1.3. Потребная дистанция прерванного взлета. (Только для

вертолетов с летно-техническими характеристиками класса 1) Потребной

дистанцией прерванного взлета является потребное расстояние по горизон-

тали от начала взлета до точки, в которой достигается полная остановка

вертолета при прекращении взлета после отказа двигателя в точке приня-

тия решения на взлете.

2.2.3.1.4. Потребная взлетная дистанция. (Только для вертолетов с

летно-техническими характеристиками классов 2 и 3) Потребной взлетной

дистанцией является требуемое расстояние по горизонтали от начала взле-

та до точки, в которой достигаются наивыгоднейшая скорость набора высо-

ты (Vy) или скорость набора высоты при наивыгоднейшем угле (Vx) или

выбранная промежуточная скорость (при условии, что эта скорость не вле-

чет за собой выполнение полета в пределах критических зон диаграмм "вы-

сота-скорость") и заданная высота над взлетной поверхностью при всех

двигателях, работающих на взлетной мощности.

2.2.3.2. Полет по маршруту. Характеристики полета по маршруту

представляют собой характеристики набора высоты, крейсерского полета

или снижения, когда:

a) один критический двигатель не работает;

b) два критических двигателя не работают (у вертолетов с тремя или

более двигателями);

c) режим мощности работающего(их) двигателя(ей) не превышает режи-

ма мощности, для которой он(и) сертифицирован(ы).

2.2.3.3. Посадка. Данные о посадочных характеристиках включают

потребную посадочную дистанцию и (для вертолетов с летно-техническими

характеристиками класса 1) точку принятия решения на посадке.

2.2.3.3.1. Точка принятия решения на посадке. (Для вертолетов с

летно-техническими характеристиками класса 1) Точка принятия решения на

посадке является самой крайней точкой этапа захода на посадку, после

которой может быть либо выполнена посадка, либо безопасно начато выпол-

нение прерванной посадки (ухода на второй круг) при одном неработающем

критическом двигателе.

2.2.3.3.2. Потребная посадочная дистанция. Потребная посадочная

дистанция является требуемым расстоянием по горизонтали для посадки и

полной остановки, начиная от точки, расположенной на заданной высоте

над посадочной поверхностью.

2.3. Летные качества

Вертолет соответствует Стандартам раздела 2.3 на всех высотах

вплоть до ожидаемой максимальной высоты, относящейся к данному конкрет-

ному требованию, при всех температурных условиях, которые возможны на

рассматриваемой высоте и предписаны для вертолета.

2.3.1. Управляемость

Вертолет сохраняет управляемость и маневренность при всех ожидае-

мых условиях эксплуатации, при этом обеспечивается возможность плавного

перехода от одного режима полета к другому (например, при разворотах,

скольжении, изменении режима мощности двигателей, изменении конфигура-

ции вертолета), не требуя от пилота исключительно высокого мастерства,

повышенного внимания или чрезмерных физических усилий даже в случае от-

каза какого-либо двигателя. Устанавливается техника управления вертоле-

том, обеспечивающая безопасность на всех этапах полета и при всех кон-

фигурациях вертолета, для которых предписаны соответствующие летно-тех-

нические характеристики.

Этот Стандарт, среди всего прочего, предназначен обеспечивать экс-

плуатацию вертолета при отсутствии заметной атмосферной турбулентности,

а также для гарантии того, что турбулентное состояние воздуха не приво-

дит к чрезмерному ухудшению летных качеств.

2.3.1.1. Управляемость на земле (или на воде). Вертолет управляем

на земле (или на воде) во время руления, взлета или посадки в ожидаемых

условиях эксплуатации.

2.3.1.2. Управляемость при взлете. Вертолет сохраняет управляе-

мость в случае внезапного отказа критического двигателя в любой момент

взлета, когда методика пилотирования вертолета соответствует той, кото-

рая предусматривается для взлетных данных.

2.3.2. Балансировка

Вертолет имеет такую балансировку и такие возможности управления,

которые гарантируют, что требования, предъявляемые к вниманию пилота и

его способности выдерживать желаемые условия полета, не являются чрез-

мерными, учитывая при этом этап полета, на котором возникают эти требо-

вания, и продолжительность их действия. В случае неисправности систем,

связанных с органами управления, не должно иметь место какое-либо зна-

чительное ухудшение характеристик управляемости.

2.3.3. Устойчивость

Вертолет обладает такой устойчивостью в отношении его других лет-

но-технических характеристик, прочности конструкции и наиболее вероят-

ных условий эксплуатации (например, конфигураций вертолета и диапазона

его скоростей), которая не допускает, чтобы требования, предъявляемые к

пилоту в отношении концентрирования внимания, были чрезмерными, учиты-

вая этап полета, на котором возникают эти требования, и продолжитель-

ность их действия. Однако устойчивость вертолета не является такой,

когда предъявляемые к усилиям пилота требования становятся чрезмерными

и безопасности вертолета угрожает отсутствие или недостаточность манев-

ренности в аварийных условиях.

2.3.4. Режим авторотации

2.3.4.1. Управление оборотами несущего винта. Характеристики режи-

ма авторотации вертолета обеспечивают такие условия, которые позволяют

пилоту управлять оборотами несущего винта в пределах предписанных огра-

ничений и сохранить полное управление вертолетом.

2.3.4.2. Поведение вертолета после потери мощности. Поведение вер-

толета после потери мощности не достигает таких крайних пределов, кото-

рые затрудняют быстрое восстановление оборотов несущего винта без пре-

вышения ограничений вертолета по воздушной скорости или прочности.

2.3.4.3. Скорости в режиме авторотации. Устанавливаются скорости в

режиме авторотации, соответствующие максимальной дальности и минималь-

ной вертикальной скорости снижения.

2.3.5. Флаттер и вибрация

Путем проведения соответствующих испытаний демонстрируется отсутс-

твие вероятности возникновения флаттера и чрезмерной вибрации всех час-

тей вертолета при всех его конфигурациях и скоростях полета в пределах

эксплуатационных ограничений (см. п.1.2.2). Не допускается вибрация,

способная нарушить управление вертолетом, вызвать повреждения конструк-

ции или чрезмерную утомляемость экипажа.

ГЛАВА 3

КОНСТРУКЦИИ

3.1. Общие положения

Стандарты главы 3 применяются к конструкции, включающей все эле-

менты и части вертолета, разрушение которых может создать для него

серьезную опасность.

3.1.1. Масса и распределение массы

При отсутствии других указаний все Стандарты, касающиеся конструк-

ции, соблюдаются при значениях массы в пределах возможного диапазона и

при наиболее неблагоприятном распределении массы в пределах эксплуата-

ционных ограничений, на основе которых требуется проведение сертифика-

ции.

3.1.2. Предельные нагрузки

При отсутствии других указаний внешние нагрузки и соответствующие

инерционные нагрузки или силы сопротивления, полученные для различных

условий нагружения, указанных в п.п. 3.4, 3.5 и 3.6, рассматриваются

как предельные нагрузки.

3.1.3. Прочность и деформации

При различных условиях нагружения, указанных в п.п. 3.4, 3.5 и

3.6, не допускается, чтобы какой-либо элемент конструкции вертолета

подвергался опасной деформации при всех нагрузках вплоть до предельной

включительно. Конструкция вертолета способна выдерживать разрушающую

расчетную нагрузку.

3.2. Воздушные скорости

3.2.1. Расчетные воздушные скорости

Устанавливаются такие расчетные воздушные скорости, с учетом кото-

рых рассчитывается конструкция вертолета на прочность, чтобы выдержи-

вать маневренные нагрузки и нагрузки от порывов в соответствии с поло-

жениями п.3.4.

3.2.2. Ограничения по воздушной скорости

В руководство по летной эксплуатации вертолета как часть эксплуа-

тационных ограничений (см. п.9.2.2) включаются ограничения по воздушной

скорости, определенные на основе соответствующих расчетных воздушных

скоростей с добавлением в надлежащих случаях необходимых запасов сог-

ласно п.1.2.1. В тех случаях когда ограничения воздушной скорости зави-

сят от массы, распределения массы, оборотов несущего винта, мощности и

других факторов, эти ограничения устанавливают на основе критических

комбинаций этих факторов.

3.3. Ограничения по числу оборотов несущего(их) винта(ов)

Устанавливается диапазон оборотов несущего(их) винта(ов), который:

a) при подаче мощности обеспечивает соответствующий запас для уче-

та изменений оборотов несущего винта, возникающих при выполнении любого

соответствующего маневра, и является увязанным с типом применяемого ре-

гулятора или синхронизатора;

b) при отсутствии подачи мощности позволяет выполнить любой соот-

ветствующий маневр на авторотации в диапазонах воздушной скорости и

массы, для которых запрошена сертификация.

3.4. Нагрузки в полете

Условия нагружения в полете, приведенные в п.п. 3.4.1, 3.4.2 и

3.6, рассматриваются для диапазона значений массы и ее распределений,

указанных в п.3.1.1, и при воздушных скоростях, установленных в соот-

ветствии с п.3.2.1. Во внимание принимаются случаи как несимметричного,

так и симметричного нагружения. Аэродинамические, инерционные и другие

нагрузки, возникающие в результате предписанных условий нагружения,

распределяются таким образом, чтобы они приближались к фактическим ус-

ловиям нагружения или воспроизводили эти условия с запасом.

3.4.1. Маневренные нагрузки

Маневренные нагрузки рассчитываются на основе перегрузок при ма-

неврах, допускаемых эксплуатационными ограничениями. Их величина уста-

навливается не ниже тех значений, которые согласно имеющемуся опыту со-

ответствуют ожидаемым условиям эксплуатации.

3.4.2. Нагрузки от порывов

Нагрузки от порывов рассчитываются для тех значений скоростей вер-

тикальных и горизонтальных порывов, которые согласно статистическим или

другим имеющимся данным будут соответствовать ожидаемым условиям экс-

плуатации.

3.5. Нагрузки от воздействия земли и водной поверхности

Конструкция способна выдерживать все нагрузки от реакции земли или

поверхности воды, возникающие при страгивании, рулении на земле и на

воде, отрыве, приземлении и остановке вращения несущего винта.

3.5.1. Условия посадки

Условия посадки с расчетной взлетной и с расчетной посадочной мас-

сой включают такие симметричные и несимметричные положения вертолета в

момент соприкосновения с землей или водой, а также такие скорости сни-

жения и прочие факторы, влияющие на нагрузки, действующие на конструк-

цию, которые могут иметь место в ожидаемых условиях эксплуатации.

3.6. Различные нагрузки

В дополнение к маневренным нагрузкам, нагрузкам от порывов, воз-

действия земли и водной поверхности (или одновременно с этими нагрузка-

ми) рассматриваются все прочие нагрузки (аэродинамические нагрузки на

поверхности управления, наддув кабины, влияние работы двигателей, наг-

рузки за счет изменений конфигурации, нагрузки за счет внешней массы и

т.п.), которые могут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

3.7. Флаттер, дивергенция и вибрация

В любой части конструкции вертолета не возникает чрезмерной вибра-

ции или колебаний (земной резонанс, флаттер и т.п.) при каждом соот-

ветствующем сочетании скорости и мощности.

3.8. Усталостная прочность

Прочность и технология изготовления конструкции вертолета таковы,

что вероятность опасного усталостного разрушения конструкции вертолета

при действии повторных нагрузок и вибрационных нагрузок в ожидаемых ус-

ловиях эксплуатации является крайне малой.

Данный Стандарт может быть соблюден путем установления "безопасных

сроков службы" или характеристик "безопасного повреждения" конструкции

с учетом наиболее вероятных величин и повторяемости нагрузок в ожидае-

мых условиях эксплуатации и при ожидаемом порядке проверок. Для некото-

рых частей конструкции может оказаться необходимым установить как ха-

рактеристики "безопасного повреждения", так и "безопасные сроки служ-

бы".

ГЛАВА 4

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО

4.1. Общие положения

Особенности проектирования и производства в достаточной степени

гарантируют, что все части вертолета будут способны эффективно и надеж-

но работать в ожидаемых условиях эксплуатации. Они основываются на

практике, которая, как показывает опыт, является удовлетворительной или

которая подтверждается специальными испытаниями или другими соответс-

твующими исследованиями, или теми и другими вместе. При этом также учи-

тываются аспекты человеческого фактора.

4.1.1. Подтверждающие испытания

Работа всех подвижных частей, имеющих существенное значение для

безопасной эксплуатации вертолета, демонстрируется с помощью соответс-

твующих испытаний, чтобы подтвердить их правильное функционирование во

всех возможных для этих частей эксплуатационных условиях.

4.1.2. Материалы

Все материалы, используемые при изготовлении тех частей вертолета,

которые имеют существенное значение для его безопасной эксплуатации,

отвечают утвержденным техническим требованиям. Утвержденные технические

требования представляют собой такие требования, в результате введения

которых все материалы, одобренные как удовлетворяющие им, будут обла-

дать основными свойствами, предусмотренными в проекте.

4.1.3. Технология производства

Применяется такая технология производства и сборки, которая обес-

печивает постоянство качества конструкции, обладающей надежностью с

точки зрения сохранения прочности при эксплуатации.

4.1.4. Предохранение

Конструкция предохраняется от снижения или потери прочности в ходе

эксплуатации вследствие атмосферных воздействий, коррозии, износа или

других причин, которые могут остаться незамеченными, принимая во внима-

ние тот уровень технического обслуживания, который будет обеспечиваться

при эксплуатации вертолета.

4.1.5. Проверка

Принимаются надлежащие меры к тому, чтобы позволить проводить лю-

бые необходимые проверки, замену или ремонт тех деталей и частей верто-

лета, которые в этом нуждаются, либо на периодической основе, либо пос-

ле попадания в необычно сложные условия эксплуатации.

4.1.6. Особенности проектирования систем

Особое внимание уделяется проектированию элементов, которые оказы-

вают влияние на способность летного экипажа сохранять управление поле-

том. К ним относятся, по крайней мере, следующие:

a) Органы и системы управления. Органы и системы управления проек-

тируются таким образом, чтобы сводить к минимуму возможность заедания,

выполнения непреднамеренных маневров или самопроизвольного включения

стопорных устройств поверхностей управления.

i) Каждый орган и система управления работают легко, плавно и на-

дежно в соответствии со своим функциональным назначением.

ii) Каждый элемент системы управления полетом спроектирован таким

образом, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки, что

могло бы привести к неправильной работе системы.

b) Кабина экипажа. Кабина экипажа проектируется таким образом,

чтобы свести к минимуму возможность неправильного или затруднительного

использования экипажем органов управления вследствие усталости членов

экипажа, путаницы или каких-либо препятствий. При этом внимание уделя-

ется, как минимум, расположению и четкому обозначению органов управле-

ния и приборов, обеспечению быстрого обнаружения аварийных ситуаций,

направлению отклонения рычагов управления; внимание уделяется также

вентиляции, отоплению и уровню шума.

c) Обзор из кабины экипажа. Для безопасной эксплуатации вертолета

компоновка кабины экипажа является такой, чтобы обеспечивался достаточ-

но широкий, незатененный и неискаженный обзор, при этом исключается по-

явление бликов и отражений, мешающих обзору. Лобовое стекло кабины эки-

пажа проектируется таким образом, чтобы обеспечивать в условиях выпаде-

ния осадков достаточный обзор для нормального выполнения полета, а так-

же для выполнения захода на посадку и посадки.

d) Меры на случай аварийных ситуаций. Обеспечиваются средства, ко-

торые либо автоматически предотвращают возникновение аварийных ситуа-

ций, либо позволяют членам экипажа предпринимать необходимые действия

при возникновении предвидимых отказов в работе оборудования и систем,

угрожающих безопасности вертолета. Принимаются достаточные меры к тому,

чтобы было обеспечено поддержание необходимых функций после отказов

двигателя или систем в том объеме, в каком такие отказы учтены в огра-

ничениях на летно-технические и эксплуатационные характеристики, пре-

дусмотренных в Стандартах настоящих Правил и в части III Приложения 6.

e) Меры предосторожности против пожаров. Конструкция вертолета и

материалы, используемые при его изготовлении, включая материалы интерь-

ера салона, заменяемые при значительном обновлении салона, являются та-

кими, что сводится к минимуму возможность пожара в полете и на земле и

выделение дыма и токсичных газов в случае возникновения пожара. Обеспе-

чиваются средства для локализации или обнаружения и ликвидации, где это

возможно, всех доступных очагов пожара, которые могут возникнуть, таким

образом, чтобы для вертолета не создавалось никакой дополнительной

опасности.

f) Защита людей на борту вертолета. При проектировании вертолета

принимаются меры к тому, чтобы предотвратить возможность разгерметиза-

ции кабины и вредного действия дыма или других токсичных газов, которые

могут привести к потере работоспособности находящихся на борту людей.

4.1.7. Меры на случай аварийной посадки

В конструкции вертолета предусматриваются средства для защиты на-

ходящихся на борту людей от пожара и последствий воздействия перегрузок

при торможении во время аварийной посадки. Обеспечиваются средства для

быстрого покидания вертолета в условиях, возникновение которых вероятно

после аварийной посадки. Такие средства предусматриваются с учетом пас-

сажировместимости вертолета и числа членов его экипажа. Вертолеты, сер-

тифицированные с учетом возможности вынужденной посадки на воду, проек-

тируются таким образом, чтобы в максимальной степени гарантировать бе-

зопасную эвакуацию пассажиров и членов экипажа при вынужденной посадке

на воду.

4.1.8. Наземное обслуживание

При проектировании вертолета принимаются достаточные меры для то-

го, чтобы свести к минимуму риск нанесения при наземном обслуживании

(буксировке, подъеме домкратами и т.п.) повреждений, которые могут ос-

таться незамеченными, деталям и частям вертолета, имеющим существенное

значение для обеспечения его безопасной эксплуатации. При этом могут

учитываться меры безопасности, обеспечиваемые введением ограничений и

инструкций в отношении такого рода наземного обслуживания.

ГЛАВА 5

ДВИГАТЕЛИ

5.1. Область применения

Стандарты главы 5 применяются к двигателям всех типов, используе-

мым на вертолете в качестве основных двигателей.

5.2. Проектирование, производство и эксплуатация

Двигатель со своими агрегатами проектируется и изготавливается та-

ким образом, чтобы он надежно работал в пределах установленных ограни-

чений в ожидаемых условиях эксплуатации, когда он установлен на верто-

лете надлежащим образом в соответствии с положениями главы 6, и вместе

с соответствующей трансмиссией и несущим винтом.

5.3. Заявленные режимы работы, условия и ограничения

Заявляются режимы мощности и атмосферные условия, на основе кото-

рых они рассчитаны, а также все эксплуатационные условия и ограничения,

которыми следует руководствоваться при эксплуатации двигателя.

5.4. Испытания

Двигатель данного типа удовлетворительно проходит такие испытания,

какие необходимы для проверки действительности заявленных режимов рабо-

ты, условий и ограничений, а также для гарантии удовлетворительной и

надежной работы. Испытания включают, по крайней мере, следующее:

a) Тарировка мощности. Проводятся испытания для установления ха-

рактеристик мощности как нового двигателя, так и прошедшего испытания,

указанные в подпунктах Ь) и с). По окончании всех предписанных испыта-

ний отсутствует, чрезмерное уменьшение мощности.

b) Работа двигателя. Проводятся испытания для обеспечения гарантии

того, что запуск, режим малого газа, приемистость, вибрация, раскрутка

и другие характеристики являются удовлетворительными, а также чтобы

продемонстрировать достаточный запас, позволяющий предотвратить детона-

цию, помпаж или другие опасные явления, которые могут возникать в дви-

гателе рассматриваемого типа.

c) Выносливость. Проводятся достаточно продолжительные испытания

при таких режимах мощности, оборотах двигателя и несущего винта и дру-

гих эксплуатационных условиях, которые необходимы для проверки надеж-

ности и долговечности двигателя. Эти испытания охватывают также работу

в условиях, превышающих заявленные ограничения, но в той степени, в ка-

кой эти ограничения могут превышаться при действительной эксплуатации.

ГЛАВА 6

НЕСУЩИЙ ВИНТ, СИСТЕМА ТРАНСМИССИИ

И СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

6.1. Общие положения

Силовая установка, включая несущий винт и систему трансмиссии,

должна отвечать Стандартам главы 4 и Стандартам настоящей главы.

6.2. Проектирование, производство и эксплуатация

Несущий винт и система трансмиссии вместе с их агрегатами проекти-

руются и изготовляются таким образом, чтобы они надежно работали в пре-

делах установленных эксплуатационных ограничений в ожидаемых условиях

эксплуатации, когда они соответствуют двигателю и установлены на верто-

лете согласно положениям настоящей главы.

6.3. Заявленные режимы работы, условия и ограничения

Заявляются режимы работы и все эксплуатационные условия и ограни-

чения, которые предназначены для регламентирования эксплуатации несуще-

го винта и системы трансмиссии.

6.3.1. Ограничения максимальных и минимальных оборотов несущего

винта

Устанавливаются максимальные и минимальные обороты несущих винтов

в условиях как их соединения, так и рассоединения с двигателями. Заяв-

ляются любые эксплуатационные условия (например, приборная скорость),

которые влияют на эти максимальные и минимальные величины.

6.3.2. Предупреждение о выходе оборотов несущего винта за мини-

мальное и максимальное значения.

Если вертолет вынужден приблизиться к ограничению по оборотам не-

сущего винта при всех работающих двигателях или с неработающим крити-

ческим двигателем, пилот обеспечивается ясной и четкой предупреждающей

сигнализацией. Предупреждающие сигналы и начальные характеристики воз-

никшего состояния позволяют пилоту остановить развитие этого состояния

после срабатывания предупреждающей сигнализации и восстановить нормаль-

ный режим полета в пределах предписанных обычных ограничений, а также

сохранять полное управление вертолетом.

6.4. Испытания

Несущий винт и система трансмиссии удовлетворительно проходят та-

кие испытания, какие необходимы для гарантии их удовлетворительной и

надежной работы в пределах заявленных режимов работы, условий и ограни-

чений. Испытания включают, по крайней мере, следующее:

a) Работа несущего винта и системы трансмиссии. Проводятся испыта-

ния для обеспечения гарантии того, что прочностные и вибрационные ха-

рактеристики и характеристики заброса оборотов являются удовлетвори-

тельными, а также чтобы продемонстрировать правильную и надежную работу

механизмов управления и изменения шага винта и механизмов муфты свобод-

ного хода.

b) Выносливость. Проводятся достаточно продолжительные испытания

при таких режимах мощности, числах оборотов двигателя и несущего винта

и других эксплуатационных условиях, которые необходимы для проверки на-

дежности и долговечности несущего винта и системы трансмиссии.

6.5. Соответствие ограничениям для двигателей, несущего винта и

системы трансмиссии

Силовая установка проектируется таким образом, чтобы двигатели,

несущий винт и система трансмиссии могли быть использованы в ожидаемых

условиях эксплуатации. В условиях, указанных в руководстве по летной

эксплуатации вертолета, вертолет способен эксплуатироваться без превы-

шения ограничений, установленных для двигателей, несущего винта и сис-

темы трансмиссии в соответствии с положениями глав 5 и 6.

6.6. Управление числом оборотов двигателя

В тех силовых установках, в которых продолжающееся вращение ротора

отказавшего двигателя повышает опасность возникновения пожара или серь-

езного разрушения конструкции, обеспечиваются средства, позволяющие

экипажу прекратить в полете это вращение или уменьшить число его оборо-

тов до безопасного уровня.

6.7. Повторный запуск двигателя

Обеспечиваются средства для повторного запуска двигателя в полете

на абсолютных высотах вплоть до заявленной максимальной высоты.

6.8. Компоновка и эксплуатация

6.8.1. Независимость двигателей

Для вертолетов с летно-техническими характеристиками классов 1 и 2

силовая установка компонуется и монтируется таким образом, чтобы каждый

двигатель с его системами мог управляться и эксплуатироваться независи-

мо от других двигателей и чтобы обеспечивалась по крайней мере одна та-

кая компоновка силовой установки и систем, при которой любой отказ (ес-

ли вероятность такого отказа не является крайне маловероятной) не мог

привести к большей потере мощности, чем при полном отказе критического

двигателя.

6.8.2. Вибрация несущего винта и системы трансмиссии

Определяются вибрационные напряжения в несущем винте и системе

трансмиссии, и эти напряжения не превышают значений, которые, как было

выявлено, являются безопасными в пределах эксплуатационных ограничений,

установленных для вертолета.

6.8.3. Охлаждение

Система охлаждения способна поддерживать температуру силовой уста-

новки в установленных пределах (см. п.6.5) при всех температурах окру-

жающего воздуха, в которых предусматривается эксплуатации вертолета. В

руководстве по летной эксплуатации вертолета предписываются значения

максимальной и минимальной температур воздуха, при которых силовая ус-

тановка и система трансмиссии пригодны для эксплуатации.

6.8.4. Системы силовой установки, несущего винта и системы транс-

миссии

Топливная и масляная системы, система входного устройства, а также

другие системы силовой установки, системы трансмиссии и несущего винта

обеспечивают их работу в соответствии с установленными требованиями при

всех условиях, определяющих работу систем (например, режимах мощности

двигателя, положениях и ускорениях вертолета, атмосферных условиях,

температурах рабочих жидкостей) в пределах ожидаемых условий эксплуата-

ции.

6.8.5. Противопожарная защита

Для обозначенных пожарных зон, где потенциальная опасность пожара

особенно велика вследствие близкого расположения источников воспламене-

ния к горючим материалам, в дополнение к общему Стандарту п.4.1.6 е)

предусматривается следующее:

a) Изоляция. Такие зоны изолируются огнестойким материалом от ос-

тальных отсеков вертолета, в которых возникновение пожара представило

бы угрозу, являющуюся препятствием к продолжению полета; при этом обра-

щается внимание на возможные очаги возникновения пожара и пути его

распространения.

b) Воспламеняющиеся жидкости. Элементы систем, содержащие воспла-

меняющиеся жидкости и расположенные в таких зонах, способны не допус-

кать утечку жидкостей в условиях пожара. Обеспечиваются средства, поз-

воляющие экипажу перекрывать подачу воспламеняющихся жидкостей в опас-

ных количествах в такие зоны при возникновении пожара.

c) Система сигнализации о пожаре. Обеспечивается достаточное число

датчиков системы сигнализации о пожаре, расположенных таким образом,

чтобы позволить быстрое обнаружение возникновения любого пожара в таких

зонах.

d) Тушение пожара. Такие зоны обеспечиваются системой пожаротуше-

ния, способной ликвидировать любой пожар, который может в них возник-

нуть, если только степень изоляции, количество горючего, огнестойкость

конструкции и другие факторы являются такими, что любой пожар, который

может возникнуть в данной зоне, не будет угрожать снижением безопаснос-

ти вертолета.

ГЛАВА 7

ПРИБОРЫ И ОБОРУДОВАНИЕ

7.1. Необходимые приборы и оборудование

Вертолет оснащается утвержденными приборами и оборудованием, необ-

ходимыми для обеспечения безопасности полета в ожидаемых условиях экс-

плуатации. Они включают приборы и оборудование, необходимые экипажу для

безопасной эксплуатации вертолета в пределах его эксплуатационных огра-

ничений. При проектировании приборов и оборудования учитываются аспекты

человеческого фактора.

7.2. Установка приборов и оборудования

Установка приборов и оборудования отвечает Стандартам главы 4.

7.3. Аварийно-спасательное оборудование

Предписанное аварийно-спасательное оборудование, которое, как ожи-

дается, будет использоваться или применяться экипажем или пассажирами в

случае аварии, является надежным, легко доступным и легко распознавае-

мым, а метод его применения указывается с помощью четкой маркировки.

7.4. Аэронавигационные огни и огни предотвращения столкновения

7.4.1. Огни, предусмотренные Приложением 2 "Правила полетов" для

вертолетов, находящихся в полете или на рабочей площади аэродрома или

вертодрома, имеют такую интенсивность, цвет, зону действия и другие ха-

рактеристики, которые обеспечивают пилоту другого воздушного судна или

наземному персоналу время, необходимое для интерпретации сигналов и вы-

полнения требуемого маневра для предотвращения столкновения. Конструк-

ция таких огней должным образом учитывает условия, в которых они смогут

выполнять эти функции.

Примечание 1. Вполне возможно, что огни будут наблюдаться на раз-

личных фонах, включая типовое освещение городов, чистое звездное небо,

освещенную луной водную поверхность и дневные условия с низкой фоновой

освещенностью. Кроме того, ситуации риска столкновения, вероятнее все-

го, будут возникать в аэродромных диспетчерских зонах, в которых воз-

душные суда маневрируют на промежуточных и низких эшелонах полета при

скоростях сближения, которые вряд ли превысят 900 км/ч (500 уз.).

Примечание 2. Конкретные технические условия на внешние бортовые

огни вертолета содержатся в Руководстве по летной годности (Doc 9760).

7.4.2. Огни устанавливаются на вертолетах таким образом, чтобы

свести к минимуму возможность того, что они:

a) отрицательно скажутся на удовлетворительном выполнении экипажем

своих обязанностей; или

b) смогут вызвать опасное ослепление внешнего наблюдателя.

Примечание. С целью предотвращения упомянутых в п.7.4.2 явлений, в

некоторых случаях потребуется предусмотреть средства, с помощью которых

пилот сможет уменьшить интенсивность проблесковых огней.

ГЛАВА 8

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Электрическая система проектируется и устанавливается таким обра-

зом, чтобы обеспечить выполнение предназначенной ей функции в любых

прогнозируемых эксплуатационных условиях.

ГЛАВА 9

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ

9.1. Общие положения

Эксплуатационные ограничения, в пределах которых определяется со-

ответствие Стандартам настоящих Правил, вместе с любой другой информа-

цией, необходимой для обеспечения безопасной эксплуатации вертолета,

доводятся до сведения заинтересованных лиц с помощью руководства по

летной эксплуатации вертолета, а также маркировки, пояснительных надпи-

сей и таких других средств, благодаря которым это может быть сделано

достаточно эффективно. Указанные ограничения и информация представляют-

ся по крайней мере в объеме, предусмотренном п.п. 9.2, 9.3 и 9.4.

9.2. Эксплуатационные ограничения

Ограничения, в отношении которых существует риск, что они могут

быть превышены в полете, и которые определяются количественно, выража-

ются в приемлемых единицах, и в их значения при необходимости вносятся

поправки с учетом ошибок в измерениях, позволяющие по имеющимся в рас-

поряжении летного экипажа приборам легко определять те моменты, когда

эти ограничения достигаются.

9.2.1. Ограничения нагрузок

Ограничения нагрузок охватывают все предельные массы, предельные

значения центровки, предельные значения распределения массы и предель-

ные нагрузки на пол (см. п.1.2.2).

9.2.2. Ограничения воздушной скорости

Ограничения воздушной скорости охватывают все значения скорости

(см. п.3.2), которые устанавливаются с учетом целостности конструкции

или летных качеств вертолета или прочих соображений. Эти скорости ука-

зываются для соответствующих конфигураций вертолета и других относящих-

ся к ним факторов.

9.2.4. Ограничения, устанавливаемые для несущего винта

Ограничения оборотов несущего винта включают максимальные и мини-

мальные обороты несущего винта, устанавливаемые для условий с неработа-

ющими (авторотация) и работающими двигателями.

9.2.5. Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем

Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем, включают

все ограничения, предписанные для различных элементов оборудования и

систем, смонтированных на вертолете.

9.2.6. Различные ограничения

Различные ограничения включают любые необходимые ограничения в от-

ношении условий, которые считаются неблагоприятными для безопасной экс-

плуатации вертолета (см. п.1.2.1).

9.2.7. Ограничения, устанавливаемые для летного экипажа

Ограничения, касающиеся летного экипажа, устанавливают минимальное

число членов летного экипажа, необходимое для эксплуатации вертолета,

при этом среди прочих факторов учитывается возможность доступа соот-

ветствующих членов экипажа ко всем необходимым органам управления и

приборам, а также возможность выполнения правил, предписанных для ава-

рийных обстоятельств.

9.2.3. Ограничения, устанавливаемые для силовой установки и систе-

мы трансмиссии

Ограничения, устанавливаемые для силовой установки и системы

трансмиссии, включают все ограничения, предписанные для различных эле-

ментов силовой установки, смонтированных на вертолете (см. п.п. 6.5 и

6.6).

9.3. Эксплуатационная информация и правила

9.3.1. Приемлемые виды эксплуатации

Перечисляются конкретные виды эксплуатации, как предусмотренные в

части III Приложения 6, так и общепризнанные, для которых на основании

соответствия определенным требованиям была продемонстрирована годность

вертолета.

9.3.2. Данные о нагружении

Данные о нагружении включают величину массы пустого вертолета (с

указанием условий, при которых выполнялось взвешивание), сведения о со-

ответствующем положении центра тяжести, а также о точках и линиях отс-

чета, относительно которых указаны предельные значения центровки.

Обычно в массу пустого вертолета не включается масса экипажа и

коммерческой загрузки, расходуемого топлива и сливаемого масла. Она

включает массу всего постоянного балласта, неотработанного топлива,

несливаемого масла, полную массу жидкостей в гидросистеме и системе ох-

лаждения двигателей.

9.3.3. Правила эксплуатации

Приводятся правила эксплуатации в нормальных и аварийных условиях,

соответствующие данному вертолету и необходимые для обеспечения его бе-

зопасности. Сюда включаются правила, которым должен следовать экипаж

при отказе одного или нескольких двигателей.

9.3.4. Сведения о пилотажных характеристиках

Предоставляется достаточная информация о любых необычных или имею-

щих важное значение характеристиках вертолета.

9.4. Информация о летно-технических характеристиках

Информация о летно-технических характеристиках вертолета представ-

ляется в соответствии с требованиями п.2.2. Она включает сведения о

различных конфигурациях вертолета, режимах мощности и соответствующих

скоростях в сочетании, а также сведения, которые могут помочь летному

экипажу получить на практике предписанные летно-технические характерис-

тики.

9.5. Руководство по летной эксплуатации вертолета

Обеспечивается предоставление руководства по летной эксплуатации.

В руководстве четко и ясно указывается, к какому конкретному вертолету

или серии вертолетов оно относится. Руководство по летной эксплуатации

включает, по крайней мере, ограничения, информацию и правила, предпи-

санные в настоящей главе.

9.6. Маркировка и пояснительные надписи

9.6.1. Маркировка и пояснительные надписи на приборах, оборудова-

нии, органах управления и т.д. включают такие ограничения или сведения,

которые требуют непосредственного внимания летного экипажа в полете.

9.6.2. Обеспечиваются маркировка и пояснительные надписи или инс-

трукции в целях предоставления наземному персоналу информации, имеющей

важное значение с точки зрения предотвращения ошибок при наземном обс-

луживании (например, при буксировке, заправке топливом), которые могли

бы остаться незамеченными и создать угрозу безопасности последующих по-

летов вертолетов.

ЧАСТЬ IVB

ВЕРТОЛЕТЫ, ЗАЯВКА НА СЕРТИФИКАЦИЮ КОТОРЫХ БЫЛА

ПРЕДСТАВЛЕНА 13 ДЕКАБРЯ 2007 ГОДА ИЛИ ПОСЛЕ ЭТОЙ ДАТЫ

РАЗДЕЛ А

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

А.1. Применимость

А.1.1. Стандарты настоящей части применимы ко всем вертолетам, ко-

торые указаны в п.А.1.2 и заявка на выдачу сертификата типа которых

представлена соответствующим национальным полномочным органам 13 декаб-

ря 2007 года или после этой даты.

А.1.2. Стандарты настоящей части применяются к вертолетам с макси-

мальной сертифицированной взлетной массой более 750 кг, предназначенным

для международных перевозок пассажиров, грузов или почты.

Нижеследующие Стандарты не содержат количественных требований,

сравнимых с требованиями национальных норм летной годности. Согласно

п.1.2.1 части II они должны быть дополнены требованиями, установленны-

ми, принятыми или признанными Договаривающимися государствами.

А.1.3. Уровень летной годности, определяемый соответствующими час-

тями всеобъемлющих и подробных национальных норм летной годности, упо-

мянутых в п.1.2.1 части II, вертолетов, указанных в п.А.1.2, по крайней

мере в основном эквивалентен общему уровню, определяемому Стандартами

настоящей части.

А.1.4. Если это не оговорено особо, Стандарты применяются к верто-

лету в целом, включая двигатели, системы и оборудование.

А.2. Эксплуатационные ограничения

А.2.1. Ограничения устанавливаются для вертолета, его двигате-

ля(ей) и оборудования (см. п.G.2). Соответствие содержащимся в данной

части Стандартам устанавливается с учетом допущения о том, что вертолет

эксплуатируется в пределах заданных ограничений. Учитываются последс-

твия для безопасности полетов, обусловленные превышением этих эксплуа-

тационных ограничений.

А.2.2. Устанавливаются ограничения диапазонов любых параметров,

изменение которых может поставить под угрозу безопасность эксплуатации

вертолета, например массы, центровки, распределения нагрузок, скорос-

тей, температуры окружающего воздуха и абсолютной высоты, в пределах

которых демонстрируется соблюдение всех соответствующих Стандартов нас-

тоящей части.

Ограничения максимальной эксплуатационной массы и центровки могут

меняться, например в зависимости от высоты и различаемых этапов полета,

т.е. взлета, полета по маршруту, посадки.

Максимальная эксплуатационная масса может быть ограничена в ре-

зультате применения Стандартов сертификации по шуму.

А.3. Особенности и характеристики, не обеспечивающие безопасность

полета

Во всех ожидаемых условиях эксплуатации исключается наличие у вер-

толета каких-либо особенностей или характеристик, не обеспечивающих бе-

зопасность полета.

А.4. Доказательство соответствия

Методы подтверждения выполнения соответствующих требований к лет-

ной годности обеспечивают в каждом случае такую фактическую точность,

которая будет давать обоснованную уверенность в соответствии требовани-

ям, а также надежности и правильности функционирования вертолета, его

элементов и оборудования в ожидаемых условиях эксплуатации.

РАЗДЕЛ В

ПОЛЕТ

В.1. Общие положения

В.1.1. Соответствие Стандартам, предписанным в настоящем разделе,

устанавливается путем проведения летных или других испытаний одного

вертолета или нескольких вертолетов того типа, для которого требуется

сертификат типа, или с помощью расчетов (или других методов), основан-

ных на материалах этих испытаний, при условии, что полученные путем

расчетов (или других методов) результаты обеспечивают такую же точ-

ность, как и результаты, полученные при непосредственном проведении ис-

пытаний, или воспроизводят эти результаты испытаний с запасом.

В.1.2. Соответствие каждому Стандарту устанавливается для всех

применяемых сочетаний массы и центровки вертолета в пределах того диа-

пазона условий загрузки, для которого запрашивается сертификация.

В.1.3. В случае необходимости устанавливаются соответствующие кон-

фигурации вертолета для определения его летных характеристик на различ-

ных этапах полета и исследования его летных качеств.

В.2. Летно-технические характеристики

В.2.1. Данные о летно-технических характеристиках вертолета опре-

деляются в достаточном объеме и приводятся в руководстве по летной экс-

плуатации в целях предоставления эксплуатантам необходимой информации

для определения полной массы вертолета на основе специфических для

предполагаемого полета значений соответствующих эксплуатационных пара-

метров, с тем чтобы полет мог выполняться с достаточной уверенностью в

том, что в ходе полета будут обеспечиваться минимальные безопасные лет-

но-технические характеристики.

В.2.2. Достижение летно-технических характеристик, предписанных

для вертолета, учитывает возможности человека и, в частности, не требу-

ет исключительного мастерства или повышенного внимания летного экипажа.

В.2.3. Летно-технические характеристики, предписанные для вертоле-

та, основаны на соблюдении положений п.А.2.1 и на использовании логи-

ческих сочетаний тех систем и оборудования вертолета, функционирование

которых может влиять на летно-технические характеристики.

В.2.4. Минимальные летно-технические характеристики

При максимальных значениях массы, установленных (см. п.В.2.7) для

взлета и посадки в зависимости от барометрической высоты и температуры

воздуха в месте взлета и посадки в штилевых условиях, а для полетов с

водной поверхности - в указанных условиях при спокойном состоянии воды,

вертолет способен обеспечить достижение минимальных летно-технических

характеристик, указанных соответственно в п.п. В.2.5 и В.2.6, без учета

препятствий или длины зоны взлета и конечного этапа захода на посадку.

В.2.5. Взлет

a) Летно-технические характеристики на всех этапах взлета и набора

высота являются достаточными для обеспечения того, чтобы в условиях по-

лета, слегка отличающихся от идеализированных условий, для которых

предписаны данные о летно-технических характеристиках (см. п.В.2.7),

отклонения от предписанных значений не были несоразмерными.

b) Вертолет категории А в случае отказа критического двигателя в

точке принятия решения при взлете или после нее способен продолжить бе-

зопасный полет с оставшимися двигателями, работающими в пределах ут-

вержденных ограничений.

В.2.6. Посадка

а) Обеспечивается возможность выполнить безопасную посадку на под-

готовленную посадочную поверхность после полной потери мощности, возни-

кающей в ходе нормального крейсерского полета.

Ь) Вертолет категории А в случае отказа критического двигателя в

точке принятия решения при посадке или до нее способен, начиная маневр

в посадочной конфигурации, продолжить безопасный полет с оставшим-

ся(ися) двигателем(ями), работающим(и) в пределах утвержденных ограни-

чений.

В.2.7. Регламентирование летно-технических характеристик

Данные о летно-технических характеристиках определяются и регла-

ментируются в руководстве по летной эксплуатации согласно диапазонам

значении массы, высоты, температуры и других переменных эксплуатацион-

ных параметров, с учетом которых вертолет должен быть сертифицирован,

при этом для вертолетов-амфибий дополнительно учитывается состояние

водной поверхности и скорость течения.

a) Характеристики висения. Характеристики висения определяются как

с учетом, так и без учета влияния земли при всех работающих двигателях.

b) Набор высоты. Определяется установившаяся вертикальная скорость

набора высоты при работе двигателями в пределах утвержденных ограниче-

ний.

c) Область "высот-скоростей" полета. Если при каких-либо сочетани-

ях относительной высоты и поступательной скорости (включая режим висе-

ния) невозможно после отказа критического двигателя выполнить безопас-

ную посадку с остальными двигателями (если применимо), работающими в

пределах утвержденных ограничений, устанавливается область относитель-

ных "высот-скоростей" полета.

d) Дистанция взлета при всех работающих двигателях. В тех случаях,

когда это предусматривается правилами эксплуатации, дистанция взлета

при всех работающих двигателях представляет собой требуемое расстояние

по горизонтали от начала взлета до точки, в которой достигается задан-

ная скорость вплоть до скорости оптимального набора высоты (Vy) и за-

данная высота над взлетной поверхностью при работе всех двигателей,

развивающих утвержденную требуемую взлетную мощность.

Кроме того, для вертолетов категории А:

e) Минимальные характеристики. Устанавливаются минимальные харак-

теристики набора высоты применительно к взлету и посадке.

f) Точка принятия решения при взлете. Точка принятия решения при

взлете представляет собой точку на этапе взлета, которая используется

при определении взлетных характеристик и от которой при неработающем

критическом двигателе может быть либо выполнен прерванный взлет, либо

безопасно продолжен взлет.

g) Потребная дистанция взлета. Потребная дистанция взлета предс-

тавляет собой требуемое горизонтальное расстояние от начала взлета до

точки, в которой достигаются безопасная скорость взлета (Vtoss) задан-

ная высота над взлетной поверхностью и положительный градиент набора

высоты после отказа критического двигателя в точке принятия решения при

взлете, при этом оставшийся(иеся) двигатель(и) работает(ют) в пределах

установленных эксплуатационных ограничений. Если схемы предусматривают

полет хвостом вперед, включается расстояние движения задним ходом.

h) Потребная дистанция прерванного взлета. Потребная дистанция

прерванного взлета представляет собой требуемое горизонтальное расстоя-

ние от начала взлета до точки, в которой вертолет полностью останавли-

вается после отказа двигателя и прекращения взлета в точке принятия ре-

шения при взлете.

i) Траектория взлета: градиенты набора высоты. Определяющий траек-

торию взлета градиент набора высоты представляет собой установивший-

ся(еся) градиент(ы) набора высоты при соответствующей(их) конфигура-

ции(ях) с неработающим критическим двигателем от конца потребной дис-

танции взлета до определенной точки над взлетной поверхностью.

j) Набор высоты с неработающим двигателем. Набор высоты с нерабо-

тающим двигателем представляет собой установившуюся вертикальную ско-

рость набора высоты/снижения с неработающим критическим двигателем и

при мощности работающего(их) двигателя(ми), не превышающей их сертифи-

цированную мощность.

к) Точка принятия решения при посадке. Точка принятия решения при

посадке представляет собой последнюю точку этапа захода на посадку, с

которой может быть либо выполнена посадка, либо безопасно начато выпол-

нение прерванной посадки (ухода на второй круг) с неработающим крити-

ческим двигателем.

1) Потребная посадочная дистанция. Потребная посадочная дистанция

представляет собой требуемое горизонтальное расстояние для выполнения

посадки от точки траектории захода на посадку, расположенной на задан-

ной высоте над посадочной поверхностью, до полной остановки с неработа-

ющим критическим двигателем.

В.3. Летные качества

В.3.1. Вертолет соответствует Стандартам настоящего пункта на всех

высотах вплоть до ожидаемой максимальной высоты, относящейся к данному

конкретному требованию, при всех температурных условиях, которые воз-

можны на рассматриваемой высоте и предписаны для вертолета.

В.3.2. Управляемость

В.3.2.1. Вертолет сохраняет управляемость и маневренность при всех

ожидаемых условиях эксплуатации, при этом обеспечивается возможность

плавного перехода от одного режима полета к другому (например, при раз-

воротах, скольжении, изменении режима мощности двигателей, изменении

конфигурации вертолета), не требуя от пилота исключительно высокого

мастерства, повышенного внимания или чрезмерных физических условий даже

в случае отказа какого-либо двигателя. Устанавливается техника управле-

ния вертолетом, обеспечивающая безопасность на всех этапах полета и при

всех конфигурациях вертолета, для которых предписаны соответствующие

летно-технические характеристики.

Данный Стандарт, помимо всего прочего, предназначен обеспечивать

эксплуатацию вертолета при отсутствии заметной атмосферной турбулент-

ности, а также для гарантии того, что турбулентное состояние воздуха не

приводит к чрезмерному ухудшению летных качеств.

В.3.2.2. Управляемость на земле (или на воде). Вертолет управляем

на земле (или на воде) во время руления, взлета или посадки в ожидаемых

условиях эксплуатации.

В.3.2.3. Управляемость при взлете. Вертолет сохраняет управляе-

мость в случае внезапного отказа критического двигателя в любой момент

взлета, когда методика пилотирования вертолета соответствует той, кото-

рая предусматривается для взлетных данных.

В.3.3. Балансировка

Вертолет имеет такую балансировку и такие пилотажные характеристи-

ки, которые гарантируют, что требования, предъявляемые к вниманию пило-

та и его способности выдерживать желаемые условия полета, не являются

чрезмерными, учитывая при этом этап полета, на котором возникают эти

требования, и продолжительность их действия. В случае неисправности

систем, связанных с органами управления, не должно иметь место ка-

кое-либо значительное ухудшение пилотажных характеристик.

В.4. Устойчивость и управляемость

В.4.1. Устойчивость

Вертолет обладает такой устойчивостью в отношении его других лет-

но-технических характеристик, прочности конструкции и наиболее вероят-

ных условий эксплуатации (например, конфигураций вертолета и диапазона

его скоростей), которая не допускает, чтобы требования, предъявляемые к

пилоту в отношении концентрирования внимания, были чрезмерными, учиты-

вая этап полета, на котором возникают эти требования, и продолжитель-

ность их действия. Однако устойчивость вертолета не является такой,

когда предъявляемые к усилиям пилота требования становятся чрезмерными

и безопасности вертолета угрожает отсутствие или недостаточность манев-

ренности в аварийных условиях.

В.4.2. Режим авторотации

В.4.2.1. Управление оборотами несущего винта. Характеристики режи-

ма авторотации вертолета обеспечивают такие условия, которые позволяют

пилоту управлять оборотами несущего винта в пределах предписанных огра-

ничений и сохранять полное управление вертолетом.

В.4.2.2. Поведение вертолета после потери мощности. Поведение вер-

толета после потери мощности не достигает таких крайних пределов, кото-

рые затрудняют быстрое восстановление оборотов несущего винта без пре-

вышения ограничений вертолета по воздушной скорости или прочности.

В.4.2.3. Скорости в режиме ротации. Для вертолетов категории А ус-

танавливаются скорости выполнения посадки в режиме авторотации. Для

других вертолетов устанавливаются скорости в режиме авторотации, реко-

мендуемые для получения максимальной дальности и минимальной вертикаль-

ной скорости снижения.

В.4.3. Вибрация

Не допускается вибрация или тряска, способная нарушить управление

вертолетом.

В.4.4. Земной резонанс

Вертолет не имеет опасной тенденции к раскачиванию на земле с вра-

щающимся несущим винтом.

РАЗДЕЛ С

КОНСТРУКЦИЯ

С.1. Общие положения

Конструкция вертолета проектируется, изготовляется и поставляется

с инструкциями по ее техническому обслуживанию с целью избежать разру-

шения с катастрофическими последствиями в течение всего срока ее служ-

бы.

Конструкция включает фюзеляж, шасси, систему управления, лопасти и

втулку несущего винта, пилон несущего винта и вспомогательные несущие

поверхности.

С.2. Масса и распределение массы

При отсутствии других указаний все Стандарты, касающиеся конструк-

ции, соблюдаются при значениях массы в пределах возможного диапазона и

при наиболее неблагоприятном распределении массы в пределах эксплуата-

ционных ограничений, на основе которых требуется проведение сертифика-

ции.

С.3. Предельные нагрузки

При отсутствии других указаний внешние нагрузки и соответствующие

инерционные нагрузки или силы сопротивления, полученные для различных

условий нагружения, указанных в п.п. С.7, С.8 и С.9, рассматриваются

как предельные нагрузки.

С.4. Прочность и деформации

При различных условиях нагружения, указанных в п.п. С.7, С.8 и

С.9, не допускается, чтобы какой-либо элемент конструкции вертолета

подвергался опасной деформации при всех нагрузках вплоть до предельной

включительно. Конструкция вертолета способна выдерживать разрушающую

расчетную нагрузку.

С.5. Воздушные скорости

С.5.1. Расчетные воздушные скорости

Устанавливаются такие расчетные воздушные скорости, с учетом кото-

рых рассчитывается конструкция вертолета на прочность, чтобы выдержи-

вать маневренные нагрузки и нагрузки от порывов в соответствии с поло-

жениями п.С.7.

С.5.2. Ограничения по воздушной скорости

В летное руководство как часть эксплуатационных ограничений (см.

п.G.2.3) включаются ограничения по воздушной скорости, определенные на

основе соответствующих расчетных воздушных скоростей с добавлением в

надлежащих случаях необходимых запасов согласно п.А.2.1. В тех случаях,

когда ограничения воздушной скорости зависят от массы, распределения

массы, оборотов несущего винта, мощности и других факторов, эти ограни-

чения устанавливаются на основе критических комбинаций этих факторов.

С.6. Ограничения по числу оборотов несущего(их) винта(ов)

Устанавливается диапазон оборотов несущего(их) винта(ов), который:

a) при подаче мощности обеспечивает соответствующий запас для уче-

та изменений оборотов несущего винта, возникающих при выполнении любого

соответствующего маневра, и увязан с типом применяемого регулятора или

синхронизатора;

b) при отсутствии подачи мощности позволяет выполнить любой соот-

ветствующий маневр на авторотации в диапазонах воздушной скорости и

массы, для которых запрошена сертификация.

С.7. Нагрузки

С.7.1. Условия нагружения, приведенные в п.п. С.7, С.8 и С.9, учи-

тывают диапазон значений массы и ее распределения, указанные в п.С.2,

диапазоны оборотов несущего винта, указанные в п.С.6, и воздушные ско-

рости, установленные в соответствии с п.С.5.1. Принимаются во внимание

случаи как несимметричного, так и симметричного нагружения. Аэродинами-

ческие, инерционные и другие нагрузки, возникающие в результате харак-

терных условий нагружения, распределяются таким образом, чтобы они

приближались к фактическим условиям нагружения или воспроизводили эти

условия с запасом.

С.7.2. Маневренные нагрузки

Маневренные нагрузки рассчитываются на основе перегрузок при ма-

неврах, допускаемых эксплуатационными ограничениями. Их величина уста-

навливается не ниже тех значений, которые согласно имеющемуся опыту со-

ответствуют ожидаемым условиям эксплуатации.

С.7.3. Нагрузки от порывов

Нагрузки от порывов рассчитываются для тех значений скоростей вер-

тикальных и горизонтальных порывов, которые согласно статистическим или

другим имеющимся данным будут соответствовать ожидаемым условиям экс-

плуатации.

С.8. Нагрузки от воздействия земли и водной поверхности

С.8.1. Конструкция способна выдерживать все нагрузки от реакции

земли или поверхности воды, возникающие при страгивании, рулении на

земле и на воде, отрыве, приземлении и остановке вращения несущего вин-

та.

С.8.2. Условия посадки

Условия посадки с расчетной взлетной и расчетной посадочной массой

включают такие симметричные и несимметричные положения вертолета в мо-

мент соприкосновения с землей или водой, а также такие скорости сниже-

ния и прочие факторы, влияющие на нагрузки, действующие на конструкцию,

которые могут иметь место в ожидаемых условиях эксплуатации.

С.9. Различные нагрузки

В дополнение к маневренным нагрузкам, нагрузкам от порывов, воз-

действия земли и водной поверхности или одновременно с этими нагрузками

рассматриваются все прочие нагрузки (аэродинамические нагрузки на по-

верхности управления, усилия пилота, крутящий момент двигателя, нагруз-

ки за счет изменения конфигурации, внешние нагрузки и т.п.), которые

могут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

С.10. Усталостная прочность

Прочность и технология изготовления конструкции вертолета являются

таковыми, что исключается усталостное разрушение с катастрофическими

последствиями в результате воздействия повторяющихся и вибрационных

нагрузок в ожидаемых условиях эксплуатации. Учитываются деградация

прочностных характеристик из-за воздействия внешних условий, случайные

повреждения и другие вероятные разрушения.

С.11. Специальные факторы

Прочностные свойства элементов конструкции (т.е. отливки, подшип-

ники или арматура), на которые влияют непостоянство технологических

процессов, ухудшение свойств в эксплуатации или любая другая причина,

учитываются соответствующим коэффициентом.

РАЗДЕЛ D

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО

D.1. Общие положения

D.1.1. Особенности проектирования и производства в достаточной

степени гарантируют, что все части вертолета будут способны эффективно

и надежно работать в ожидаемых условиях эксплуатации. Они основываются

на практике, которая, как показывает опыт, является удовлетворительной

или которая подтверждается специальными испытаниями или другими соот-

ветствующими исследованиями, или теми и другими вместе. При этом учиты-

ваются аспекты человеческого фактора.

D.1.2. Подтверждение работы подвижных частей

Демонстрируется работа всех подвижных частей, имеющих существенное

значение для безопасной эксплуатации вертолета, для подтверждения их

правильного функционирования во всех возможных для этих частей эксплуа-

тационных условиях.

D.1.3. Материалы

Все материалы, используемые при изготовлении тех частей вертолета,

которые имеют существенное значение для его безопасной эксплуатации,

отвечают утвержденным техническим требованиям. Утвержденные технические

требования представляют собой такие требования, в результате введения

которых все материалы, одобренные как удовлетворяющие им, будут обла-

дать основными свойствами, предусмотренными в проекте.

D.1.4. Технология производства

Применяется такая технология производства и сборки, которая обес-

печивает постоянство качества конструкции, обладающей надежностью с

точки зрения сохранения прочности при эксплуатации.

D.1.5. Предохранение

Конструкция предохраняется от снижения или потери прочности в ходе

эксплуатации вследствие атмосферных воздействий, коррозии, износа или

других причин, которые могут остаться незамеченными, принимая во внима-

ние тот уровень технического обслуживания, который будет обеспечиваться

при эксплуатации вертолета.

D.1.6. Проверка

Принимаются надлежащие меры к тому, чтобы позволить проводить лю-

бые необходимые проверки, замену или ремонт тех деталей и частей верто-

лета, которые в этом нуждаются, либо на периодической основе, либо пос-

ле попадания в необычно сложные условия эксплуатации.

D.1.7. Критические части

Определяются все критические части, используемые на вертолете, и

устанавливаются процедуры, обеспечивающие осуществление контроля за

требуемым уровнем целостности критических частей в процессе проектиро-

вания, изготовления и в течение срока службы этих частей.

D.2. Особенности проектирования систем

Особое внимание уделяется проектированию элементов, которые оказы-

вают влияние на способность летного экипажа сохранять управление поле-

том. К ним относятся, по крайней мере, следующие:

а) Органы и системы управления. Органы и системы управления проек-

тируются таким образом, чтобы сводить к минимуму возможность заедания,

самопроизвольного срабатывания или непреднамеренного включения стопор-

ных устройств поверхностей управления.

1) Каждый орган и система управления работают легко, плавно и точ-

но в соответствии со своим функциональным назначением.

2) Каждый элемент каждой системы управления полетом соответствую-

щим образом проектируется или имеет четкое и постоянное клеймо, чтобы

свести к минимуму вероятность неправильной сборки, которая может при-

вести к неправильной работе системы.

b) Кабина экипажа. Кабина экипажа проектируется таким образом,

чтобы экипаж мог использовать органы управления без необоснованной кон-

центрации внимания или усталости.

c) Обзор из кабины экипажа. Компоновка кабины экипажа является та-

кой, чтобы обеспечивался достаточно широкий, незатененный и неискажен-

ный обзор для безопасной эксплуатации вертолета во всех ожидаемых усло-

виях, с учетом которых запрашивается сертификация.

d) Меры на случай аварийных ситуаций. Обеспечиваются средства, ко-

торые либо автоматически предотвращают возникновение аварийных ситуа-

ций, либо позволяют членам экипажа предпринимать необходимые действия

при возникновении предвидимых отказов в работе оборудования и систем,

угрожающих безопасности вертолета.

e) Меры предосторожности против пожара. Обеспечивается надлежащая

защита вертолета от пожара.

f) Потеря работоспособности экипажа. Предусматриваются конструк-

тивные меры защиты от появления токсичных газов, которые в нормальных

условиях эксплуатации могут привести к потере трудоспособности летного

экипажа.

D.3. Флаттер

Не допускается флаттер любых аэродинамических поверхностей верто-

лета при всех сочетаниях значений скорости и мощности.

D.4. Особенности размещения людей на борту

D.4.1. Кресла и привязные ремни

Обеспечиваются надлежащие кресла и привязные ремни для находящихся

на борту людей, учитывая при этом вероятные нагрузки, возникающие в по-

лете и при аварийной посадке. Уделяется внимание сведению к минимуму

телесных повреждений находящихся на борту людей вследствие контакта с

окружающими элементами конструкции в процессе эксплуатации вертолета.

D.4.2. Условия в кабине

Системы вентиляции проектируются с учетом обеспечения в кабине

надлежащих условий при выполнении предполагаемого полета и операций на

земле.

D.5. Электрическая металлизация и защита от молнии и статического

электричества

D.5.1. Электрическая металлизация и зашита от молнии и статическо-

го электричества обеспечивают:

а) защиту вертолета, его систем, находящихся на борту людей и тех,

кто соприкасается с вертолетом на земле или на воде, от опасных воз-

действий разряда молнии и электрического удара;

b) предотвращение опасного накопления электростатического заряда.

D.5.2. Кроме того, вертолет защищен от катастрофических последс-

твий воздействия молнии. Должное внимание уделяется материалам, исполь-

зуемым в конструкции вертолета.

D.6. Меры на случай аварийной посадки

D.6.1. В конструкции вертолета предусматриваются средства для за-

щиты находящихся на борту людей от пожара и последствий воздействия пе-

регрузок при торможении во время аварийной посадки.

D.6.2. Обеспечиваются средства для быстрого покидания вертолета в

условиях, возникновение которых вероятно после аварийной посадки, и та-

кие средства предусматриваются с учетом пассажировместимости вертолета

и количества членов его экипажа. Вертолеты, сертифицируемые с учетом

возможности вынужденной посадки на воду, проектируются таким образом,

чтобы обоснованно гарантировать безопасную эвакуацию пассажиров и чле-

нов экипажа при вынужденной посадке на воду.

D.7. Наземное обслуживание

При проектировании принимаются достаточные меры для того, чтобы

свести к минимуму риск нанесения при обычном наземном обслуживании

(буксировке, подъеме домкратами и т.п.) повреждений, которые могут ос-

таться незамеченными, деталям и частям вертолета, имеющим существенное

значение для обеспечения его безопасной эксплуатации. При этом могут

учитываться меры безопасности, обеспечиваемые введением ограничений и

инструкций в отношении таких операций.

РАЗДЕЛ E

НЕСУЩИЕ ВИНТЫ И СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

E.1. Двигатели

Стандарты части VI настоящих Правил применяются к двигателям всех

типов, используемым на вертолете в качестве основных двигателей.

E.2. Несущие винты и система силовой установки

E.2.1. Общие положения

Система силовой установки и несущие винты отвечают Стандартам раз-

дела D и Стандартам п.Е.2.

E.2.2. Проектирование, производство и эксплуатация

a) Несущие винты и системы привода несущих винтов вместе с их аг-

регатами проектируются и изготавливаются таким образом, чтобы они на-

дежно работали в пределах установленных эксплуатационных ограничений в

ожидаемых условиях эксплуатации, когда они надлежащим образом состыко-

ваны с двигателем и установлены на вертолете в соответствии с положени-

ями настоящего раздела.

b) Применительно к вертолетам с максимальной сертифицированной

взлетной массой более 3175 кг или вертолетам, которые сертифицируются

согласно стандарту категории А, проводится оценка несущих винтов и сис-

тем привода несущих винтов для подтверждения их безопасного функциони-

рования во всем диапазоне условий эксплуатации. В том случае, когда та-

кая оценка выявляет отказ, который может помешать безопасному продолже-

нию полета и выполнению посадки вертолета, предусматриваются средства

сведения к минимуму вероятности такого отказа.

E.2.3. Заявленные режимы работы, условия и ограничения

Заявляются режимы работы и все эксплуатационные условия и ограни-

чения, которые предназначены для регламентирования эксплуатации несущих

винтов и систем привода несущих винтов.

a) Ограничения максимальных и минимальных оборотов несущего винта.

Устанавливаются максимальные и минимальные обороты несущих винтов в ус-

ловиях как их соединения, так и рассоединения с двигателями. Заявляются

любые эксплуатационные условия (например, приборная скорость), которые

влияют на эти максимальные и минимальные величины.

b) Предупреждение о выходе оборотов несущего винта за минимальные

значения для вертолетов с одним двигателем и вертолетов с несколькими

двигателями, не имеющих утвержденного устройства автоматического увели-

чения мощности при отказе двигателя. При приближении вертолета к огра-

ничению по оборотам несущего винта при всех работающих двигателях или с

одним неработающим двигателем пилот обеспечивается ясной и четкой пре-

дупреждающей сигнализацией. Предупреждающие сигналы и начальные харак-

теристики возникшего состояния позволяют пилоту остановить развитие

этого состояния после срабатывания предупреждающей сигнализации и восс-

тановить нормальный режим полета в пределах предписанных обычных огра-

ничений, а также сохранять полное управление вертолетом.

E.2.4. Испытания

Несущие винты и системы привода несущих винтов удовлетворительно

проходят такие испытания, какие необходимы для гарантии их удовлетвори-

тельной и надежной работы в пределах заявленных режимов работы, условий

и ограничений. Испытания включают, по крайней мере, следующее:

а) Работа. Проводятся испытания для обеспечения гарантии того, что

прочностные и вибрационные характеристики являются удовлетворительными,

а также чтобы продемонстрировать правильную и надежную работу механиз-

мов управления и изменения шага винта и механизмов муфты свободного хо-

да. Демонстрируется удовлетворительный уровень характеристик заброса

оборотов на вертолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой

более 3175 кг.

Ь) Выносливость. Проводятся достаточно продолжительные испытания

при таких режимах мощности, числах оборотов двигателя и несущего винта

и других эксплуатационных условиях, которые необходимы для проверки на-

дежности и долговечности несущих винтов и систем привода несущих вин-

тов.

E.2.5. Соответствие ограничениям для двигателей, несущего винта и

системы привода несущего винта

Силовая установка проектируется таким образом, чтобы двигатели,

несущие винты и системы привода несущих винтов могли надежно функциони-

ровать в ожидаемых условиях эксплуатации. В условиях, указанных в руко-

водстве по летной эксплуатации, вертолет способен эксплуатироваться без

превышения ограничений, установленных для двигателей, несущих винтов и

систем привода несущих винтов в соответствии с положениями данного раз-

дела и части VI.

E.2.6. Управление числом оборотов двигателя

На вертолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой бо-

лее 3175 кг и на вертолетах, которые сертифицируются согласно стандарту

категории А, на которых продолжающееся вращение ротора отказавшего дви-

гателя повышает опасность возникновения пожара или серьезного разруше-

ния конструкции, обеспечиваются средства, позволяющие экипажу прекра-

тить в полете вращение отказавшего двигателя или уменьшить число его

оборотов до безопасного уровня.

E.2.7. Повторный запуск двигателя

На вертолетах с максимальной сертифицированной взлетной массой бо-

лее 3175 кг и на вертолетах, которые сертифицируются согласно стандарту

категории А, обеспечиваются средства для повторного запуска двигателя в

полете на абсолютных высотах вплоть до заявленной максимальной высоты.

E.2.8. Компоновка и эксплуатация

E.2.8.1. Независимость двигателей. На вертолетах категории А сило-

вая установка компонуется и монтируется таким образом, чтобы каждый

двигатель с его системами мог управляться и эксплуатироваться независи-

мо от других двигателей и чтобы обеспечивалась по крайней мере одна та-

кая компоновка силовой установки и систем, при которой любой отказ (ес-

ли вероятность такого отказа не является крайне малой) не мог привести

к большей потере мощности, чем при полном отказе критического двигате-

ля.

E.2.8.2. Вибрация несущих винтов и систем привода несущих винтов.

Определяются вибрационные напряжения в несущих винтах и системах приво-

да несущих винтов, и эти напряжения не превышают значений, которые, как

было выявлено, являются безопасными в пределах эксплуатационных ограни-

чений, установленных для вертолета.

E.2.8.3. Охлаждение. Система охлаждения способна поддерживать тем-

пературу силовой установки в установленных пределах (см. п.Е.2.5) при

температурах окружающего воздуха, утвержденных для эксплуатации верто-

лета. В руководстве по летной эксплуатации предписываются значения мак-

симальной и минимальной температуры окружающего воздуха, в пределах ко-

торых силовая установка была признана пригодной для эксплуатации.

E.2.8.4. Системы силовой установки. Топливная, масляная системы,

система входного устройства, включающая воздухозаборник и подводящий

канал, и другие системы, связанные с каждым двигателем, каждой системой

привода несущего винта и каждым несущим винтом, обеспечивают работу со-

ответствующего двигателя согласно установленным требованиям при всех

условиях, определяющих работу систем (например, режимах мощности двига-

теля, положениях и ускорениях вертолета, атмосферных условиях, темпера-

турах рабочих жидкостей) в пределах ожидаемых условий эксплуатации.

E.2.8.5. Противопожарная защита. Для тех зон силовой установки,

где потенциальная опасность пожара особенно велика вследствие близкого

расположения источников воспламенения к горючим материалам, в дополне-

ние к общему Стандарту п.D.2 е) предусматривается следующее:

a) Изоляция. Такие зоны изолируются термостойким материалом от ос-

тальных отсеков вертолета, в которых возникновение пожара будет предс-

тавлять угрозу продолжению полета и выполнению посадки (вертолеты с

максимальной сертифицированной массой более 3175 кг или категории А)

или будет представлять угрозу безопасному выполнению посадки (прочие

вертолеты); при этом обращается внимание на возможные очаги возникнове-

ния пожара и пути его распространения.

b) Воспламеняющиеся жидкости. Элементы систем, содержащие воспла-

меняющиеся жидкости и расположенные в таких зонах, являются термостой-

кими. Для сведения к минимуму опасных последствий разрушения любого

элемента, содержащего воспламеняющиеся жидкости, в каждой зоне предус-

матривается дренаж. Обеспечиваются средства, позволяющие экипажу перек-

рывать подачу опасных объемов воспламеняющихся жидкостей в такие зоны

при возникновении пожара. В тех случаях, когда в этих зонах имеются ис-

точники воспламеняющихся жидкостей, все элементы соответствующей систе-

мы, находящиеся в данной зоне, включая опорную конструкцию, являются

огнестойкими или защищаются от воздействия огня.

c) Обнаружение пожара. В случае установки газотурбинных двигателей

предусматривается достаточное количество датчиков сигнализации о пожа-

ре, расположенных таким образом, чтобы обеспечить быстрое обнаружение

любого пожара, который может возникнуть в таких зонах, если пожар не

может быть легко замечен в полете пилотом, находящимся в кабине.

d) Тушение пожара. На вертолетах с газотурбинными двигателями и

максимальной сертифицированной взлетной массой более 3175 кг такие зоны

обеспечиваются системой пожаротушения, способной ликвидировать любой

пожар, который может в них возникнуть, если только степень изоляции,

количество горючих материалов, термостойкость конструкции и другие фак-

торы не являются такими, что любой пожар, который может возникнуть в

данной зоне, не будет угрожать безопасности полета вертолета.

РАЗДЕЛ F

СИСТЕМЫ И ОБОРУДОВАНИЕ

F.1. Общие положения

F.1.1. Вертолет оснащается утвержденными приборами, оборудованием

и системами, необходимыми для обеспечения безопасности полета в ожидае-

мых условиях эксплуатации. Они включают приборы и оборудование, необхо-

димые экипажу для безопасной эксплуатации вертолета в пределах его экс-

плуатационных ограничений. При проектировании приборов и оборудования

учитываются аспекты человеческого фактора.

F.1.2. Приборы, оборудование и системы, предусматриваемые в

п.F.1.1, проектируются и устанавливаются таким образом, что:

a) для вертолета категории А обеспечивается обратная зависимость

между определяемыми в процессе оценки безопасности систем вероятностью

особой ситуации и опасностью ее последствий для воздушного судна и на-

ходящихся на борту людей;

b) они выполняют свои функции во всех ожидаемых условиях эксплуа-

тации;

c) их взаимные электрические помехи не оказывают неблагоприятного

влияния на безопасность эксплуатации.

F.1.3. Предусматриваются средства предупреждения экипажа о небезо-

пасных состояниях систем в эксплуатации, обеспечивающие экипажу возмож-

ность предпринять корректирующие действия.

F.1.4. Схема системы электроснабжения позволяет обеспечить силовые

нагрузки в нормальных условиях эксплуатации и является таковой, что ни

один единичный отказ или сбой не может ухудшить способность системы

обеспечивать основные силовые нагрузки для безопасного выполнения поле-

та.

F.2. Установка приборов и оборудования

Установка приборов и оборудования отвечает Стандартам раздела D.

F.3. Аварийно-спасательное оборудование

Предписанное аварийно-спасательное оборудование, которое, как ожи-

дается, в случае аварии будет использоваться или применяться экипажем

или пассажирами, является доступным, надежным и легко распознаваемым, а

методы его применения указываются с помощью четкой маркировки.

F.4. Аэронавигационные огни и огни предотвращения столкновения

F.4.1. Огни, предусмотренные Приложением 2 "Правила полетов" для

вертолетов, находящихся в полете или на рабочей площади аэродрома или

вертодрома, имеют такую интенсивность, цвет, зону действия и другие ха-

рактеристики, которые обеспечивают пилоту другого воздушного судна или

наземному персоналу время, необходимое для интерпретации сигналов и вы-

полнения требуемого маневра для предотвращения столкновения. Конструк-

ция таких огней должным образом учитывает условия, в которых они смогут

выполнять эти функции.

Примечание 1. Вполне возможно, что огни будут наблюдаться на раз-

личных фонах, включая типовое освещение городов, чистое звездное небо,

освещенную луной водную поверхность и дневные условия с низкой фоновой

освещенностью. Кроме того, ситуации риска столкновения, вероятнее все-

го, будут возникать в аэродромных диспетчерских зонах, в которых воз-

душные суда маневрируют на промежуточных и низких эшелонах полета при

скоростях сближения, которые вряд ли превысят 900 км/ч (500 уз.).

F.4.2. Огни устанавливаются на вертолетах таким образом, чтобы

свести к минимуму возможность того, что они отрицательно скажутся на

удовлетворительном выполнении летным экипажем своих обязанностей.

F.5. Защита от электромагнитных помех

Бортовые электронные системы, особенно имеющие критическое и важ-

ное значение для выполнения полета системы, защищаются соответствующим

образом от электромагнитных помех, обусловленных внутренними и внешними

источниками.

F.6. Защита от обледенения

В том случае, когда требуется сертификация для выполнения полетов

в условиях обледенения, показывается способность вертолета безопасно

выполнять полет во всех условиях обледенения, которые могут встретиться

во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

РАЗДЕЛ G

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ

G.1. Общие положения

Эксплуатационные ограничения, в пределах которых определяется со-

ответствие Стандартам настоящих Правил, вместе с любой другой информа-

цией, необходимой для обеспечения безопасной эксплуатации вертолета,

доводятся до сведения заинтересованных лиц с помощью руководства по

летной эксплуатации, а также маркировки, пояснительных надписей и таких

других средств, благодаря которым это может быть сделано достаточно эф-

фективно.

G.2. Эксплуатационные ограничения

G.2.1. Ограничения, которые могут быть превышены в полете и кото-

рые определяются количественно, выражаются в приемлемых единицах. В

значения этих ограничений при необходимости вносятся поправки с учетом

ошибок в измерениях, позволяющие по имеющимся в распоряжении летного

экипажа приборам легко определять те моменты, когда эти ограничения

достигаются.

G.2.2. Ограничения нагрузок

Ограничения нагрузок охватывают все предельные массы, предельные

значения центровки, предельные значения распределения массы и предель-

ные нагрузки на пол (см. п.А.2.2).

G.2.3. Ограничения воздушной скорости

Ограничения воздушной скорости охватывают все значения скорости

(см. п.С.5.2), которые устанавливаются с учетом целостности конструкции

или летных качеств вертолета или прочих соображений. Эти скорости ука-

зываются для соответствующих конфигураций вертолета и других относящих-

ся к ним факторов.

G.2.4. Ограничения, устанавливаемые для силовой установки

Ограничения, устанавливаемые для силовой установки, включают все

ограничения, предписанные для различных элементов силовой установки,

смонтированных на вертолете (см. п.п. Е.2.5 и Е.2.8.3).

G.2.5. Ограничения, устанавливаемые для несущего винта

Ограничения оборотов несущего винта включают максимальные и мини-

мальные обороты несущего винта, устанавливаемые для условий с неработа-

ющими (авторотация) и работающими двигателями.

G.2.6. Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем

Ограничения, устанавливаемые для оборудования и систем, включают

все ограничения, предписанные для различных элементов оборудования и

систем, вмонтированных на вертолете.

G.2.7. Различные ограничения

Различные ограничения включают любые необходимые ограничения в от-

ношении условий, которые считаются неблагоприятными для безопасной экс-

плуатации вертолета (см. п.A.2.1).

G.2.8. Ограничения, устанавливаемые для летного экипажа

Ограничения, касающиеся летного экипажа, устанавливают минимальное

число членов летного экипажа, необходимое для эксплуатации вертолета,

при этом среди прочих факторов учитывается возможность доступа соот-

ветствующих членов экипажа ко всем необходимым органам управления и

приборам, а также возможность выполнения правил, предписанных для ава-

рийных обстоятельств.

G.3. Эксплуатационная информация и процедуры

G.3.1. Разрешенные виды полетов

Перечисляются конкретные виды полетов, для выполнения которых на

основании соответствия определенным требованиям была продемонстрирована

годность вертолета.

G.3.2. Данные о нагружении

Данные о нагружении включают величину массы пустого вертолета (с

указанием условий, при которых выполнялось взвешивание), сведения о со-

ответствующем положении центра тяжести, а также о точках и линиях отс-

чета, относительно которых указаны предельные значения центровки.

Примечание. Обычно в массу пустого вертолета не включается масса

экипажа, коммерческой загрузки и расходуемого топлива; она включает

массу всего постоянного балласта, неотработанного топлива и полную мас-

су масла и жидкостей в гидросистеме и системе охлаждения двигателей.

G.3.3. Правила эксплуатации

Приводятся правила эксплуатации в нормальных и аварийных условиях,

соответствующие данному вертолету и необходимые для обеспечения его бе-

зопасности. Сюда включаются правила, которым должен следовать экипаж

при отказе одного или нескольких двигателей.

G.3.4. Сведения о пилотажных характеристиках

Предоставляется достаточная информация о любых необычных или имею-

щих важное значение характеристиках вертолета.

G.4. Информация о летно-технических характеристиках

Информация о летно-технических характеристиках вертолета представ-

ляется в соответствии с требованиями п.В.2. Она включает сведения о

различных конфигурациях вертолета, режимах мощности и соответствующих

скоростях, а также сведения, которые могут помочь летному экипажу полу-

чить на практике предписанные летно-технические характеристики.

G.5. Руководство по летной эксплуатации

Обеспечивается предоставление руководства по летной эксплуатации.

В руководстве четко и ясно указывается, к какому конкретному вертолету

или серии вертолетов оно относится. Руководство по летной эксплуатации

включает, по крайней мере, ограничения, информацию и правила, предпи-

санные в п.п. G.2, G.3, G.4, и G.6.1.

G.6. Маркировка и пояснительные надписи

G.6.1. Маркировка и пояснительные надписи на приборах, оборудова-

нии, органах управления и т.д. включают такие ограничения или сведения,

которые требуют непосредственного внимания летного экипажа в полете.

G.6.2. Обеспечиваются маркировка и пояснительные надписи или инс-

трукции в целях предоставления наземному персоналу информации, имеющей

важное значение с точки зрения предотвращения ошибок при наземном обс-

луживании (буксировке, заправке топливом и т.д.), которые могли бы ос-

таться незамеченными и создать угрозу безопасности последующих полетов

вертолетов.

G.7. Сохранение летной годности: информация о техническом

обслуживании

G.7.1. Общие положения

Обеспечивается информация, которая используется при разработке ме-

тодов поддержания летной годности вертолета. Эта информация включает

сведения, указанные в п.п. G.7.2, G.7.3 и G.7.4.

G.7.2. Информация о техническом обслуживании

Информация о техническом обслуживании включает описание вертолета

и рекомендуемые методы выполнения работ по техническому обслуживанию.

Такая информация включает инструктивные указания в отношении выявления

дефектов.

G.7.3. Информация в программе технического обслуживания

Программа технического обслуживания содержит информацию о работах

по техническому обслуживанию и рекомендуемой периодичности их проведе-

ния.

Разработка первоначальной информации для программы технического

обслуживания при сертификации типа вертолета иногда осуществляется в

рамках органа, называемого Советом по вопросам технического обслужива-

ния (MRB), или в процессе подготовки инструкций по сохранению летной

годности.

G.7.4. Обязательные требования к техническому обслуживанию, уста-

навливаемые при утверждении типовой конструкции.

Обязательные требования к техническому обслуживанию, которые уста-

новлены государством разработчика в качестве условия утверждения типо-

вой конструкции, указываются в качестве таковых и включаются в информа-

цию о техническом обслуживании, упомянутую в п.G.7.3.

Обязательные требования, указанные в качестве условия утверждения

типовой конструкции, часто называются сертификационными требованиями к

техническому обслуживанию (CMR) и/или ограничениями летной годности.

РАЗДЕЛ Н

ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ СИСТЕМ

Программное обеспечение всех систем разрабатывается и апробируется

таким образом, чтобы системы, в которых оно используется, выполняли

свои предусмотренные функции с учетом уровня безопасности полетов, ко-

торый соответствует требованиям, изложенным в данной части.

Некоторые государства допускают использование национальных/между-

народных отраслевых стандартов, например RTCA/DO-178 или EUROCAE ED12,

для разработки и испытания системного программного обеспечения.

РАЗДЕЛ I

УДАРОСТОЙКОСТЬ И БЕЗОПАСНОСТЬ КАБИНЫ

I.1. Общие положения

При проектировании вертолетов учитываются аспекты ударостойкости

для повышения вероятности выживания находящихся на борту людей.

I.2. Расчетные нагрузки при аварийной посадке

Определяются нагрузки при аварийной посадке (аварии), с тем чтобы

элементы внутренней отделки, облицовочные панели, несущую конструкцию и

страховочное оборудование можно было спроектировать с учетом обеспече-

ния достаточной защиты находящихся на борту людей в условиях аварийной

посадки. Подлежащие учету факторы включают:

a) динамические воздействия;

b) критерии фиксации предметов, которые могут представлять опас-

ность;

c) деформацию фюзеляжа в зонах аварийных выходов;

d) целостность и расположение топливных баков;

e) целостность электрических систем для исключения источников

воспламенения в зонах нахождения компонентов топлива.

I.3. Противопожарная защита кабины

Кабина проектируется с учетом обеспечения защиты находящихся на

борту людей от пожара в случае отказов систем в полете или аварийной

ситуации. Подлежащие учету факторы включат:

a) воспламеняемость материалов отделки кабины;

b) термостойкость, а для вертолетов с максимальной сертифицирован-

ной взлетной массой более 3175 кг и выделение дыма;

c) наличие предохранительных устройств, обеспечивающих безопасную

эвакуацию;

d) оборудование ликвидации пожара.

I.4. Эвакуация

На вертолете предусматриваются достаточные аварийные выходы, обес-

печивающие эвакуацию из кабины за соответствующий период времени. Под-

лежащие учету факторы, в зависимости от размеров и категории вертолета,

включают:

a) количество и конфигурацию размещения кресел;

b) количество, расположение и размер выходов;

c) маркировку выходов и наличие инструкций об их использовании;

d) возможные блокировки выходов;

e) функционирование выходов;

f) размещение у выходов и вес оборудования для эвакуации, например

аварийных трапов и плотов.

I.5. Освещение и маркировка

На вертолетах, имеющих десять или более пассажирских кресел, обес-

печивается аварийное освещение, обладающее следующими характеристиками:

a) независимость от основного источника электропитания;

b) визуально указывает аварийные выходы;

c) обеспечивает освещение внутри и снаружи вертолета при эвакуа-

ции.

РАЗДЕЛ J

УСЛОВИЯ РАБОТЫ И ЧЕЛОВЕЧЕСКИЙ ФАКТОР

J.1. Общие положения

Вертолет проектируется с учетом обеспечения в пределах эксплуата-

ционных ограничений безопасной деятельности его пользователей, включая

экипаж, пассажиров, персонал наземного и технического обслуживания.

Примечание. Интерфейс "человек-машина" часто оказывается слабым

звеном в эксплуатационных условиях, поэтому необходимо обеспечивать,

чтобы вертолет был управляемым на всех этапах полета (в том числе при

ухудшении характеристик вследствие отказов) и чтобы экипаж; и пассажиры

не испытывали вредного воздействия условий, в которых они находятся в

течение полета.

J.2. Летный экипаж

J.2.1. Вертолет проектируется таким образом, чтобы он мог безопас-

но и эффективно управляться летным экипажем. При проектировании учиты-

ваются различия мастерства и физиологии членов летных экипажей в соот-

ветствии с ожидаемыми возможностями летного экипажа. Учитываются раз-

личные ожидаемые в условиях эксплуатации состояния вертолета, включая